Europrop TP400

El Europrop International TP400-D6 es un motor de 11 000 shp (8200 kW), desarrollado y fabricado por Europrop International para el avión de transporte militar Airbus A400M Atlas . El TP400 es el turbohélice de una sola hélice más potente en servicio; solo los Kuznetsov NK-12 y Progress D-27 , de diseño soviético y que utilizan hélices contrarrotatorias , son más grandes.  

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 involucraba un turbohélice de 12 000 shp (8900 kW) con un núcleo basado en su turbofán PW800 , ^{[ 4 ]} un motor de avión regional en desarrollo de 53–89 kN (5400–9100 kgf; 12 000–20 000 lbf) que tenía un ventilador con engranajes en ese momento; ^{[ 5 ]} el concepto se llamaría más tarde PW180. ^{[ 4 ]} En 2003, cerca de la fecha límite de decisión del 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 habría optado por otorgar el contrato a P&WC, pero los funcionarios del gobierno solicitaron una prórroga para que las empresas 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 más baja en US$ 400 millones. ^{[ 6 ]} El 6 de mayo, en medio de la presión de líderes políticos y empresariales europeos, Airbus otorgó un contrato de US$ 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 US$ 22.700 millones en aproximadamente un 1-2 por ciento en comparación con si se hubiera seleccionado el PW180. ^{[ 4 ]}          

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 de la aeronave, que estaba previsto que durara 77 meses ( 6 años y 5 meses ). En el Salón Aeronáutico de París de 2003 , Europrop firmó un contrato de 300 millones de euros con Avio, antiguo socio del consorcio de motores, para el suministro de las cajas de engranajes. Sin embargo, debido a los problemas mecánicos y aerodinámicos que Lockheed Martin encontró en su modernización del C-130J Super Hercules , que utilizaba nuevos motores y hélices con la mitad de la potencia prevista del TP400, Airbus se reservó la opción de seleccionar la configuración del motor y la hélice. El cronograma de desarrollo del TP400, considerado muy ambicioso, preveía que las pruebas en banco del motor se realizaran en un plazo de 27 meses ( 2 años y 3 meses ) a partir de la firma del contrato, es decir, en agosto de 2005. A pesar de la insistencia de Europrop en que las pruebas en un avión especializado para la prueba del motor eran innecesarias, Airbus impulsó un programa de este tipo en el Airbus A300 o A340 , que comenzó 11 meses después de las primeras pruebas en tierra. El programa de pruebas en banco de motores costaría a Airbus unos 40 millones de euros. ^{[ 8 ]}     

En julio/agosto de 2003, Airbus firmó un contrato por un valor de hasta US$830  millones con Ratier-Figeac para el suministro de las hélices , que tendrían 5,33 metros (17,5 pies) de diámetro y ocho palas de material compuesto. ^{[ 9 ]} Para mayo de 2004, Airbus decidió que el diseño del A400M tendría una configuración de hélice "con 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 engranajes diferentes, una con componentes adicionales para invertir la rotación de la hélice. Este diseño de hélice contrarrotatoria significaba que el motor TP400 tendría que ser certificado para dos configuraciones diferentes de caja de engranajes/hélice. ^{[ 10 ]} Airbus adjudicó a Marshall Aerospace un contrato en diciembre de 2004 para realizar pruebas de vuelo del motor TP400 en un avión Lockheed C-130K Hercules , ^{[ 11 ]} con el objetivo de realizar vuelos a mediados de 2006 y con la esperanza de un primer vuelo en abril de ese año. ^{[ 12 ]} Otros fuselajes de prueba considerados fueron el Ilyushin Il-76 y el que se creía que era el favorito, el propio avión de prueba A340-300 de Airbus , porque, a diferencia del C-130, podía 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 de montaje bajo del A340. ^{[ 13 ]}

Según el programa maestro del motor presentado en septiembre de 2006, el TP400 debía alcanzar su primera prueba de motor a finales de agosto de 2005, seguida de la primera prueba combinada de motor y hélice a finales de ese año. El TP400 volaría en su propio avión de prueba especializado a finales de 2006, y el motor sería certificado con la hélice "de mano" a finales de octubre de 2007, 54 meses ( 4 años y 6 meses ) después del inicio del programa del motor. El primer vuelo de prueba del A400M propulsado por el TP400 se realizaría a finales del mes siguiente, y la certificación del motor con la hélice base se produciría a finales de marzo de 2008. Finalmente, la prueba de calificación concluiría a finales de enero de 2009. ^{[ 14 ] : 8}  

Después de 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 fue probado por primera vez con la hélice instalada. ^{[ 17 ]} Europrop entregó el primer motor TP400 para pruebas de vuelo en 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 izquierda 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 pruebas en tierra y 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 del fuselaje del C-130K limitó la velocidad de crucero máxima 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 una prueba 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 (EASA) el 6 de mayo de 2011. ^{[ 23 ]} En abril de 2012, la EASA 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 realizar ajustes adicionales en la programación de todo el programa de la aeronave A400M. Los retrasos del motor se debieron principalmente a problemas para completar el software de control digital de motor de 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 con los requisitos de la EASA. ^{[ 27 ]} Dado que el A400M estaba destinado a misiones humanitarias, la aeronave también necesitaba una certificación civil. Europrop no se percató de que esto implicaba que cada cambio realizado en el software del FADEC debía documentarse para permitir la trazabilidad, por lo que la EASA denegó la certificación civil del software. Debido a este problema, la primera aeronave de prueba del A400M, que estaba lista para volar en septiembre de 2008, no recibió autorización para volar. Europrop tuvo que triplicar el tamaño de su plantilla 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 para el motor de avión civil más grande . ^{[ 29 ]}

En 2016 surgieron nuevos problemas con la caja de engranajes de la hélice. Mostró un desgaste anormal y una gestión inadecuada del calor generado en el engranaje reductor, lo que requirió un mantenimiento prematuro. ^{[ 30 ]} Este problema llevó a la Fuerza Aérea Alemana a inmovilizar temporalmente dos de sus tres aviones A400M, y también provocó que un avión de la Real Fuerza Aérea sufriera una parada de motor en pleno vuelo. ^{[ 31 ]} En julio de 2016 se certificó una solución provisional para este problema del motor. ^{[ 32 ]} Los problemas de la caja de engranajes persistieron y, en julio de 2018, se planeó introducir la solución definitiva para finales de ese año. ^{[ 33 ]}

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 toma de aire inferior , ^{[ 14 ] : 10} para su flujo másico de 26,3 kilogramos por segundo (3480 libras por minuto) . ^{[ 34 ]}

En el generador de gas, el compresor de baja presión, denominado compresor de presión intermedia (IPC) por Europrop International debido a que es accionado 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 turbofán de caza M88 . Para accionar 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 de los motores turbofán de caza Turbo-Union RB199 y Eurojet EJ200 . ^{[ 13 ]} Tanto la HPT de Snecma como la IPT de MTU tienen una etapa con álabes de HPT sin cubierta y álabes de IPT con cubiertas. ^{[ 14 ] : 10} El eje que conecta el IPC con el IPT gira en sentido opuesto al eje HP por el que pasa. La relación de presión total es 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 ]}

La turbina de baja presión (LPT) es suministrada por Industria de Turbo Propulsores (ITP) y 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 engranajes reductora. ^{[ 34 ]} La caja de engranajes producida por Avio tiene una potencia máxima de salida de aproximadamente 8000 kW (11 000 hp) . La reducción se produce en dos etapas: un diseño de desplazamiento de primera etapa , seguido de un sistema planetario de segunda etapa . ^{[ 37 ]} La relación de engranajes de reducción total es de aproximadamente 9,5:1. El par máximo de salida de la caja de engranajes es de 100 kilonewton-metros (74 000 libras fuerza-pie) . Las primeras carcasas de la caja de engranajes prototipo se fabricaron con aleación de aluminio , pero para los motores de producción se utiliza aleación de magnesio para reducir el peso. ^{[ 16 ]} Se requieren dos diseños de caja de engranajes ligeramente diferentes en cada aeronave para 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 engranajes es la adición de un engranaje intermedio, de modo que las que no tienen engranaje intermedio giran en una dirección y las que sí lo tienen giran en la dirección opuesta. ^{[ 34 ]} Los motores respectivos se conocen como base y de mano, cualquiera de los cuales 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 resulta en 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; 1044 km/h; 648 mph) a la velocidad de crucero del A400M de Mach 0,68. ^{[ 39 ]} La hélice tiene cuatro ajustes de velocidad de rotación : 655, 730, 842 y 860 rpm . ^{[ 11 ]} El ajuste 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 ]}         

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

Características generales

• Tipo: Turbohélice de flujo axial de 3 ejes
• 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: 1938,1 kg (4273 lb ) para el motor estándar (hélice en sentido horario); 1965,1 kg (4332 lb ) para el motor con hélice en sentido antihorario.    
• Peso de la hélice : 683 kg (1506 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 sola etapa Snecma; turbina de presión intermedia de una sola 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

• Potencia máxima de salida: Despegue mejorado : 8.251 kW (11.065 hp ); Máxima continua : 7.971 kW (10.690 hp ) ^{[ 42 ]}    
• Relación de presión total : 25 ^{[ 34 ]}
• Caudal másico de aire: 26,3  kg/s (58  lb/s) ^{[ 34 ]}
• Temperatura de entrada de la turbina: 1200  °C (2190  °F) ^{[ 34 ]}
• Consumo específico de combustible : En crucero : 210  g/kWh (0,35  lb/(hp⋅h)) ^{[ 44 ]}
• Relación potencia-peso : 4,26  kW/kg (2,59  hp/lb)

• Kuznetsov NK-12
• Pratt & Whitney XT57
• Pratt & Whitney/Allison 578-DX
• Progreso D-27

Listas relacionadas

• Lista de motores de aeronaves

• Sitio web oficial
• "Transporte: El motor turbohélice más potente del mundo occidental" . ITP Aero . Consultado el 10 de junio de 2020 .
• "TP400-D6" . Motores aeronáuticos MTU . Consultado el 10 de junio de 2020 .
• "El motor de la década" . Rolls-Royce . Consultado el 10 de junio de 2020 .
• "TP400, el turbohélice más potente de Occidente" . Safran . Consultado el 10 de junio de 2020 .