Sociedad constructora: Rolls-Royce (Reino Unido)

Peso: 582 (+2.5%) kgf.

Tipo: turborreactor puro con compresor centrífugo de doble cara, 9 cámaras de combustión y turbina de una sola etapa.

Empuje máximo: 1 636 kgf.

Relación peso/empuje: 0.365 kgf/kgfe.

Consumo específico: 1.030 kgf/kgfe/h.

Sentido de rotación: horario, visto desde adelante.

Compresor: centrífugo, doble flujo hecho de aluminio de una etapa, con difusores y 9 salidas conectadas a las correspondientes cámaras de combustión. Diámetro exterior: 1.092 m. Relación de compresión teórica: 4.0:1 y caudal de aire 29.2 kgf/seg @ 14 700 RPMs estáticas.

Cámaras de combustión: 9 interconectadas de acero Nimonic 75, con quemadores Simplex.

Turbina: axial de una etapa con 54 álabes de acero Nimonic 80 encastrables. Temperatura de entrada de gases: 895 °C.

Tobera de escape: fija sin postcombustión.

Sistema de combustible principal: posee una bomba reforzadora, una llave principal de corte, un filtro de 20 micrones, una unidad de control de combustible equipada con una bomba principal con presión de trabajo de 105 kgf/cm2, un regulador de sobrevelocidad y un corrector altimétrico. El sistema de suministro es a través de una bomba a pistón de modelo Lucas G.C.i2 de accionamiento por placa móvil con servo mecanismo integrante.

Combustible: kerosene de aviación de acuerdo a la especificación inglesa RDE/F/KER más 1% de aceite de acuerdo a la especificación inglesa DED 2472 B/O.

Sistema de combustible para arranque: posee una bomba a paletas eléctrica con una presión de suministro de 2.10 kgf/cm2 y dos antorchas.

Sistema de lubricación: a cárter seco con alimentación a presión a los cojinetes principales, acoplamiento y eyector de la caja de engranajes. Tanque de aceite, independiente, montado sobre la caja de engranajes con capacidad de 12.5 Lts.

Lubricante: aceite mineral según normas DTD.44D.

Sistema de arranque: bujía de ignición de alta tensión combinada con atomizador alimentado por válvula accionada por solenoide instalada en las cámaras de combustion Nos. 3 y 8. Dispone de un arrancador eléctrico con trinquete centrífugo y un sistema de resistencias que permiten dos tiempos de arranque

Sistema de encendido: circuito de corriente continua de 24 volts. Dispone de dos bobinas y dos antorchas.

Sistema de refrigeración del cojinete trasero: posee un sistema de circulación de aire frío forzado por un compresor centrífugo secundario.

Funcionamiento termodinámico y circuito de aire*
El aire de admisión entra al compresor de cara doble a través de las tomas anterior y posterior, y es guiado hacia las entradas del rotor del compresor por álabes toroidales de guía, fijos, los cuales equilibran la distribución del aire entrante sobre los álabes de guía rotativos que forman parte del conjunto del rotor del compresor. A medida que este último gira, el aire es arrojado a alta velocidad de las puntas de los álabes, y es guiado dentro de un anillo difusor donde su energía cinética es parcialmente convertida en energía de presión.
Desde los quemadores se rocía a alta presión el combustible que es kerosene de aviación, en forma finamente atomizada, dentro de tubos de llama montados concéntricamente en el interior de las cámaras de combustión, donde quema de manera continua con aproximadamente el 25% del flujo total de aire. El calor así generado dilata el aire restante, aumentando al mismo tiempo su velocidad, mientras que la dilución del aire en relación de tres a uno, aproximadamente, reduce la temperatura de los productos calientes de la combustión a un nivel que resulta aceptable para los materiales del conjunto de la turbina.
La dilución se completa a través de los agujeros dispuestos en los tubos de llama; los gases calientes de cada cámara de combustión pasan al interior del conjunto del conducto de descarga que contiene un anillo de álabes fijos que dirigen los gases hacia y sobre los álabes de la turbina. En esta forma, se emplea una parte de la energía del gas para hacer girar la rueda de la turbina, la cual hace accionar al compresor, al ventilador del aire de refrigeración y al tren de engranajes de la caja de engranajes. Despúes de salir de la turbina, los gases pasan a través de la unidad de escape, tubo de chorro y conjunto de la tobera de propulsión, de la cual salen en forma de un chorro de propulsión de alta velocidad.
 
  PRESTACIONES*

Condición	RPMs máximas	Temperatura máx. de salida de gases	Límite de tiempo
Despegue de combate	14 700	680 °C	5 minutos
Ascenso	14 100	630 °C	30 minutos
Velocidad de crucero	13 600	580 °C	Sin limitaciones
Marcha lenta (0-6 000) m.	3 500 +-200	500 °C	10 minutos
Marcha lenta (6 000-9 000) m.	7 000	500 °C	10 minutos
Marcha lenta (9 000+) m.	10 000	500 °C	10 minutos

 

*: Datos extraídos del manual de mantenimiento del turborreactor Rolls-Royce Derwent V empleado por la Fuerza Aérea Argentina.