TEMA 12

SISTEMA DE
COMBUSTIBLE
 INTRODUCCIÓN

El sistema de combustible de una aeronave se compone de dos partes:

Sistema de almacenamiento de combustible y distribución a los motores.
Constituye el denominado sistema de combustible primario.
Sistema de combustible propio del motor. Este es el denominado sistema de
combustible secundarioo o sistema de combustible del motor. Su función
principal es suministrar el combustible a la cámara de combustión en la
cantidad adecuada para cada régimen de funcionamiento, y en la forma
apropiada (atomización/vaporización) para maximizar la eficiencia de la
combustión. Dicho sistema comienza en la válvula de corte que existe en el
conducto de alimentación de combustible, a la entrada de cada motor, la cual
permite aislarlo del sistema de combustible primario en caso de incendio de
dicho motor.
En el presente capitulo centraremos nuestro estudio sobre el ATA 73.
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR

se selecciona mediante el mando de gases,

situado en el pedestal central (Figuras).
Los regímenes de funcionamiento del motor
de reacción son:
a) Despegue (take-off thrust, TO o TOGA).
Es el máximo empuje disponible para el
despegue. Está certificado para una
operación máxima de 10 minutos, en caso
de fallo de motor y de 5 minutos para todos
los motores. Este empuje se certifica para
una temperatura y una presión exteriores
determinadas. Para aquellos motores
dotados de inyección de agua el despegue
con este tipo de inyección se designa como
empuje de despegue húmedo (wet take-off
thrust).
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
b) Go around thrust (GA, o TOGA). Es el máximo empuje disponible para
remontar el vuelo tras un aterrizaje frustrado. Se certifica para los mismos
límites que el TO.
c) Máximo continuo (max. continuous thrust, MAX CONT o MCT). Es el empuje
máximo que puede usarse sin limitación de tiempo. Se usa en caso de fallo del
motor.
d) Máximo de subida (mar. climb thrust, CLT). Es el empuje máximo continuo
para el ascenso y el ajuste de empuje para acelerar a velocidad de crucero.
Este empuje proporciona el mejor ángulo de ascenso.
e) Máximo de crucero (max. cruise thrust, CRT). Es el máximo empuje de
crucero. Es inferior al MAX CONT y permite alargar la vida operativa del motor.
f) Ralentí. Se trata del régimen mínimo de funcionamiento estable del motor. En
los motores turbofan de dos ejes, el régimen de ralentí se corresponde
aproximadamente con un 50-60 % para el eje de alta (N 2) y 20-25 % para el de
baja (N1). El régimen de ralentí puede variar en función de las condiciones del
aire (P y T), así como del nivel de sangrado del motor hacia el sistema
neumático. En tierra, el ralentí asegura que el carreteo del avión se producirá
con un empuje mínimo, lo que evitará un uso excesivo de los frenos..
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
Además, existe un régimen de ralentí de vuelo (usado en las fases de
aproximación y aterrizaje), que es algo superior, para permitir una
aceleración más rápida en caso de abortar el aterrizaje.
1.1. Règimen plano de empuje motor (flat rated thrust)
El empuje que es capaz de desarrollar el motor depende directamente de la
temperatura del aire exterior (outside air temperature, OAT), de modo que,
para temperaturas bajas, la densidad del aire aumenta y con ello, la
capacidad del motor, y viceversa. Asimismo, una mayor OAT conllevará una
mayor EGT (indicador de temperatura de salida de gases, mezcla pobre
EGT sube, mezcla rica EGT baja) de funcionamiento.
El motor está diseñado para suministrar el 100% del empuje (TOGA) para un
valor determinado de temperatura exterior del aire. Esta temperatura se
denomina flat rated temperature (FRT) o corner point (CP). Para
temperaturas por encima de la FRT el motor no puede dar su empuje
nominal, ya que la EGT subiría por encima de los límites establecidos. Por el
contrario, para temperaturas inferiores a la FRT, el motor sería capaz de dar
un empuje superior al nominal, favorecido por las condiciones del aire.
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
En lugar de ello, generalmente los motores se diseñan para que, en estas
circunstancias (por debajo de la FRT), desarrollen el 100 % de empuje
nominal a unas rpm y EGT menores. De esta manera se alarga la vida del
motor. Los motores diseñados acorde a este criterio se designan como flat
rated engines.
Este comportamiento se refleja en la figura. En ella observamos cómo, para
temperaturas exteriores inferiores a la FRT, es posible alcanzar el empuje
máximo nominal con unas revoluciones de motor y una EGT inferiores a los
valores máximos.
Para temperaturas por encima de la FRT, la
limitación de funcionamiento se establece
mediante el criterio de mantener la EGT en su
valor máximo admisible. Ello implica
disminuir las revoluciones y, en consecuencia,
el empuje máximo que es capaz de proporcionar
el motor.
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
1.2. Actuación del motor con empuje máximo reducido.
Los aviones actuales con todos sus motores funcionando al 100 %, son
capaces de desarrollar un empuje máximo superior al requerido en muchas
circunstancias de despegue. Además, se ha de tener en cuenta que durante
la fase de despegue se consume una cantidad de combustible. Por todo ello,
a veces se realiza la operación de despegue con un empuje inferior al
máximo nominal, a fin de reducir los costes de la operación y preservar la
vida del motor.
Existen dos métodos que permiten operar el motor con un empuje máximo
de despegue reducido:
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
a) Despegue flexible (flexible take-off thrust). Este sistema permite definir
una temperatura exterior del aire superior a la temperatura ambiental real, de
manera que el sistema de control ajustará los parámetros de motor para
producir un empuje algo menor que el que podría desarrollar (a). Los valores
de temperatura flexible están tabulados para cada aeronave, en función de
las condiciones de la pista de despegue y de la carga del avión. Este método
es aplicable siempre que la temperatura flexible resultante sea superior a la
FRT y a la OAT real. Además, se debe tener en cuenta que en cualquier
momento, el piloto puede recuperar el máximo empuje nominal disponible.
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
b) Despegue rebajado (derated take-off thrust). Este procedimiento consiste
en programar un nuevo empuje máximo del motor, inferior al 100% nominal.
A diferencia del procedimiento anterior, este nuevo valor será considerado
como un límite de funcionamiento del motor, de modo que el piloto no podrá
recuperar en cualquier momento el valor máximo nominal (b).
 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
1.3. Consumo específico de combustible
El consumo de combustible por unidad de tiempo de un motor de reacción
dependerá directamente de su tamaño y del empuje que es capaz de
proporcionar. Por ello, para poder comparar la eficiencia de motores
diferentes en lo que al gasto de combustible se refiere, se utiliza el concepto
de consumo especifico (specific fuel consumption, SFC), que hace referencia
al gasto de combustible por unidad de tiempo, por cada unidad de empuje
generada, es decir, mide lo que le ‹cuesta› al motor (en términos de
consumo) generar una unidad de empuje.
El consumo especifico de combustible se mide en las siguientes unidades:

1 libra = 0.453592 Kilogramos

 1. REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR

En la Tabla se muestran algunos datos

de SFC. para distintos motores,
especificando las condiciones de
funcionamiento en que se alcanzan
dichos consumos específicos.

En la Figura se representa el consumo

específico para el motor JT9-D, a
diferentes alturas y velocidades de vuelo.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

La función del sistema de combustible consiste en suministrar a los

inyectores el combustible en la cantidad y la forma adecuadas para el
correcto funcionamiento del motor en sus diferentes regímenes de actuación.
Pero además, el sistema debe contar con diversos elementos de control
para asegurar que el funcionamiento del motor se mantiene siempre dentro
de los márgenes de estabilidad, definidos por los siguientes parámetros:
a) Régimen de automantenimiento. Régimen mínimo de revoluciones que
asegura la capacidad del motor para mantenerse en funcionamiento.
b) Régimen máximo admisible
(límite de sobrevelocidad). Régimen
de revoluciones por encima del
cual se ha de detener el motor para
salvaguardar la integridad del mismo.
En motores comerciales tipo
turbofan, este régimen suele
encontrarse en tomo al 104-106 %.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

b) Condiciones mínimas de mantenimiento de la llama en la cámara de

combustión. Son las condiciones mínimas de funcionamiento requeridas en
la cámara de combustión, para evitar el apagado de llama.
c) Línea de entrada en pérdidas del compresor.
d) Temperatura máxima admisible de funcionamiento (exhaust gas
temperature, EGT).
e) Presión máxima admisible
en la zona de combustión.
f) Velocidad de rotación del
fan (N1).
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

El combustible se extrae de los depósitos de la aeronave, desde donde,

gracias a las bombas sumergidas, se envía hasta la válvula de corte de baja
presión (low pressure fuel shut off valve, LPFSOV), punto en el que se
puede considerar que comienza el circuito de combustible del motor, el cual
está formado por una línea de baja presión y una de alta presión. Desde la
LPFSOV el fuel pasa a una etapa de bombeo de baja presión (low pressure
pump, LPP), que lo envía a un intercambiados de calor y un filtro. Una vez
filtrado, el combustible pasa a la etapa de alta presión, donde una bomba de
alta de tipo
volumétrico (high
pressure pump, HPP),
manda el
combustible hasta la
fuel control unit (FCU)
o hydromechanical
unit (HMU).
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

Este componente es el encargado de determinar el gasto de combustible

requerido para cada régimen de funcionamiento del motor, enviándolo a los
colectores de distribución e inyectores a través de la válvula de corte de alta
presión (HPFSOV) y del caudalímetro. El combustible sobrante se devuelve
a la línea de alimentación. La HMU recibe información de diversos
parámetros como son las presiones de entrada y descarga del compresor, la
temperatura ambiental del aire, las rpm del eje de alta (N2) y la EGT, con el
fin de ajustar el gasto de combustible a las condiciones de funcionamiento
del motor.
En la línea de alta presión podemos encontrar también algunos filtros de
combustible.
ELEMENTOS QUE COMPONEN EL SISTEMA:
2.1. Low pressure fuel shut-off valve (LPFSOV)
Comunica la línea de alimentación de combustible proveniente de los
depósitos con el motor. De este modo, permite controlar el suministro de
combustible a la unión motor-pylon. Al accionar el sistema de arranque de
motor se abre la LPFSOV para suministrar combustible al motor (Figura).
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

Esta válvula se cierra en caso de

incendio de motor, para cortar el
suministro de combustible.

2.2. Bombas de combustible

Las bombas de combustible son
accionadas desde la AGB. El diseño más
frecuente consiste en un conjunto
compuesto por dos etapas, una etapa
centrífuga de baja presión y una etapa
de alta presión, constituida por una
bomba volumétrica. Entre ambas etapas
se sitúan un intercambiador de calor y un
filtro. La etapa de baja asegura el cebado
de la de alta, evitando la cavitación. En
caso de fallo de las bombas sumergidas
de los depósitos de combustible, la
bomba de baja es capaz de suministrar
suficiente combustible a la etapa de alta.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

La bomba de alta suministra

combustible a la unidad hidromecánica
de control (HMU), a la presión adecuada
y convenientemente filtrado. Ambas
bombas forman una única unidad, la
unidad de bombeo de combustible, la
cual se acopla a la AGB para recibir el
movimiento de accionamiento.

En algunos sistemas se emplea, para la

etapa de alta, una bomba volumétrica
de caudal variable. Entre las más
utilizadas se encuentra la bomba de
pistones axiales, con posibilidad de
variar la inclinación del plato impulsor
para modificar el caudal.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

2.3. Filtros de combustible

El combustible utilizado por el motor, debe ser convenientemente filtrado
para evitar obstrucciones en los pequeños orificios de la HMU y los
inyectores. Existen dos niveles de filtrado: un primer filtro en la línea de baja,
y otro en la línea de alta antes de la HMU.
Hay cuatro tipos de filtros:
a) Filtros de fibra de celulosa. Cartucho fabricado con fibras superpuestas,
de modo que se crea
una red para el filtrado
de partículas.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

b) Filtros de malla metálica plana. Constan de una malla de naturaleza

metálica dispuesta sobre un soporte cilíndrico.
Este tipo de filtros soportan mayores presiones que los anteriores.
Habitualmente se emplean filtros de 40 µm. Tanto los filtros de malla
metálica como los de celulosa se ubican en el conjunto de las bombas o en
la unidad del intercambiador de calor aceite-combustible. Deben ser
repuestos con elevada periodicidad (ejemplo: diariamente o cada 15 horas
de vuelo en Trent 700). (b)
c) Filtros de malla metálica cilíndrica. Tienen un cuerpo cilíndrico de acero
con multitud de orificios, cuyo tamaño determina el nivel de filtrado (c).
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

d) Filtros de galleta. Es el conjunto de láminas circulares que poseen un fino

mallado para el filtrado de impurezas. Es característico de las líneas de alta
presión. Estos filtros poseen unas válvulas de bypass y unos dispositivos de
aviso de obturación del filtro, de modo que cuando empieza a saturarse, bien
por material contaminante, bien por cristales de hielo, se envía una señal de
aviso al cockpit. Estos avisadores se basan en la medición de la presión
diferencial a la entrada y a la salida del combustible, ya que, a mayor nivel
de saturación, dicha presión diferencial aumenta.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

2.4. Sistemas de calefacción del

combustible: intercambiadores de
calor
Tiene como finalidad precalentar el
combustible antes de ser enviado a
la HMU y a los inyectores. Se
coloca antes del filtro para prevenir
la obturación de este en
condiciones de baja temperatura,
como consecuencia de la formación
de cristales de hielo a partir del
agua presente en el combustible.
La mayoría de los motores utilizan
un intercambiador de calor aceite-
combustible, de manera que se
refrigera el aceite del sistema de
lubricación, al tiempo que se
precalienta el combustible.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

Algunos motores emplean también parte del combustible para refrigerar el

generador eléctrico (Integrated drive generador, IDG), como por ejemplo, los
CFM 56-5A, 5B, 5C. Para ello, derivan parte del combustible hacia un
intercambiador de calor específico. Pasado este intercambiador de calor de
la IDG, el combustible empleado se reincorpora a la línea de baja presión,
mezclándose con el combustible nuevo a menor temperatura.

MOTOR V2500

MOTOR CFM 5-5ª/B/C

 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

Para regímenes bajos de motor, dado que el flujo de combustible es menor,

este podría llegar a calentarse en exceso durante el proceso de refrigeración
del aceite. Por ello, estos sistemas incorporan una válvula de retorno (fuel
return valve, FRV), la cual, cuando se detecta una temperatura excesiva de
combustible, abre el retorno al tanque, enviando una cierta cantidad de
combustible al depósito para su refrigeración. Este combustible es repuesto
por el combustible nuevo a través de la línea de baja presión, lo que permite
un mayor grado de refrigeración.
2.5. Unidad de control hidromecánica
La HMU es el dispositivo encargado de ajustar el flujo de combustible que se
envía a las cámaras de combustión para que el motor funcione al régimen
seleccionado. Para ello dispone de una válvula medidora (fuel metering
valve, FMV) que controla la cantidad de combustible enviado hacia los
inyectores. Esta válvula está ligada al mando de los gases para responder a
la solicitación del piloto. Sin embargo, para una misma demanda de
potencia, existen otros parámetros como son la presión y temperatura del
aire, que afectan al gasto de combustible requerido en cada régimen de
funcionamiento.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

2.6. Medidor de flujo y válvula de corte de alta

A la salida de la HMU se encuentra la válvula de corte de combustible de alta
(high pressure fuel shut-olf valve, HPFSOV). Esta válvula es la que se abre
durante el proceso de arranque cuando las condiciones en la cámara de
combustión son las adecuadas para iniciar la combustión. Asimismo, se
cierra para apagar el motor. Antes de la HPFSOV se encuentra el
caudalímetro, que mide el flujo de combustible que se envía a los inyectores.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

2.7. Manguitos de distribución e inyectores

Los colectores de combustible garantizan el reparto equilibrado de
combustible a los diferentes inyectores. Existen distintos diseños para la
conducción del combustible hacia la cámara de combustión. Algunos
motores, como el V2500, poseen un único conducto que dirige el
combustible hasta una válvula distribuidora, desde la que salen múltiples
líneas que alimentan los diferentes inyectores.
Es más común el diseño con dos líneas de alimentación dispuestas
alrededor de la cámara: una línea primaria para la alimentación constante de
un conjunto de inyectores que funcionan permanentemente y una segunda
línea que alimenta otro grupo de inyectores, para el funcionamiento a alta
potencia del motor. En estos casos existirá una válvula divisora de flujo, que
permite la alimentación de la segunda línea a partir de una cierta presión.
Existen motores que poseen un único conducto de alimentación hacia todos
los inyectores (ejemplo: GEnx). El propio inyector posee unas válvulas
controladas por la presión de combustible que permiten alimentar una o dos
salidas del mismo, dependiendo del régimen de funcionamiento del motor.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

En cuanto a los inyectores, estos van alojados en la cámara de combustión.

Su función consiste en suministrar el combustible adecuadamente atomizado
o vaporizado para lograr una correcta combustión en los diferentes
regímenes de funcionamiento del motor.
Los inyectores se pueden clasificar atendiendo a los siguientes criterios:
A) Por la actuación sobre el combustible:
A.1.Atomización por presión. Se basa en la utilización de una alta presión
(500 psi = 34 Atm.)(1 Psi = 0,068 Atm.) para atomizar el combustible en
microgotas, con el objetivo de optimizar su mezcla con el aire. Además, el
combustible es pulverizado en forma de cono, para maximizar la superficie
de contacto con dicho aire. La principal ventaja de estos inyectores reside en
su sencillez, aunque la atomización resulta un tanto heterogénea.
A.2. Atomización por presión con chorro de aire. Es semejante al anterior,
pero utiliza una corriente de aire secundario para favorecer y homogeneizar
la atomización del combustible. Gracias a la acción del aire, este sistema
requiere menores presiones de funcionamiento que el caso anterior.
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

A.3. Vaporización. Consiste en la inyección del

combustible en un tubo de vaporización en el que,
gracias al calor existente en la cámara, se vaporiza
antes de su combustión. Esto permite mejorar la
mezcla, lo que redunda en una mayor eficiencia de la
combustión.
El principal inconveniente estriba en los problemas de
durabilidad que puede presentar el tubo de
vaporización como consecuencia de las altas
temperaturas en la cámara de combustión,
especialmente para regímenes de bajo caudal de
inyección (ya que el combustible inyectado también
actúa como refrigerante).
B) Por el número de líneas de inyección:
B.1. Simplex. Una sola línea de inyección.

INYECTOR SIMPLEX DE ATOMIZACIÓN POR PRESIÓN

 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE
B.2. Dúplex. Dos líneas de inyección, la primaria (pilot) usada para el
arranque y regímenes bajos de funcionamiento, que suministra un caudal
menor con un cono de inyección más estrecho, y la principal (main), que
suministra más caudal abriendo el cono de inyección, en el caso de los
requerimientos de alta potencia de funcionamiento del motor.

INYECTOR DÚPLEX PARA DOS COLECTORES CON UTILIZACIÓN DE AIRE

 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE
C) Por el número de colectores de alimentación:
C.1. Un colector. Existe un único colector de combustible que alimenta a los
inyectores. Este sistema puede ser usado, tanto para inyectores símplex
como dúplex. La diferencia es que, en el último caso, el propio inyector debe
incorporar un divisor de flujo que abre la segunda línea de inyección a partir
de una presión de combustible.

INYECTOR DUPLEX DE UN SOLO COLECTOR CON DIVISOR DE FLUJO

PARA DOS LÍNEAS DE INYECCIÓN
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE
C.2. Dos colectores. Las dos líneas de inyección pueden confluir cada una
en un inyector distinto de tipo símplex (habrá, por tanto, dos inyectores por
bóveda), o ambas en un único inyector de tipo dúplex con dos conexiones y
sin divisor de flujo. En ambos casos existirá una válvula divisora de flujo
general en los colectores, de modo que, para baja potencia, se alimentará
únicamente una de las líneas (pilot line), y para alta potencia se abrirá la
segunda línea de inyección (main line) que alimentará, bien al segundo
inyector (caso de dos inyectores por bóveda), bien a la segunda línea del
inyector dúplex.

INYECTOR DÚPLEX
DE UN SOLO COLECTOR
CON DIVISOR DE FLUJO
PARA DOS LÍNEAS DE
INYECCIÓN
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

INYECTOR DE VAPORIZACIÓN

INYECTOR DÚPLEX
PARA CÁMARA
TIPO TAPS
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

2.8. Válvula de drenaje

Es una válvula presente en los conductos de alimentación del combustible
hacia los inyectores cuya función consiste en cerrar el acceso de
combustible cuando se para el motor, al tiempo que se abre una línea de
drenaje que elimina el fuel remanente de los colectores. De este modo, se
evita que dicho combustible pueda formar depósitos carbonosos en los
conductos con el calor residual del motor, lo que podría llegar a obstruir los
pasos calibrados en la línea de inyección. En inyectores dúplex con dos
colectores es frecuente el uso de las denominadas válvulas de presurización
y drenaje (P-D valve). Otra función es controlar la alimentación de los
colectores mediante una válvula de presión. Así, cuando se demanda una
mayor potencia de funcionamiento del motor, la subida de presión del
combustible abre la válvula de acceso al segundo colector
 2. ESTRUCTURA Y COMPONENTES DEL SISTEMA DE
COMBUSTIBLE

SUMINISTRO DE COMBUSTIBLE DRENAJE

 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
la HMU se encarga de ajustar el caudal que requieren los inyectores para
cada régimen de funcionamiento del motor. Además, vigila
permanentemente que los parámetros de actuación del motor estén siempre
dentro de los límites de funcionamiento. La HMU debe ser capaz de ajustar
el Gc a la variación de las condiciones ambientales, fundamentalmente de
presión y temperatura del aire, además de gestionar el uso de combustible
para otras aplicaciones como pueden ser la actuación de las válvulas de
sangrado, la geometría variable del compresor, etc.
Existen dos unidades de gestión dentro de la HMU: la unidad de medida y la
unidad de computación
3.1. Unidad de medida
Es la parte de la HMU encargada de determinar qué caudal se envía a los
inyectores en función del régimen de funcionamiento seleccionado por el
piloto. El gasto es controlado por una válvula medidora (fuel metering valve,
FMV), que abre más o menos la sección de paso de combustible hacia los
inyectores. Recibe, por tanto, el input de la posición del mando de gases
(throtlle lever angle, TLA).
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
El gasto que fluye a través de una sección determinada, depende de:
 La diferencia de presiones antes y después de dicha
sección. Cuanto mayor sea esta diferencia de presiones
(siempre será superior la presión de entrada que la de
salida), mayor será el gasto que atraviesa el orificio.
 Valor del área o sección de paso: a mayor sección de
paso, mayor gasto.
 La densidad del fluido.
Para el caso del flujo de combustible a través de la válvula medidora, la
densidad será un parámetro fijo, por lo que el gasto dependerá únicamente
del salto de presión y de la sección de paso abierta por la FMV. Para evitar la
dependencia de dos variables, se ha de eliminar la influencia de una de
ellas. En concreto, se elimina la influencia de la variación de presión, para lo
cual se utiliza una válvula de presión diferencial en paralelo con la FMV, que
mantiene una diferencia de presiones constante entre la entrada y la salida
de la válvula medidora.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Dicha válvula mueve un pistón
que controla un caudal de retorno
desde la salida de la FMV hacia
la línea de aspiración. El pistón
es accionado por la presión de
alta (antes de la FMV) por un
extremo y por el otro, por la
presión de salida más la acción
de un muelle. De esta manera, si
alguna de las presiones sube
más que la otra, el pistón varía su
posición reajustando la cantidad
de combustible del bypass hasta
que se recupera una diferencia
de presiones constante. Con ello
logramos que el Gc dependa
únicamente de la sección de
paso que deja la FMV.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
La válvula de presión diferencial, no
mantiene unas presiones constantes en
los conductos de combustible, sino una
diferencia de presiones constante entre
la entrada y la salida de la FMV.
La posición de la válvula medidora está
gobernada, por un lado, por la acción de
unas masas centrífugas conectadas con
el eje de alta del motor (N2) y por otro,
por un muelle cuya tensión es controlada
por el mando de gases (TLA). A mayor
régimen de giro, las masas centrifugas
tienden a separarse más, venciendo la
acción del muelle y cerrando la FMV. Por
su parte, al adelantar el mando de gases
se comprime más el muelle, aumentando
su tensión, lo que contrarrestará el efecto
de cierre ejercido por las masas
inerciales.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
De este modo, para cada régimen de
giro existirá una posición de equilibrio
entre el régimen seleccionado por la
palanca de gases y el régimen de giro
del compresor. El conjunto de puntos de
equilibrio de funcionamiento constituirá
la línea de funcionamiento estable del
eje turbina-compresor. Cuando se
quiere acelerar se acciona la palanca de
gases, de modo que aumenta la tensión
del muelle, haciendo que la FMV se
abra un poco más. Así se enriquece
algo la mezcla, provocando la
aceleración del motor. Según van
aumentando las revoluciones, las masas
inerciales se expanden cerrando algo la
FMV, hasta encontrar el nuevo punto de
equilibrio de funcionamiento del motor.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Por el contrario, al decelerar desde un
régimen determinado, el movimiento de
retroceso del mando de gases reduce
la tensión del muelle, con lo que las
masas centrífugas tienden a cerrar la
FMV, empobreciendo la mezcla. Con
ello bajará el régimen de
funcionamiento, disminuyendo la
fuerza centrifuga sobre las masas de
control, lo que tenderá abrir de nuevo
un poco la FMV hasta el nuevo punto
de equilibrio.
En la HMU existe un sistema de ajuste
del ralentí, consistente en un tornillo
regulador que asegura un flujo mínimo
que dependerá del tipo de combustible.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
3.2. Unidad de computación
Es la sección encargada de adaptar el gasto de combustible a la variación de
las condiciones de operación del motor, así como de vigilar que el
funcionamiento del mismo no exceda ningún valor límite.
La unidad de computación recibe información de:
a) Presión y temperatura del aire (altitud): para un régimen determinado, el
gasto de combustible requerido dependerá de las condiciones del aire. A menor
presión y mayor temperatura, el aire resulta menos denso, por lo que se debe
inyectar menos combustible para mantener la relación aire/combustible. La
adaptación a la presión ambiental se logra mediante un diafragma que actúa
sobre la posición de la FMV.
b) Presión estática de descarga del compresor: la presión de descarga del
compresor (o de entrada a la cámara de combustión, p 3) es una medida del
gasto másico de aire que se introduce en la cámara, y, por tanto, un dato
fundamental para controlar el gasto de combustible. Así, un aumento de un 10
% en dicha presión supone un aumento en la misma proporción del gasto de
aire y, por ello, el sistema deberá aumentar en esa proporción el gasto de
combustible.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Dicha presión actuará sobre un diafragma, que modifica la posición de la
FMV para adaptar el gasto de combustible a las variaciones de la misma.
c) Temperatura límite de gases de escape (EGT): en la sección de turbina
existe un conjunto de termopares que, además de dar señal en panel de
control, acciona un actuador sobre la HMU para limitar el Gc cuando se
supera un determinado valor de temperatura en turbina.
d) Velocidad de rotación del compresor: el conjunto de masas centrífugas
reduce Gc cuando se detecta una sobrevelocidad en el compresor.
En la Figura se representa el circuito de combustible del motor Trent 556, de
Rolls-Royce.
Se inicia en la LPFSOV. A continuación, la etapa de baja de la unidad de
bombeo impulsa el combustible hacia la etapa de alta a través del
intercambiador de calor (FOHE) y del filtro de baja, con su bypass. La etapa
de alta recoge este combustible y lo envía con la presión adecuada, hacia la
HMU. En paralelo con la bomba de alta existe una válvula limitadora de
presión.
 3. CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Parte del combustible que recibe la
HMU se emplea para el accionamiento
de otros sistemas, como son las
válvulas de sangrado (VBV) y la
geometría variable (VSV). El resto se
envía hacia la válvula medidora
(FMV), que mide la cantidad exacta de
combustible que se ha de mandar a
los inyectores. El combustible
sobrante se envía de vuelta hacia la
aspiración de la bomba. Antes de la
FMV encontramos la HPFSOV, el
caudalímetro y el filtro de alta, antes
de que el combustible llegue a los
inyectores. En paralelo se encuentra
la línea de drenaje del combustible
remanente de los colectores, una vez
que se apaga el motor.
 4. COMBUSTIBLES EMPLEADOS EN AVIACIÓN
Mediante el proceso de combustión, la energía química del combustible se
transforma en energía térmica para su aprovechamiento en la turbina, en la que
se convierte en trabajo. Por tanto, la capacidad de la turbina va a depender, en
gran medida, de las cualidades del combustible.
4.1. Propiedades de las combustibles
Las características de los combustibles son:
a) Poder calorífico. Es la cantidad de calor producida por la combustión completa
de un kilogramo de combustible.
b) Viscosidad. Mide la dificultad que presenta el combustible para fluir. Disminuye
al aumentar la temperatura.
c) Volatilidad. Es la facilidad para vaporizarse con la temperatura.
d) Punto de congelación.
e) Temperatura de ignición. Temperatura a la cual el combustible se puede
inflamar en presencia de un foco de ignición.
f) Temperatura de autoignidón. Temperatura a la cual el combustible se puede
inflamar sin necesidad de un foco de ignición.
g) Contaminantes. Se refiere al tipo y concentración de contaminantes presentes
en el combustible.
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4.2. Principales aditivos empleados en los combustibles
Los combustibles precisan aditivos para mejorar sus características. Los
más comunes son:
a) Aditivos antioxidantes. La oxidación consiste en la adición química de
átomos de oxígeno al combustible. Esta reacción es favorecida por las altas
temperaturas. Asimismo, la presencia de algunos metales que pueden existir
en los combustibles cataliza dicha reacción, acelerando el proceso de
oxidación. Por ello, es frecuente la inclusión de aditivos antioxidantes.
b) Desactivadores metálicos (MDA). En el combustible pueden existir ciertos
metales perjudiciales para su estabilidad, ya que catalizan la reacción de
oxidación. Estos metales pueden provenir de la contaminación del
combustible, de su oxidación, o de otros aditivos utilizados. Los
desactivadores metálicos reaccionan con estos metales formando
compuestos estables, que inhiben su acción.
c) Inhibidores de corrosión. Ayudan a proteger los tanques de
almacenamiento y los conductos frente a la corrosión. El uso de este aditivo
(9 gr/m3 a 22,5 gr/m3 ) es obligatorio en combustibles de la aviación militar.
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d) Biocidas. Estos aditivos se utilizan para prevenir el crecimiento microbiano
en los combustibles con base de hidrocarburos.
e) Inhibidores de la formación de hielo. Los combustibles poseen pequeñas
cantidades de agua disuelta, que a grandes alturas puede formar pequeños
cristales de hielo que podrían obstruir el circuito de combustible
(especialmente el filtro y los intercambiadores de calor). Los inhibidoras de
formación de hielo poseen una mayor afinidad de disolución en agua, de
modo que cuando existe cierta cantidad de esta en el combustible se
disuelven en ella, bajando su punto de congelación.
f) Disipadores estáticos. Como consecuencia del movimiento del combustible
a través de los conductos del sistema, se genera cierta electricidad estática,
lo cual supone un importante riesgo. Los disipadores estáticos aumentan la
conductividad del combustible, permitiendo así la disipación de la carga
electrostática. No obstante, hay que tener presente que una conductividad
muy alta puede producir alteraciones en alguno de los instrumentos de
medida relacionados con dicho sistema.
g) Aditivos detergentes y dispersantes. Se trata de aditivos que reducen los
depósitos carbonosos y la suciedad en el sistema de combustible del motor.
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4.3. Tipos de combustibles
A - Combustibles de uso civil
A.1. JET A1 (aviation turbine fuel, AVTUR): es el combustible estándar en
Europa y gran parte del mundo. Cumple con la British specification DEF STAN
91-91 (Jet A1), ASTM specification D1655 e IATA Guidance Material (Kerosine
Type) y NATO Code F-35. Sus principales características son:
 Densidad media: 0,8 kg/I.
 Punto de congelación: -47 °C.
 Inflamable a temperaturas superiores a 38 °C en presencia de una llama o
una chispa.
 Pequeña volatilidad para evitar las pérdidas por evaporación y los peligros
de incendio, en caso de accidente.
 Gran estabilidad del producto, con el objetivo de que no se vea afectado por
procesos de oxidación, así como un alto grado de estabilidad térmica.
A.2. JET A: semejante al JET A1, es el combustible estándar en EE. UU. Sus
características son muy parecidas a las del JET A1, aunque posee un punto de
congelación algo superior (-40 °C). Cumple con la especificación ASTM D1655.
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A.3. JET B (Aviation gasoline, AVTGA): se compone de un 30 % de
queroseno y un 70 % de gasolina. De más alta inflamabilidad, es utilizado
solo en regiones muy frías (Alaska, Canadá, etc.). Su punto de congelación
se sitúa en -60 °C.
A.4. TS-1: combustible estándar en Rusia (punto de congelación por debajo
de -50 °C).
B - Combustibles de uso militar
Las fuerzas aéreas militares utilizan para todos los aviones a reacción la
familia de combustibles JP (jet propellant). Podemos encontrar los siguientes
tipos:
B.1. JP1: se trata del primer combustible para motores de reacción
cualificado por la Administración estadounidense (1944).
B.2. JP3: se trata de una mezcla de gasolina (65 %) y queroseno (35 %), por
lo que sus propiedades son más próximas a una gasolina:
 Arranque en frío más fácil.
 Bajo flash point. (punto de inflamabilidad)
 Bajas propiedades lubricantes.
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B.3. JP4 (Avtag): ha sido el combustible por excelencia para reactores de la
US Air Force hasta 1995. Posee un bajo punto de inflamabilidad (-18 °C) y
un punto de congelación de -60 °C.
B.4. JP5: combustible especialmente desarrollado para las aeronaves
embarcadas en portaaviones, en los que el riesgo de incendio es
especialmente elevado. Se trata de una mezcla de elementos alcalinos,
naftalinas e hidrocarburos aromáticos. Posee una densidad de 0,81 kg/I y un
alto grado de inflamabilidad (mínimo, a 60 °C).
B.5. JP6: es una variante del JP5, con un punto de congelación inferior y una
mayor estabilidad frente a la oxidación a altas temperaturas.
B.6. JP7: desarrollado especialmente para aviones supersónicos, gracias a
su estabilidad térmica y a la alta temperatura de inflamación. Tiene un rango
de temperaturas de destilación de 182 °C a 288 °C. Posee una
concentración muy baja de componentes altamente volátiles (bencina o
tolueno) y prácticamente casi nula de azufre, oxígeno, nitrógeno e impurezas
(este combustible es utilizado, por ejemplo, para el avión furtivo Lockheed
SR-71 «Blackbird», con un consumo de 20 t/h).
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B.7. JP8: se trata de un combustible semejante al JP4 y JP5, pero que
presenta importantes mejoras en cuanto a la seguridad en su manipulación y
operacionalidad. Posee aditivos anticorrosión y antihielo
US Military Specification MIL-DTL-83133E; British specification DEF STAN
91-87 AVTUR/FSII (formerly DERD 2453); NATO Code F-34. Sus principales
características son:
 Densidad dentro del rango de 0,775 - 0,840 kg/l.
 Inflamable a temperaturas superiores a 38 °C en presencia de una llama
o una chispa.
 Punto de congelación a –47 °C.
El mayor coste, su menor disponibilidad y los problemas que presenta para
el arranque en frío, impiden que este tipo de combustible sustituya
definitivamente al JP4.
B.8. JP9: combustible utilizado para misiles.
Nota. Los combustibles militares pueden incorporar además aditivos
antiestelas y antirradar.
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4.4. Contaminación del combustible

La presencia de agua y de otros contaminantes en el propio combustible pueda
derivar en un fallo de funcionamiento del sistema, han llegado a producirse
accidentes aéreos cuya causa inicial ha estado motivada por los contaminantes
del combustible.
Por ello, es de vital importancia el análisis de los combustibles y la permanente
inspección del sistema en busca de posibles contaminantes. Se ha de señalar
que cierto tipo de emulsión que forma el combustible con el agua y con otros
contaminantes puede adherirse a las paredes de los depósitos y de los
conductos, de modo que no sea detectable su presencia mediante el análisis del
fuel.
 4. COMBUSTIBLES EMPLEADOS EN AVIACIÓN
Los principales contaminantes que afectan a los combustibles de aviación son
los siguientes:
a) Agua. Es uno de los principales contaminantes del combustible. Puede
aparecer, simplemente, por la condensación del vapor de agua presente en el
aire sobre las paredes de contenedores o depósitos de fuel, en condiciones de
temperatura ambiental baja. El combustible puede disolver cierta cantidad de
agua en función de su temperatura (a mayor temperatura del combustible,
mayor cantidad de agua podrá contener) y de su composición (la presencia de
componentes aromáticos favorece la capacidad de disolución de agua). Para
evitar la congelación del agua disuelta se incorporan al combustible aditivos
inhibidores de la formación de hielo. En cuanto al agua no disuelta, la mayoría
precipita en el fondo del depósito, lo cual permite que se pueda drenar. Tan
solo una pequeña parte del agua no disuelta puede permanecer en suspensión
en el combustible en forma de pequeñas gotas. La presencia de agua puede
causar corrosión en los conductos, en los depósitos y en los componentes del
sistema, así como favorecer la formación de cristales de hielo que obstruyan
los filtros, intercambiadores de calor o pasos calibrados. El nivel de agua
presente en el combustible se mide, generalmente, en partes por millón (ppm).
 4. COMBUSTIBLES EMPLEADOS EN AVIACIÓN
b) Sedimentos. Son residuos sólidos presentes en el combustible. Dichos
residuos provienen, principalmente, del polvo, de la suciedad, de las
escamas y de los restos de óxido. Estas partículas se consideran gruesas si
son superiores a 10 micras y finas, en caso contrario. Los residuos con un
tamaño superior a 150 micras se eliminan, generalmente, en los filtros de
malla. Para el resto son necesarios filtros de menor calibre de paso.
c) Contaminación biológica. En el seno del combustible se pueden
desarrollar determinados microorganismos (bacterias y hongos) cuya
proliferación puede llegar a formar una especie de emulsión capaz de
obstruir filtros y conductos del sistema. Además, sus subproductos
metabólicos son principalmente ácidos orgánicos y ácido sulfhídrico, por lo
que también son causa de oxidación de los componentes del sistema. Se
desarrollan fundamentalmente en la interfase combustible-agua, y precisan
de esta última para su desarrollo, por lo que la eliminación del agua redunda
directamente en la reducción de los contaminantes biológicos.
4. COMBUSTIBLES EMPLEADOS EN AVIACIÓN

CIRCUITO DE COMBUSTIBLE Y COMPONENTES DEL

MOTOR TRENT 500 DE ROLLS - ROYCE