Motores parte III

In a turbine engine with a dual-spool compressor, the low speed compressor. always turns at the same speed as the high speed compressor. is connected directly to the high speed compressor. seeks its own best operating speed. always turns at the lower speed as the high speed compressor.

In an axial-flow compressor, one purpose of the stator vanes at the discharge end of the compressor is to. straighten the airflow and eliminate turbulence. increase the velocity and prevent swirling and eddying. decrease the velocity, prevent swirling, and decrease pressure. increase the temperature and prevent swirling and eddying.

In the dual axial-flow or twin spool compressor system, the first stage turbine drives the. N(1) and N(2) compressors. N(2) compressor. N(1) compressor. N(3) compressor.

In which type of turbine engine combustion chamber is the case and liner removed and installed as one unit during routine maintenance?. Can. Can annular. Annular. Annular of Reverse flow.

Jet engine turbine blades removed for detailed inspection must be reinstalled in. A specified slot 180° away. A specified slot 90° away in the direction of rotation. The same slot. A specified slot 270° away.

LA BOMBA DE COMBUSTIBLE QUE PASA GASOLINA DE UN TANQUE A OTRO LLAMA. DE PRESION. DE EXCAVACIÓN. DE TRANSFERENCIA. DE MOVIMIENTO VARIABLE.

La estación cero en un motor identifica : Las Condiciones del aire a la entrada del compresor del generador de gas, donde se inicia el proceso de compresión mecánica. Condiciones del gas a la entrada de la turbina. Es la estación característica del generador y del motor de turbina, pues en ella se produce la temperatura máxima del gas, justo en el momento de entrar en la turbina del generador. Las condiciones ambientes, las existentes bien lejos del generador. Denota las condiciones ambientales en la cota de vuelo, a una distancia tal del avión que el aire no ha sido perturbado por la presencia del mismo. Las Condiciones del aire a la entrada de la turbina generadora de gases, donde se inicia el proceso de escape mecánico.

La estación cero identifica : Las Condiciones del aire a la entrada del compresor del generador de gas, donde se inicia el proceso de compresión mecánica. Condiciones del gas a la entrada de la turbina. Es la estación característica del generador y del motor de turbina, pues en ella se produce la temperatura máxima del gas, justo en el momento de entrar en la turbina del generador. Denota las condiciones ambientales en la cota de vuelo, a una distancia tal del avión que el aire no ha sido perturbado por la presencia del mismo. Las Condiciones del aire a la salida del compresor del generador de gas, donde se inicia el proceso de compresión cinética.

La luz de válvula a temperatura de operación comparada con la luz de válvula en frío es: Mayor. Menor. Igual.

La potencia real que va a la hélice de un motor de avión es conocida como: Caballos de fuerza (HP) de fricción. Caballos de fuerza (HP) al freno. Caballos de fuerza (HP) indicada.

La presión en la cámara de combustión tiene el siguiente comportamiento: Aumenta debido al efecto dinámico de la disminución de la velocidad del compresor. El Gas sufre fuerte expansión, en magnitud dependiente de las necesidades del trabajo del compresor. Por tanto la presión del gas disminuye de forma importante. Disminuye ligeramente como resultado de efectos de fricción y mezclado del gas, que consumen parte de la presión total que posee el gas a la entrada. La disminución de presión total es del orden del 1% a 2%. Aumenta debido al efecto estático del incremento de la velocidad de la rueda de turbina.

La presión en la turbina tiene el siguiente comportamiento: Aumenta debido al efecto dinámico de la disminución de la velocidad del aire. El Gas sufre fuerte expansión, en magnitud dependiente de las necesidades del trabajo del compresor. Por tanto la presión del gas disminuye de forma importante. Disminuye ligeramente como resultado de efectos de fricción y mezclado del gas, que consumen parte de la presión total que posee el gas a la entrada. La disminución de presión total es del orden del 1% a 2%. Se mantine constante debido al efecto dinámico al incremento de la velocidad del aire.

La región de la Cámara de Combustión donde se inyecta el combustible , se mezcla con el aire, se fija o ancla la llama se denomina: Zona Primaria. Zona de dilución. Zona de reacción. Zona de mezcla.

La sangría de aire del compresor tiene como función: Controlar el flujo aire para permitir el desbloqueo de las últimas etapas del compresor y evitar que pueda entrar en perdida. Controlar el cierre y apertura de la venas del compresor de acuerdo con la velocidad del compresor. Permitir un flujo secundario de aire más frío. Permitir un flujo primario de aire más caliente.

La siguiente afirmación sobre los tipos de inyectores es cierta : En el inyector de presión emplea la alta velocidad del aire. En el inyector de atomizacion el combustible se somete a una fuerte rotación antes de salir por la boquilla. Los inyectores de atomización emplean la alta velocidad del aire en vez de la alta velocidad del combustible para producir la atomizacion. En el inyector de presión emplea la velocidad de impacto del aire.

La tercera ley de Newton de Newton (acción-reacción) es muy importante porque explica en los motores que: El empuje en un motor a reacción es igual a la masa por la variación de velocidad de los gases más la presión por el área. Ayuda a explicar la generación de fuerza ascensional en una superficie aerodinámica. El motor produce gases calientes de un escape que son dirigidos hacia atrás del motor, en reacción una fuerza de empuje se produce en dirección opuesta. De acuerdo a la altitud, el empuje en un motor a reacción es igual al peso por la velocidad de los gases más la presión.

La velocidad del gas en la Turbina tiene el siguiente comportamiento : La velocidad del gas aumenta de forma notable, al transformar energía de presión en energía cinética. Disminuye ya que es preciso que la velocidad del aire a la entrada de la cámara de combustión se ajuste a la velocidad de propagación de la llama, que es de unos cuantos metros por segundo. La velocidad absoluta y relativa del aire aumenta y disminuye de forma constante. El aire se acelera y desacelera continuamente de etapa en etapa. La velocidad del gas disminuye de forma notable, al transformar energía mecánica en energía cinética.

Las cámaras de combustión de acuerdo con su geometría se clasifican en: Anulares, tubulares y de flujo invertido. Tubo-anulares, Anulares , de flujo recto y de flujo invertido. Anulares, tubulares, tubo-anulares y de flujo recto. Tubulares, anulares y tubo- anulares.

Los cinco eventos de un motor con ciclos de cuatro carreras por orden de secuencia son: Admisión, ignición, compresión, potencia, escape. Admisión, potencia, compresión, ignición, escape. Admisión, compresión, ignición, potencia, escape.

Los conductos que forman el estator del motor centrifugo tienen una inclinación particular muy precisa respecto a la rueda del impeler que corresponde con. El ángulo de incidencia de la corriente de aire de velocidad tangencial. El ángulo de incidencia de la corriente de aire de velocidad radial. El ángulo de incidencia de. Ninguna de las anteriores.

Los motores están soportados por rodamientos antifricción del tipo de bolas o rodillos: Los rodamientos de bolas se soportan el paquete de turbina ya que allí se producen las cargas de empuje del motor. Los rodamientos de rodillos son colocados en la parte delantera del motor para soportar las cargas axiales y radiales producidas en el compresor. Los rodamientos de bolas son colocados en la parte delantera del motor para soportar las cargas axiales producidas por el empuje de transmitido a los compresores desde la turbina y las cargas radiales debidas al gran peso de los compresores. Los rodamientos mixtos.

Los triángulos de velocidad en un compresor centrífugo están formados: La velocidad tangencial, velocidad relativa y una resultante que es la velocidad radial. La velocidad debida al estator, la velocidad tangencial y la resultante de ambas que es la velocidad relativa o velocidad verdadera. La velocidad tangencial, la velocidad radial y su resultante que es la velocidad absoluta. La velocidad inicial, la velocidad radial y su resultante que es la velocidad relativa.

Los triángulos de velocidad entre una etapa estatora y una rotara de un compresor axial están formados por de: La velocidad tangencial, velocidad relativa y una resultante que es la velocidad radial. La velocidad debida al estator, la velocidad tangencial y la resultante de ambas que es la velocidad relativa o velocidad verdadera. La velocidad debida al movimiento del alabe, la velocidad debido a la salida del aire del estator y su resultante que es la velocidad relativa. La velocidad debida al movimiento del alabe, la velocidad debido a la salida del aire del estator y su resultante que es la velocidad absoluta.

Main bearing oil seals used with turbine engines are usually what type(s)?. Labyrinth and/or carbon rubbing. Teflon and synthetic rubber. Labyrinth and/or silicone rubber. Plastic and synthetic rubber.

Newton's First Law of Motion, generally termed the Law of Inertia, states: To every action there is an equal and opposite reaction. Force is proportional to the product of mass and acceleration. Every body persists in its state of rest, or of motion in a straight line, unless acted upon by some outside force. F=m.a.

Para alcanzar el máximo empuje de una masa de gas, uno de los requisitos que debe cumplir la tobera es de que los gases no deben tener componentes de velocidad tangencial en el conducto de salida, o sea no deben tener movimiento de rotación, esto se consigue mediante: Toberas convergentes convergente- divergentes. Un adecuado diseño de los triángulos de velocidades de la ultima etapa de turbina dejando la corriente de gases en dirección axial, según el eje longitudinal del motor. Toberas convergentes divergentes. Toberas de flujo reverso.

Rectificar las válvulas de un motor recíproco hasta dejarlas con bordes finos suele originar: Una operación normal y larga vida. Excesiva abertura de válvula. Pre-ignición y válvulas quemadas.

Reduced blade vibration and improved airflow characteristics in gas turbines are brought about by. Fir-tree blade attachment. Impulse type blades. Shrouded turbine rotor blades. Size of blades.

Se conoce como “Grado de Inversión” a: La relación de la presión de salida del compresor de alta y la presión de entrada del compresor de baja. La relación entre la presión de salida de la turbina de baja y la presión de entrada del motor. La relación entre el valor máximo absoluto del empuje negativo y el empuje positivo a máximo régimen en condiciones estáticas. La relación entre el valor máximo absoluto del empuje positivo y el empuje máximo negativo a máximo régimen en condiciones estáticas.

Se instala pistones cónicos en algunos motores de avión con la finalidad de: Producir un mejor ajuste a temperaturas operacionales. Actuar como compensadores de modo que no sea necesario el magneto de compensación. Tener el mismo desgaste en todos los pistones.

Severe rubbing of turbine engine compressor blades will usually cause. bowing. cracking. galling. Stress.

Si la relación de aire/combustible es adecuada y el tiempo de ignición es correcto, el proceso de combustión debería ser completado . 20° a 30° antes del centro superior, al final del recorrido de compresión. Cuando la válvula de escape se abre al final del recorrido de potencia. Justo después del punto muerto superior, al inicio de la carrera de potencia.

Si opera un motor con un recorrido de 6 pulgadas a 2,200 revoluciones, el movimiento del pistón dentro del cilindro será: A velocidad máxima alrededor del TDC. Constante durante todo el 360° del recorrido del cigueñal. A velocidad máxima 90° después del TDC.

Si se abre la válvula de admisión demasiado temprano en el ciclo de operación de un motor de cuatro carreras, puede resultar. Un retorno inadecuado de los gases de escape. Un contragolpe del motor. Una combustión falsa hacia el sistema de inducción.

SI UN AVIÓN QUE TIENE CONTROL AUTOMÁTICO DE MEZCLA VA EN VUELO Y DESCIENDE DOCE MIL PIES,EL INSTRUMENTO DEL EGT DEBE. SUBIR. BAJAR. NO VARÍA. VARÍA CONSTANTEMENTE.

SI UN AVIÓN VUELA A 15.000 MIL PIES Y DESCIENDE A 6.000 PIES CON LOS MISMOS AJUSTES DE POTENCIA, EL INSTRUMENTO DEL MANIFOL DEBE. SUBIR. BAJAR. NO VARIA. SE MANTIENE ESTABLE HASTA 10.000 PIES.

Some engine manufacturers of twin spool gas turbine engines identify turbine discharge pressure in their maintenance manuals as. Pt7. Pt2. Tt7. Pt5.

Some high-volume turboprop and turbojet engines are equipped with two-spool or split compressors. When these engines are operated at high altitudes, the. Low-pressure rotor will increase in speed as the compressor load decreases in the lower density air. Throttle must be retarded to prevent overspeeding of the high- pressure rotor due to the lower density air. high-pressure rotor will decrease in speed as the compressor load increases in the lower density air. high-temperature rotor will decrease in speed as the compressor load increases in the lower altitud.

Standard sea level pressure is. 29.00" Hg. 29.29" Hg. 29.92" Hg. 30.92" Hg.

Stator blades in the compressor section of an axial-flow turbine engine. increase the air velocity and prevent swirling. straighten the airflow and accelerate it. decrease the air velocity and prevent swirling. changes the temperature and prevent swirling.

Teniendo en cuenta de evitar la posibilidad de una velocidad tangencial en la punta de la hélice próxima a la velocidad del sonido en la punta, en una hélice de 3 metros de diámetro, cuál será la velocidad optima de giro entre las siguientes opciones. 2500 RPM. 2000 RPM. 2200 RPM. 3200 RPM.

The abbreviation Pt7 used in turbine engine terminology means. The total inlet pressure. Pressure and temperature at station No. 7. The total pressure at station No. 7. The total pressure at station No. 6.

The air passing through the combustion chamber of a turbine engine is. used to support combustion and to cool the engine. entirely combined with fuel and burned. speeded up and heated by the action of the turbines. used to support combustion and to heat the engine.

The basic gas turbine engine is divided into two main sections: the cold section and the hot section. (1) The cold section includes the engine inlet, compressor, and turbine sections.(2) The hot section includes the combustor, diffuser, and exhaust sections. Regarding the statements,. Only No. 1 is true. Only No. 2 is true. Neither No. 1 nor No. 2 is true. Only No. 2 is false.

The blending of blades and vanes in a turbine engine. Is usually accomplished only at engine overhaul. Should be performed parallel to the length of the blade using smooth contours to minimize stress points. May sometimes be accomplished with the engine installed, ordinarily using power tools. Is usually accomplished only at engine HSI.

The Brayton cycle is known as the constant. pressure cycle. temperature cycle. mass cycle. Velocity cycle.

The compressor stators in a gas turbine engine act as diffusers to. decrease the velocity of the gas flow. increase the velocity of the gas flow. increase the velocity and decrease the pressure of the gas. Keeps constant the velocity of the gas flow.

The diffuser section of a jet engine is located between. The burner section and the turbine section. Station No. 7 and station No. 8. The compressor section and the burner section. The combustion section and the exhaust section.

The exhaust section of a turbine engine is designed to. impart a high exit velocity to the exhaust gases. increase temperature, therefore increasing velocity. decrease temperature, therefore decreasing pressure. direct the exhaust gases at a given angle.

The fan rotational speed of a dual axial compressor forward fan engine is the same as the. Low-pressure compressor. Forward turbine wheel. High-pressure compressor. Rear turbine wheel.

The function of the exhaust cone assembly of a turbine engine is to. Collect the exhaust gases and act as a noise suppressor. Swirl and collect the exhaust gases into a single exhaust jet. Straighten and collect the exhaust gases into a solid exhaust jet. Return and throw out the exhaust gases into a solid exhaust jet.

The highest heat-to-metal contact in a jet engine is the. Burner cans. Turbine inlet guide vanes. Turbine blades. Compressor blades.

The non-rotating axial-flow compressor airfoils in an aircraft gas turbine engine, are called. pressurization vanes. stator vanes. bleed vanes. Guides vanes.

The pressure of subsonic air as it flows through a convergent nozzle. increases. decreases. remains constant. is inversely proportional to the volumen.

The pressure of supersonic air as it flows through a divergent nozzle. increases. decreases. is inversely proportional to the temperature. Keeps constant.

The procedure for removing the accumulation of dirt deposits on compressor blades is called. the soak method. field cleaning. the purging process. Treatment against corrosion.

The purpose of a bleed valve, located in the beginning stages of the compressor, in an aircraft gas turbine engine is to. vent some of the air overboard to prevent a compressor stall. control excessively high RPM to prevent a compressor stall. vent high ram air pressure overboard to prevent a compressor stall. Increase low RPM to prevent a compressor stall.

The recurrent ingestion of dust or other fine airborne particulates into a turbine engine can result in. Foreign object damage to the compressor section. The need for less frequent abrasive grit cleaning of the engine. Erosion damage to the compressor and turbine sections. Foreign object damage to the turbine section.

The stator vanes in an axial-flow compressor. convert velocity energy into pressure energy. convert pressure energy into velocity energy. direct air into the first stage rotor vanes at the proper angle. Avoid air flow into the first stage rotor vanes at the proper angle.

The stators in the turbine section of a gas turbine engine. increase the velocity of the gas flow. decrease the velocity of the gas flow. increase the pressure of the gas flow. increase the temperature of the gas flow.

En el sistema de ignición donde la corriente alterna se pasa a un transformador y rectificador para cargar un capacitor corresponde a: Unidad de ignición operada con sistema de vibración DC. Unidad de ignición transistorizada. Unidad de ignición AC. Unidad de ignición operada alternamente con corriente DC y AC.