TLA ELITE MOTORES (TEMA 20)

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Título del test:
TLA ELITE MOTORES (TEMA 20)

Descripción:
TLA O TMA COLOMBIA

Autor:
AVATAR

Fecha de Creación:
11/07/2019

Categoría:
Personal
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Temario:
643. One function of the nozzle diaphragm in a turbine engine is to Decrease the velocity of exhaust gases. Center the fuel spray in the combustion chamber. Direct the flow of gases to strike the turbine blades at the desired angle. Increase the velocity of exhaust gases.
644. ¿Cuál afirmación es la correcta con respecto a los cigüeñales del motor? Los contrapesos sirven para reducir las vibraciones de torsión. Los contrapesos producen balance estático. Los amortiguadores dinámicos son diseñados para resonar a la frecuencia normal del cigüeñal.
645. ¿Cuál afirmación es la correcta con respecto a los rodamientos utilizados en motores recíprocos de alta potencia? La carrera externa de un rodamiento de bola de una sola fila y de auto alineamiento siempre tendrá un radio equivalente al de las bolas. Existe menos fricción de rodamiento al utilizar rodamientos de bola en relación al empleo de rodamientos de rodillo. Por lo general, los rodamientos de cigüeñales son de tipo bola debido a su capacidad para soportar cargas extremas sin sobrecalentamiento.
646. ¿Cuál de los siguientes es una característica de un rodamiento de empuje utilizado en la mayoría de motores radiales? Rodamiento cónico. Bola de doble fila. Bola de ranura profunda.
647. ¿Cuál es la principal ventaja al utilizar engranajes de reducción de hélice? Lograr que las revoluciones de hélice sean mayores sin un incremento asociado en las revoluciones del motor. Lograr que las revoluciones de motor sean mayores sin un incremento asociado en la potencia, asimismo, lograr que la hélice permanezca en revoluciones menores y más eficientes. Lograr que las revoluciones de motor sean mayores con un incremento asociado en las revoluciones de la hélice.
648. ¿Cuáles de los siguientes conceptos reduce la eficiencia volumétrica de un motor recíproco? Operación de aceleradores al máximo. Bajas temperaturas en la culata Tiempo inadecuado de la válvula. Doblamientos agudos en el sistema de inducción.
649. ¿De qué tipo son por lo general los rodamientos de las bielas maestras en los motores radiales? Planos. De rodillo. De bola.
650. ¿En qué recorrido o recorridos se encuentran abiertas ambas válvulas en un cilindro de motor recíproco de cuatro tiempos? Escape. Admisión. Escape y admisión.
651. ¿Qué condición sería la menos probable de causar fallas en los rodamientos de motor? Consumo de aceite excesivo. Altas temperaturas de aceite. Bajas temperaturas de aceite.
652. ¿Qué herramienta se utiliza por lo general para medir la rotación del cigueñal en grados? Indicador de dial. Disco de tiempo. Transportador.
653. ¿Qué rodamiento es el menos factible de ser uno de rodillo o de bola? Rodamiento de brazo oscilante (motor de válvula superior) Rodamiento de biela maestra (motor radial). Rodamiento principal de cigüeñal (motor radial).
654. A bajas revoluciones del motor, el compresor axial entra en pérdida debido a que: el ángulo de ataque de la corriente en el alabe de rotor (velocidad relativa) es muy alto, y ocasiona la entrada del alabe en perdida El ángulo de ataque de la resultante de la corriente del aire en el alabe de rotor (velocidad relativa) es muy alto por la disminución de la componente del aire debida al estator. El ángulo de ataque de la resultante de la corriente del aire en el alabe de rotor (velocidad relativa) es muy alto por la disminución de la componente del aire debida a la velocidad del rotor. La magnitud de la velocidad de la corriente del aire debida al alabe de rotor es muy grande por la disminución de la velocidad del compresor. .
655. A cool-off period prior to shutdown of a turbine engine is accomplished in order to allow the turbine wheel to cool before the case contracts around it. prevent vapor lock in the fuel control and/or fuel lines. prevent seizure of the engine bearings. Stabilize the rpm of the turbine wheels.
656. A gas turbine engine comprises which three main sections? Compressor, diffuser, and stator. Turbine, combustion, and stator. Turbine, compressor, and combustion. Turbine, compressor, and exhaust duct.
657. A purpose of the shrouds on the turbine blades of an axial- flow engine is to reduce vibration. increase tip speed. reduce air entrance. Increase volumen.
658. A turbine engine compressor which contains vanes on both sides of the impeller is a Double entry centrifugal compressor. Double entry axial-flow compressor. Single entry axial-flow compressor. Double exit centrifugal compressor.
659. A turbine engine hot section is particularly susceptible to which kind of damage? Scoring. Cracking. Galling. Overload.
660. A weak fuel to air mixture along with normal airflow through a turbine engine may result in a rich flameout. a lean die-out. high EGT. Low EGT.
661. Algunos barriles de cilindro son endurecidos mediante Nitruración. Enarenado Temple.
662. Algunos fabricantes de motores de avión equipan su producto con cilindros de rectificación cónica a fin de: Producir un diámetro interior de cilindro recto a temperaturas operacionales. Flexibilizar ligeramente los anillos durante la operación y reducir la posibilidad de que éstos se peguen en sus ranuras. Incrementar la presión de compresión para propósitos de arranque.
663. An advantage of the axial-flow compressor is its Low starting power requirements. Low weight. High peak efficiency. Low peak efficiency.
664. An advantage of the centrifugal-flow compressor is its high Pressure rise per stage. Ram efficiency. Peak efficiency. Temperature rise per stage.
665. An exhaust cone placed aft of the turbine in a jet engine will cause the pressure in the first part of the exhaust duct to Increase and the velocity to decrease. Increase and the velocity to increase. Decrease and the velocity to increase. Keep standar the velocity.
666. Anti-icing of jet engine air inlets is commonly accomplished by electrical heating elements inside the inlet guide vanes. engine bleed air ducted through the critical areas. electrical heating elements located within the engine air inlet cowling. electrical cooling elements located within the engine air inlet cowling.
667. At what point in an axial-flow turbojet engine will the highest gas pressures occur? At the turbine entrance. Within the burner section. At the compressor outlet. In the exhaust nozzle.
668. Between each row of rotating blades in a turbine engine compressor, there is a row of stationary blades which act to diffuse the air. These stationary blades are called Buckets. Rotors. Stators. Converging.
669. Compressor field cleaning on turbine engines is performed primarily in order to prevent engine oil contamination and subsequent engine bearing wear or damage. facilitate flight line inspection of engine inlet and compressor areas for defects or FOD. prevent engine performance degradation, increased fuel costs, and damage or corrosion to gas path surfaces. prevent engine fuel contamination and subsequent engine combustion chamber damage.
670. Cual es la relación de compresión de un compresor mixto, cuya relación de compresión del compresor axial es 1.8:1 y la del compresor centrifugo es 4:1 : 5.8 : 1 2.9 : 1 7.2 :1. 10.2 :1.
671. Cuando un motor sufre una sobre temperatura durante su operación, se debe solicitar a la tripulación el reporte del valor alcanzado en grados centígrados y el tiempo de duración para: Proceder a una inspección visual de los daños sufridos y definir la acción correctiva de acuerdo al manual de mantenimiento. Proceder a efectuar una inspección caliente (HSI) del motor de acuerdo a lo establecido en el Manual de Mantenimiento del Motor. Consultar la gráfica de límites de sobre temperatura del motor dados en el Manual de Mantenimiento, en la cual se indica la acción correctiva a seguir. Se puede seguir operando y después del siguiente vuelo, realizar una inspección visual de los daños sufridos y definir los procedimientos de mantenimiento de acuerdo al manual de operaciones.
672. Cuando un motor sufre una sobre velocidad a durante su operación, se debe solicitar a la tripulación el reporte del valor alcanzado en términos de porcentaje de velocidad y el tiempo de duración para: Proceder a una inspección visual de los daños sufridos y definir la acción correctiva de acuerdo al manual de mantenimiento. Proceder a efectuar una inspección caliente (HSI) del motor de acuerdo a lo establecido en el Manual de Mantenimiento del Motor. Consultar la gráfica de límites de sobre temperatura del motor dados en el Manual de Mantenimiento, en la cual se indica la acción correctiva a seguir. Consultar la gráfica de límites de sobre velocidad del motor dados en el Manual de Mantenimiento, en la cual se indica la acción correctiva a seguir.
673. Dirt particles in the air being introduced into the compressor of a turbine engine will form a coating on all but which of the following? Turbine blades. Casings. Inlet guide vanes. Stators.
674. Durante la Inspección de zona Caliente se encontraron los siguientes datos: Diámetro exterior del disco de turbina del compresor: 12.325 pulgadas Diámetro interior del alojamiento de los segmentos: 12.332 pulgadas De acuerdo al manual el “tip clearance” debe ser de 0.012 pulgadas La cantidad de material que debe ser removida de los segmentos para alcanzar el “tip clearance” del manual debe ser: No requiere remoción de material, sino instalación de segmentos mas gruesos 0.007 pulgadas. 0.005 pulgadas. 0.0085 pulgadas.
675. El control de flujo de aire que se requiere en motores de alta relación de compresión se logra mediante: Venas variables del compresor de baja y válvulas de sangría Control de holgura del cárter de LPT y válvulas de sangría Válvulas de sangría y venas variables en el compresor de alta. Venas variables del compresor de alta y control del holgura del cárter de LPT.
676. El control de holgura en los turborreactores (que consiste en bañar la carcasa de la turbina con aire relativamente frio sangrado del compresor o tomado del fan,) tiene el siguiente efecto: Aporta una mejora en el rendimiento de la turbina y en el consumo especifico de combustible. Disminuye la temperatura interior de los alabes y de las venas estatoras. La capa de aire sobre la superficie exterior aísla el metal de la cesión directa del calor de los gases de escape. Aumenta la temperatura exterior de los alabes y de las venas estatoras.
677. El flujo secundario de la cámara de combustión corresponde a: Aire que no participa de los procesos físicos al pasar solo por el fan del compresor. Flujo de aire proveniente del compresor de alta que no participa del proceso de combustión y que se utiliza para refrigerar las paredes de la cámara y para entrar a la zona de dilución de la cámara. Aire de impacto que se utiliza para la refrigeración de la cámara de combustión. Aire de impacto que se utiliza para la refrigeración de las ruedas de turbina.
678. El principal asunto para establecer el orden de encendido en un motor opuesto consiste en: A Producir balance y eliminar la vibración al máximo posible. Mantener los impulsos de potencia en los cilindros adyacentes lo más lejos posible a fin de obtener la mayor eficiencia mecánica. Mantener los impulsos de potencia en los cilindros adyacentes lo más cerca posible a fin de obtener la mayor eficiencia mecánica.
679. El sistema de venas variables del compresor mantienen un ángulo de ataque aceptable de los alabes subsiguientes del rotor mediante: Cierre progresivo a medida que el motor aumenta sus revoluciones Abren progresivamente a medida que el motor disminuye sus revoluciones Se cierran progresivamente a medida que la velocidad del compresor es reducida. Se mantienen cerradas sin importar que la velocidad del compresor sea reducida.
680. EL TACÓMETRO INDICA LAS RPM (SIEMPRE) DEL CIGÜEÑAL DE LA HÉLICE DEL CIGÜEÑAL Y LA HÉLICE DEL ARBOL DE LEVAS.
681. El triangulo de velocidad del compresor centrífugo lo forman : La velocidad tangencial, velocidad relativa y una resultante que es la velocidad radial. La velocidad radial, la velocidad tangencial y su resultante la velocidad absoluta. La velocidad debida al estator, la velocidad tangencial y la resultante de ambas que es la velocidad relativa o velocidad verdadera. La velocidad alterna, velocidad relativa y una resultante al cuadrado que es la velocidad tangencial.
682. En el engranaje cilíndrico recto de corona fija una de las siguientes afirmaciones es falsa: Cuando el eje del motor gira, el engranaje solar mueve los satélites los cuales al girar mueven la corona dentada en dirección opuesta a la rotación del eje del motor. El engranaje solar gira a las revoluciones del motor y engrana con un conjunto de ruedas de engranaje que se llaman satélites Los satélites se unen entre si con un bastidor llamado porta satélites, que termina en un eje. La hélice se une a este eje final y gira a la misma velocidad que los satélites alrededor de la corona estacionaria. Ninguna de las Anteriores.
683. 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.
684. En la selección del empuje de reverso , las puertas rotan para destapar los ductos y cerrar el flujo normal del gas. Las venas de cascada entonces dirigen el flujo de gas hacia delante de tal manera que el chorro de empuje se opone a la dirección de movimiento del avión, este sistema corresponde al sistema de reversible del tipo: Tipo de conchas Tipo compuertas Reverso del flujo del fan por cascadas Tipo diafragma.
685. En un motor PT6A un “tip clearance” excesivo produce: Alto T5, alto Ng y bajo consumo de combustible. Alto T5, bajo Ng y alto consumo de combustible. Bajo T5, alto Ng y alto consumo de combustible. Bajo torque y alta presión de aceite.
686. Generally, when starting a turbine engine, the starter should be disengaged after the engine has reached self- accelerating speed. only after the engine has reached full idle RPM. when the ignition and fuel system are activated. when the ignition system is cut.
687. Hot section inspections for many modern turbine engines are required only at engine overhaul. only when an overtemperature or overspeed has occurred. on a time or cycle basis. when there are damages.
688. Hot spots on the tail cone of a turbine engine are possible indicators of a malfunctioning fuel nozzle or a faulty combustion chamber. a faulty igniter plug. an improperly positioned tail cone. a faulty turbine wheel.
689. How does a dual axial-flow compressor improve the efficiency of a turbojet engine? More turbine wheels can be used. Higher compression ratios can be obtained. The velocity of the air entering the combustion chamber is increased. Lower compression ratios can be obtained.
690. If a turbine engine is unable to reach takeoff EPR before its EGT limit is reached, this is an indication that the fuel control must be replaced. EGT controller is out of adjustment. compressor may be contaminated or damaged. Turbine may be contaminated or damaged.
691. If, during inspection at engine overhaul, ball or roller bearings are found to have magnetism but otherwise have no defects, they Cannot be used again. Are in an acceptable service condition. Must be degaussed before use. Are an cause of replace.
692. In a dual axial-flow compressor, the first stage turbine drives N(2) compressor. N(1) compressor. low pressure compressor. The fan.
693. In a gas turbine engine, combustion occurs at a constant Volume. Pressure. Density. Temperature.
694. 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.
695. 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.
696. 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.
697. 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.
698. 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.
699. LA BOMBA DE COMBUSTIBLE QUE PASA GASOLINA DE UN TANQUE A OTRO LLAMA DE PRESIÓN DE EXCAVACIÓN DE TRANSFERENCIA DE MOVIMIENTO VARIABLE.
700. 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.
701. 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.
702. La luz de válvula a temperatura de operación comparada con la luz de válvula en frío es: Mayor. Menor Igual.
703. 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.
704. 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.
705. 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.
706. 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.
707. 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.
708. 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.
709. 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.
710. 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.
711. 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.
712. 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.
713. 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.
714. 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.
715. 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.
716. 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.
717. Los triángulos de velocidad entre una etapa estatora y una rotara de un compresor axial están formados por: 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 o 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 absoluta.
718. 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.
719. 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.
720. 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.
721. 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.
722. 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.
723. 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.
724. 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.
725. Severe rubbing of turbine engine compressor blades will usually cause bowing. cracking. galling. Stress.
726. 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.
727. 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.
728. 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.
729. 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.
730. 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.
731. Some engine manufacturers of twin spool gas turbine engines identify turbine discharge pressure in their maintenance manuals as Pt7. Pt2. Tt7. Pt5.
732. 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.
733. Standard sea level pressure is 29.00" Hg. 29.29" Hg. 29.92" Hg. 30.92" Hg.
734. 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.
735. 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. 3000 RPM.
736. 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.
737. 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.
738. 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.
739. 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.
740. The Brayton cycle is known as the constant pressure cycle. temperature cycle. mass cycle. Velocity cycle.
741. 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.
742. 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.
743. 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.
744. 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.
745. 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.
746. The highest heat-to-metal contact in a jet engine is the Burner cans. Turbine inlet guide vanes. Turbine blades. Compressor blades.
747. The non-rotating axial-flow compressor airfoils in an aircraft gas turbine engine, are called pressurization vanes. stator vanes. bleed vanes. Guides vanes.
748. The pressure of subsonic air as it flows through a convergent nozzle increases. decreases. remains constant. is inversely proportional to the volumen.
749. The pressure of supersonic air as it flows through a divergent nozzle increases. decreases. is inversely proportional to the temperature. Keeps constant.
750. 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.
751. 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.
752. 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.
753. 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.
754. 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.
755. The turbine section of a jet engine Increases air velocity to generate thrust forces. Utilizes heat energy to expand and accelerate the incoming gas flow. Drives the compressor section. Drives the turbine section.
756. The two types of centrifugal compressor impellers are Single entry and double entry. Rotor and stator. Impeller and diffuser. Compressor and manifold.
757. The velocity of subsonic air as it flows through a convergent nozzle increases. decreases. remains constant. changes in each cycle.
758. The velocity of supersonic air as it flows through a divergent nozzle increases. decreases. is inversely proportional to the temperature. Is Directly proportional to the temperature.
759. Three types of turbine blades are Reaction, converging, and diverging. Impulse, reaction, and impulse- reaction. Impulse, vector, and impulse-vector. Converging, reaction, and impulse-reaction.
760. Turbine blades are generally more susceptible to operating damage than compressor blades because of Higher centrifugal loading. Exposure to high temperatures. High pressure and high velocity gas flow. Exposure to high loads.
761. Turbine nozzle diaphragms located on the upstream side of each turbine wheel, are used in the gas turbine engine to Decrease the velocity of the heated gases flowing past this point. Direct the flow of gases parallel to the vertical line of the turbine blades. Increase the velocity of the heated gases flowing past this point. Avoid the flow of gases to the horizontal line of the turbine blades.
762. Un motor de nueve cilindros con un diámetro interior de 5.5 pulgadas y una carrera de 6 pulgadas debe tener un desplazamiento total de pistón de: 740 pulgadas cúbicas. 1,425 pulgadas cúbicas. 1,283 pulgadas cúbicas.
763. Un motor de válvulas en la cabeza o culata que utiliza levantadores de válvula hidráulica carece de abertura en su mecanismo operacional luego de haberse alcanzado las temperaturas mínimas de aceite de entrada y de culata para el despegue. ¿Cuándo se puede presentar dicha situación? Durante la operación normal. Cuando los elevadores se desinflan. Debido a que el carbón y los residuos se quedan atrapados en el elevador y restringen su movimiento.
764. Una condición que puede ocurrir en los motores radiales pero que es improbable que ocurra en los motores horizontales opuestos es: cero de luz de válvulas. traslapo de válvulas bloqueo hidráulico.
765. Una de las razones siguientes para realizar la Inspección de la zona caliente (HSI) en un motor turbohélice es FALSA: Ayuda a asegurar que el motor va a alcanzar a llegar a su TBO sin ningún problema. Se ejecutan ocasionalmente sobre una base no programada debido a problemas de deterioro de rendimiento (perfomance) o situaciones de sobre temperatura. Cuando el margen de temperatura actual con respecto a la línea roja de temperatura del motor se disminuye durante los días fríos. Se realiza periodicamente de acuerdo a lo estipulado por el fabricante del motor.
766. Una de las siguientes afirmaciones sobre los Turbohélices de Turbina Libre es falsa: Responde con más rapidez al movimiento del mando de gases. Se montan en ejes independientes de la turbina que acciona el compresor y que mueve la hélice. El compresor es accionado por un grupo de etapas de turbina de alta, enlazadas mediante un eje al compresor. Los ejes giran a velocidad diferente.
767. Using standard atmospheric conditions, the standard sea level temperature is 59°F 59°C. 29°C. 44°C.
768. What are the two basic elements of the turbine section in a turbine engine? Impeller and diffuser. Hot and cold. Stator and rotor. upper and lower.
769. What are the two functional elements in a centrifugal compressor? Turbine and compressor. Bucket and expander. Impeller and diffuser. Combustion chamber and nozzle fuel.
770. What is meant by a double entry centrifugal compressor? A compressor that has two intakes. A two-stage compressor independently connected to the main shaft. A compressor with vanes on both sides of the impeller. A compressor that has two outputs.
771. What is meant by a shrouded turbine? The turbine blades are shaped so that their ends form a band or shroud. The turbine wheel is enclosed by a protective shroud to contain the blades in case of failure. The turbine wheel has a shroud or duct which provides cooling air to the turbine blades. turbine wheels are covered by a ring, in case of detachment.
772. What is one purpose of the stator blades in the compressor section of a turbine engine? Stabilize the pressure of the airflow. Control the direction of the airflow. Increase the velocity of the airflow. Decrease the velocity of the airflow.
773. What is the first engine instrument indication of a successful start of a turbine engine? A rise in the engine fuel flow. A rise in oil pressure. A rise in the exhaust gas temperature. A rise in oil temperature.
774. What is the function of the inlet guide vane assembly on an axial-flow compressor? Directs the air into the first stage rotor blades at the proper angle. Converts velocity energy into pressure energy. Converts pressure energy into velocity energy. Converts mechanic energy into caloric energy.
775. What is the function of the stator vane assembly at the discharge end of a typical axial-flow compressor? To straighten airflow to eliminate turbulence. To direct the flow of gases into the combustion chambers. To increase air swirling motion into the combustion chambers. To reverse airflow to eliminate turbulence.
776. What is the major function of the turbine assembly in a turbojet engine? Directs the gases in the proper direction to the tailpipe. Supplies the power to turn the compressor. Increases the temperature of the exhaust gases. Decreases the temperature of the combustion section.
777. What is the possible cause when a turbine engine indicates no change in power setting parameters, but oil temperature is high? High scavenge pump oil flow. Engine main bearing distress. Turbine damage and/or loss of turbine efficiency. Scavenge pump damage.
778. What is the primary advantage of an axial-flow compressor over a centrifugal compressor? High frontal area. Less expensive. Greater pressure ratio. smaller pressure ratio.
779. What is the primary factor which controls the pressure ratio of an axial-flow compressor? Number of stages in compressor. Compressor inlet pressure. Compressor inlet temperature. Compressor outlet pressure.
780. What is the profile of a turbine engine compressor blade? The leading edge of the blade. A cutout that reduces blade tip thickness. The curvature of the blade root. The trailing edge of the blade.
781. What is the proper starting sequence for a turbojet engine? Ignition, starter, fuel. Starter, ignition, fuel. Starter, fuel, ignition. Starter, fuel, ignition and oil press.
782. What is the purpose of the diffuser section in a turbine engine? To increase pressure and reduce velocity. To convert pressure to velocity. To reduce pressure and increase velocity. To reduce temperature and increase volumen.
783. What is used in turbine engines to aid in stabilization of compressor airflow during low thrust engine operation? Stator vanes and rotor vanes. Variable guide vanes and/or compressor bleed valves. Pressurization and dump valves. exhaust valves.
784. What must be done after the fuel control unit has been replaced on an aircraft gas turbine engine? Perform a full power engine run to check fuel flow. Recalibrate the fuel nozzles. Retrim the engine. change the fuel nozzles.
785. What should be done initially if a turbine engine catches fire when starting? Turn off the fuel and continue engine rotation with the starter. Continue engine start rotation and discharge a fire extinguisher into the intake. Continue starting attempt in order to blow out the fire. Turn on the fuel and continue engine rotation with the starter.
786. What turbine engine section provides for proper mixing of the fuel and air? Combustion section. Compressor section. Diffuser section. Exhaust nozzle.
787. What type igniter plug is used in the low tension ignition system of an aircraft turbofan engine? Low voltage, high amperage glow plug. Self-ionizing or shunted-gap type plug. Recessed surface gap plug. Multifunctional uses.
788. What type of turbine blade is most commonly used in aircraft jet engines? Reaction. Impulse. Impulse-reaction. Reverse reaction.
789. When aircraft turbine blades are subjected to excessive heat stress, what type of failures would you expect? Bending and torsion. Torsion and tension. Stress rupture. loss of caracteristics.
790. When starting a turbine engine A hot start is indicated if the exhaust gas temperature exceeds specified limits. An excessively lean mixture is likely to cause a hot start. Release the starter switch as soon as indication of light-off occurs. A normal start is indicated if the exhaust gas temperature exceeds specified limits.
791. When starting a turbine engine, a hung start is indicated if the engine Exhaust gas temperature exceeds specified limits. Fails to reach idle RPM. RPM exceeds specified operating speed. compressor temperature exceeds specified limits.
792. When the leading edge of a first-stage turbine blade is found to have stress rupture cracks, which of the following should be suspected? Faulty cooling shield. Overtemperature condition. Overspeed condition. Faulty overpressing shield.
793. Where do stress rupture cracks usually appear on turbine blades? Across the blade root, parallel to the fir tree. Along the leading edge, parallel to the edge. Across the leading or trailing edge at a right angle to the edge length. Against the blade root, perpendicular to the fir tree.
794. Where is the highest gas pressure in a turbojet engine? At the outlet of the tailpipe section. At the entrance of the turbine section. In the entrance of the burner section. At the outlet of the compresor section. .
795. Which of the following engine variables is the most critical during turbine engine operation? Compressor inlet air temperature. Compressor RPM. Turbine inlet temperature. Gear box RPM.
796. Which of the following influences the operation of an automatic fuel control unit on a turbojet engine? Burner pressure. Mixture control position. Exhaust gas temperature. Discharge pressure.
797. Which of the following is the ultimate limiting factor of turbine engine operation? Compressor inlet air temperature. Turbine inlet temperature. Burner-can pressure. Compressor outlet air temperature.
798. Which of the following types of combustion sections are used in aircraft turbine engines? Annular, variable, and cascade vane. Can, multiple-can, and variable. Multiple-can, annular, and can- annular. Reversible can, multiple can.
799. Which statement is true regarding jet engines? At the lower engine speeds, thrust increases rapidly with small increases in RPM. At the higher engine speeds, thrust increases rapidly with small increases in RPM. The thrust delivered per pound of air consumed is less at high altitude than at low altitude. The speed delivered per kilogram of air consumed is less at low altitude than at low altitude.
800. Which turbine engine compressor offers the greatest advantages for both starting flexibility and improved high- altitude performance? Dual-stage, centrifugal-flow. Split-spool, axial-flow. Single-spool, axial-flow. Single-stage, centrifugal-flow.
801. Which two elements make up the axial-flow compressor assembly? Rotor and stator. Compressor and manifold. Stator and diffuser. Diffuser and fuel nozzles.
802. Who establishes mandatory replacement times for critical components of turbine engines? The FAA. The operator working in conjunction with the FAA. The engine manufacturer. The Operator, only.
803. Who establishes the recommended operating time between overhauls (TBO) of a turbine engine used in general aviation? The engine manufacturer. The operator (utilizing manufacturer data and trend analysis) working in conjunction with the FAA. The FAA. The UAEAC.
804. Why do some turbine engines have more than one turbine wheel attached to a single shaft? To facilitate balancing of the turbine assembly. To help stabilize the pressure between the compressor and the turbine. To extract more power from the exhaust gases than a single wheel can absorb. To harness the power of the fan.
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