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Europrop TP400

El Europrop International TP400-D6 es un motor de 11.000 shp (8.200 kW), desarrollado y producido por Europrop International para el avión de transporte militar Airbus A400M At...

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El Europrop International TP400-D6 es un motor de 11.000  shp (8.200 kW), desarrollado y producido por Europrop International para el avión de transporte militar Airbus A400M Atlas . El TP400 es el turbohélice más potente en servicio que utiliza una sola hélice; solo el Kuznetsov NK-12 de Rusia y el Progress D-27 de Ucrania, que utilizan hélices contrarrotativas , son más grandes.

Desarrollo

El TP400 fue seleccionado originalmente por Airbus Military para propulsar el A400M en diciembre de 2000. [2] Sin embargo, Airbus reabrió la competencia de motores en febrero de 2002, porque el núcleo del motor, que se basa en el motor de caza turbofán Snecma M88 , era demasiado pesado y consumía demasiado combustible. [3] En mayo de 2002, Pratt & Whitney Canada (P&WC) anunció una propuesta que incluía un turbohélice de 12.000 shp (8.900 kW) con un núcleo basado en su turbofán PW800 , [4] un motor a reacción regional de 53-89 kilonewton (5.400-9.100 kilogramos-fuerza; 12.000-20.000 libras-fuerza) en desarrollo que tenía un ventilador con engranajes en ese momento; [5] el concepto más tarde se llamaría PW180. [4] En 2003, cerca de la fecha límite para la decisión, el 30 de abril, el director ejecutivo de Airbus, Noel Forgeard, dijo a los periodistas que la propuesta de P&WC era un 20 por ciento más barata que la del TP400, y que él habría elegido darle el contrato a P&WC, pero los funcionarios del gobierno solicitaron una extensión para que las compañías revisaran sus ofertas. Antes de que se modificaran las ofertas finales, las fuentes afirmaron que la oferta de P&WC, que tenía un porcentaje de producción europea del 75 por ciento, era inferior en USD$400 millones. [6] El 6 de mayo, en medio de la presión de los líderes políticos y empresariales europeos, Airbus otorgó un contrato de USD$3.400 millones a Europrop para producir 900 motores para el A400M, a pesar de las acusaciones de proteccionismo europeo. [7] Un miembro de Europrop afirmó después de la decisión que el contrato del TP400 solo aumentaría los costos del programa A400M de USD$22.700 millones en aproximadamente 1-2 por ciento en comparación con si se hubiera seleccionado el PW180. [4]

Dos motores TP400 en el ala de babor de un Airbus A400M Atlas en el Salón Aeronáutico ILA de Berlín de 2018. Con la imagen ampliada, se hacen visibles los marcadores LH o RH en las palas de la hélice, lo que indica que las palas son para la hélice zurda y la hélice derecha, respectivamente.

La firma del contrato del A400M entre Airbus Military y la agencia europea de compras de defensa OCCAR el 27 de mayo de 2003 marcó el inicio del programa de desarrollo del avión, que estaba previsto que durara 77 meses (6 años, 5 meses). En el Salón Aeronáutico de París de 2003 , Europrop firmó un contrato de 300 millones de euros con el antiguo socio del consorcio de motores Avio para suministrar las cajas de cambios. Sin embargo, debido a los problemas mecánicos y aerodinámicos que Lockheed Martin encontró en su actualización del C-130J Super Hercules , que utilizó nuevos motores y hélices que tenían la mitad de la potencia prevista del TP400, Airbus conservó la opción de seleccionar la configuración del motor y la hélice por sí mismo. El programa de desarrollo del TP400, que se consideró muy ambicioso, preveía que el motor comenzara a funcionar en un plazo de 27 meses (2 años y 3 meses) a partir de la firma del contrato, o en agosto de 2005. A pesar de la insistencia de Europrop en que no era necesario realizar pruebas en un avión especializado en pruebas de motores, Airbus presionó para que se iniciara un programa de este tipo en el Airbus A300 o A340 11 meses después de las primeras pruebas en tierra. El programa de pruebas de motores costaría a Airbus unos 40 millones de euros. [8]

En julio/agosto de 2003, Airbus firmó un contrato por valor de hasta 830 millones de dólares con Ratier-Figeac para suministrar las hélices , que tendrían 5,33 metros (17,5 pies) de diámetro y ocho palas de material compuesto. [9] En mayo de 2004, Airbus decidió que el diseño del A400M tendría una configuración de hélice "a mano", lo que significa que el par de hélices en cada ala girarían en direcciones opuestas, lo que se conoce como rotación "hacia abajo entre motores". Se requieren dos cajas de cambios diferentes, una con componentes adicionales para invertir la rotación de la hélice. Este diseño de hélice contrarrotante significaba que el motor TP400 tendría que estar certificado para dos configuraciones diferentes de caja de cambios/hélice. [10] Airbus le otorgó a Marshall Aerospace un contrato en diciembre de 2004 para probar en vuelo el motor TP400 en un avión Lockheed C-130K Hercules , [11] con la intención de realizar vuelos a mediados de 2006 y con la esperanza de realizar un primer vuelo en abril de ese año. [12] Otros fuselajes de prueba considerados fueron el Ilyushin Il-76 y el que se pensaba que era el favorito, el propio avión de prueba A340-300 de Airbus , porque, a diferencia del C-130, podría alcanzar la velocidad de crucero máxima del A400M. La gran hélice del TP400 aún tendría suficiente distancia al suelo con el motor instalado en el ala baja del A340. [13]

El A400M muestra sus hélices contrarrotativas en cada ala. Para que giren en direcciones opuestas, se requiere una pequeña diferencia en las cajas de engranajes de las hélices, es decir, la adición de un engranaje intermedio en dos de ellas.

Según el programa maestro de motores presentado en septiembre de 2006, el TP400 debía realizar su primera prueba de motor a finales de agosto de 2005, seguida por la primera prueba combinada de motor y hélice a finales de ese año. El TP400 volaría en su propio avión de pruebas especializado a finales de 2006, y el motor estaría certificado con la hélice "manual" a finales de octubre de 2007, 54 meses (4 años, 6 meses) después de iniciarse el programa de motores. El primer vuelo de prueba del A400M con motor TP400 se realizaría a finales del mes siguiente, y la certificación del motor con la hélice de referencia se produciría a finales de marzo de 2008. Por último, la prueba de calificación finalizaría a finales de enero de 2009. [14] : 8 

Tras un retraso de dos meses, el motor funcionó por primera vez el 28 de octubre de 2005 [15], utilizando un dinamómetro para absorber y medir la potencia desarrollada por el motor. Durante las pruebas posteriores, el motor alcanzó la potencia máxima. [16] El 28 de febrero de 2006, el motor se probó por primera vez con la hélice instalada. [17] Europrop entregó el primer motor TP400 para pruebas de vuelo en el banco de pruebas de motores el 19 de noviembre de 2007. [18] En junio de 2008, el TP400 tuvo una primera prueba en tierra en el ala de babor interior del banco de pruebas de motores C-130 K, y se completó la integración en el primer avión de producción A400M. [19] Después de 24 horas de vuelos en tierra y pruebas de rodaje, el primer vuelo de un solo motor TP400-D6 tuvo lugar el 17 de diciembre de 2008. Airbus y Marshall completaron las pruebas de vuelo en el avión de prueba C-130K el 30 de septiembre de 2009 después de 18 vuelos, 55 horas de vuelo y 61 horas de pruebas en tierra, aunque el diseño de la estructura del C-130K limitó la velocidad máxima de crucero a Mach 0,64 en lugar del máximo de Mach 0,72 de la hélice TP400. [11] El 18 de noviembre de 2009, un avión de prueba A400M completó un vuelo en tierra por primera vez con los cuatro motores TP400, [20] seguido rápidamente por la primera prueba de rodaje del A400M el 23 de noviembre de 2009. [21] El 11 de diciembre de 2009, tuvo lugar el vuelo inaugural del A400M. [22] El motor obtuvo la certificación civil de la Agencia Europea de Seguridad Aérea (AESA) el 6 de mayo de 2011. [23] En abril de 2012, la AESA certificó las hélices FH385/FH386 de Ratier-Figeac para el TP400, [24] y el 13 de marzo de 2013 otorgó un certificado de tipo para la aeronave A400M. [25] La aeronave y el motor entraron oficialmente en servicio el 30 de septiembre de 2013 con la Fuerza Aérea Francesa. [26]

Varios problemas técnicos retrasaron el programa de pruebas de certificación del motor y obligaron a todo el programa de la aeronave A400M a realizar nuevos ajustes de programación. Los retrasos en el motor se debieron principalmente a problemas para completar el software de control digital del motor con plena autoridad (FADEC) a satisfacción de las autoridades civiles. Más específicamente, Europrop determinó a mediados de 2008 que el motor funcionaba correctamente, pero el software FADEC aún no cumplía los requisitos de la EASA. [27] Dado que el A400M estaba destinado a misiones humanitarias, la aeronave también necesitaba tener una certificación civil. Europrop no se dio cuenta de que esto significaba que cada cambio realizado en el software del FADEC tenía que documentarse para permitir la trazabilidad, por lo que la EASA denegó la certificación civil del software. Debido a este problema, el primer avión de prueba A400M, que estaba listo para volar en septiembre de 2008, no recibió permiso para volar. Europrop tuvo que triplicar el tamaño de su fuerza laboral para solucionar el problema, [28] lo que dio como resultado un sistema FADEC compuesto por más de 275.000 líneas de código, que era cuatro veces más complejo que el software FADEC del motor a reacción civil más grande . [29]

En 2016 surgieron más problemas con la caja de cambios de la hélice, que presentaba un desgaste anormal y una gestión inadecuada del calor generado en el engranaje reductor, lo que requirió un mantenimiento prematuro. [30] Este problema provocó que la Fuerza Aérea alemana dejara en tierra temporalmente dos de sus tres aviones A400M, y también provocó que un avión de la Real Fuerza Aérea sufriera una parada del motor en pleno vuelo. [31] En julio de 2016 se certificó una solución provisional para este problema del motor . [32] Los problemas con la caja de cambios persistieron y, a fecha de julio de 2018, se planeó introducir la solución final a finales de ese año. [33]

La caja de cambios de la hélice TP400 en exhibición en el Salón Aeronáutico de París de 2013.

Diseño

El TP400 tiene una configuración de tres ejes, que consta de un generador de gas de dos ejes seguido de una turbina de potencia libre . [14] : 10  Tiene una entrada de aire de mentón , [14] : 10  para su flujo másico de 26,3 kilogramos por segundo (3.480 libras por minuto). [34]

En el generador de gas, el compresor de baja presión, llamado compresor de presión intermedia (IPC) por Europrop International porque es impulsado por una turbina IP, está diseñado por MTU Aero Engines y tiene cinco etapas. [13] El compresor de alta presión (HPC) está diseñado por Rolls-Royce y tiene seis etapas, las dos primeras de las cuales son variables. [35] Las lecciones de diseño aprendidas y la experiencia adquirida en programas de motores anteriores se incorporan en el diseño del TP400. Snecma suministró la cámara de combustión , que se basa en la cámara de combustión de su motor de combate turbofán M88 . Para impulsar el HPC, Snecma diseñó la turbina de alta presión (HPT), también utilizando la experiencia del M88. El diseño de MTU para su IPT utiliza la experiencia del motor de combate turbofán Turbo-Union RB199 y Eurojet EJ200 . [13] Tanto el Snecma HPT como el MTU IPT tienen una etapa con álabes HPT sin cubierta y álabes IPT con cubiertas. [14] : 10  El eje que conecta el compresor IPC al compresor IPT gira en dirección opuesta al eje HP por el que pasa. La relación de presión general es de 25:1. [34] El compresor IP tiene una relación de presión de 3,5:1 y el compresor HP una relación de presión de 7:1. [36]

Un primer plano de las hélices Ratier-Figeac de gran barrido.

La turbina de baja presión (LPT) es proporcionada por Industria de Turbo Propulsores (ITP), y se deriva de la LPT del turbofán regional Rolls-Royce BR715 . [13] Esta turbina de potencia libre impulsa la hélice a través de un tercer eje coaxial y una caja de cambios de reducción. [34] La caja de cambios producida por Avio tiene una potencia máxima de salida de aproximadamente 8.000 kW (11.000 hp). La reducción se produce en dos etapas: un diseño descentrado de primera etapa , seguido de un sistema planetario de segunda etapa . [37] La ​​relación total de engranajes de reducción es de aproximadamente 9,5:1. El par máximo de salida de la caja de cambios es de 100 kilonewton-metros (74.000 libras-fuerza-pie). Las primeras cajas de cambios prototipo se fabricaron con aleación de aluminio , pero la aleación de magnesio se utiliza para los motores de producción para reducir el peso. [16] En cada avión se requieren dos diseños de caja de cambios ligeramente diferentes para hacer que dos hélices giren en una dirección y las otras dos en la dirección opuesta, dependiendo de su posición en el ala. La diferencia en la caja de cambios es la adición de un engranaje loco , de modo que las que no tienen engranaje loco giran en una dirección y las que lo tienen en la dirección opuesta. [34] Los respectivos motores se conocen como de referencia y de mano, y cualquiera de los dos también puede estar equipado con un freno de hélice. [38]

La hélice está diseñada por Ratier-Figeac y tiene un diámetro de 5,33 m (17,5 pies). La hélice reversible de paso variable tiene ocho palas, cada una con un larguero de carbono encerrado por una carcasa compuesta y un revestimiento de poliuretano . [39] Sus palas tienen forma de cimitarra [34] que da como resultado un ángulo de barrido de aproximadamente 55 grados en las puntas de las palas, [40] que tienen una velocidad helicoidal de 290 m/s (951 pies/s; 1.044 km/h; 648 mph) a la velocidad de crucero del A400M de Mach 0,68. [39] La hélice tiene cuatro configuraciones de velocidad de rotación : 655, 730, 842 y 860 rpm . [11] La configuración de 655 rpm es para crucero a baja altitud, 730 rpm para crucero normal y 842 rpm para despegue y maniobras especiales. [16] La hélice convierte la potencia del motor en 110 kN (11 000 kgf; 25 000 lbf) de empuje . [41]

Especificaciones (TP400-D6)

Datos de la hoja de datos del certificado de tipo EASA para TP400-D6, edición 07, página 6 [38]

Características generales

  • Tipo: Turbohélice de flujo axial de 3 carretes
  • Longitud: 4,18  m (13  pies 9  pulgadas )
  • Diámetro: 1,218  m (4  pies 0  pulgadas )
  • Diámetro de la hélice : 5,334  m (17  pies 6,0  pulgadas ) [42]
  • Peso en seco: 1.938,1  kg (4.273  lb ) para el motor base (hélice en sentido horario); 1.965,1  kg (4.332  lb ) para el motor manual (hélice en sentido antihorario)
  • Peso de la hélice : 683  kg (1.506  lb ) [42]

Componentes

  • Compresor: compresor de presión intermedia MTU de 5 etapas, compresor de alta presión Rolls-Royce de 6 etapas con 2 etapas variables [13]
  • Cámaras de combustión : Snecma [13] cámara de combustión anular con 18 boquillas de combustible [34]
  • Turbina : turbina de alta presión de una etapa Snecma; turbina de presión intermedia de una etapa MTU; turbina de baja presión de 3 etapas ITP [13]
  • Tipo de combustible: Jet A , Jet A1 , Jet B , JP4 , JP5 , JP8 y JP8+100 [43]

Actuación

Véase también

Listas relacionadas

Referencias

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