Learjet 25

El Learjet 25 es un avión comercial estadounidense de diez asientos (dos tripulantes y ocho pasajeros), bimotor y de alta velocidad fabricado por Learjet . Es una versión alargada del Learjet 24 .

El Learjet 25 es similar al Modelo 24 pero es 1,27 m (4 pies 2 pulgadas) más largo, lo que permite tres pasajeros adicionales. En 1970 se produjo el Learjet 25B junto con el Learjet 25C en el mismo año. El desarrollo del tipo continuó con los Modelos 25D y 25G, que incluían motores CJ610-8A más avanzados y un aumento del techo a 51,000 pies.

Dos motores turborreactores de flujo axial de un solo rotor General Electric CJ610-6 están montados en pilones a cada lado del fuselaje de popa. Cada motor tiene una potencia nominal de 2950 libras de empuje al nivel del mar. Los compartimientos del motor consisten en un compresor de flujo axial de ocho etapas acoplado directamente a una turbina de dos etapas, un sistema de combustión anular de flujo continuo, álabes de guía de entrada variable, purga controlada entre etapas del compresor, tobera de escape y sistema de transmisión de accesorios. El encendido de arranque es proporcionado por un sistema de descarga de capacitor de salida dual. A medida que se completa el ciclo de encendido, las bujías de encendido dejan de producir chispas y la combustión se vuelve autosuficiente. Un sistema de medición de control de combustible selecciona la tasa de flujo de combustible a la cámara de combustión del motor. ^[3]

El tacómetro RPM operado eléctricamente consta de un generador de señales en el motor y un indicador ubicado en el centro del panel de instrumentos. Las marcas del cuadrante se basan en el porcentaje de la velocidad máxima permitida del motor. Las marcas grandes están graduadas en incrementos de 2 % de 0 % a 100 % y el dial pequeño está graduado en incrementos de 1 % de 0 % a 10 % para permitir que los pilotos logren ajustes de velocidad del motor más precisos. El sistema de relación de presión del motor (EPR) permite al piloto obtener la potencia necesaria para cumplir con el rendimiento certificado de la aeronave sin exceder las limitaciones del motor. Las presiones de entrada del compresor del motor y de descarga de la turbina son detectadas por el transmisor EPR y transformadas en una señal eléctrica que se transmite al indicador EPR.

El flujo de combustible se indica a través de un sistema de flujo de combustible. El flujo de combustible a través de una turbina de rotor en cada motor hace que el rotor gire y una bobina captadora emite pulsos cuando las palas del rotor pasan por el campo de la bobina. El voltaje de CC pulsante se promedia y se envía a través del interruptor selector al indicador de flujo de combustible.

Los sistemas de tren de aterrizaje, frenos, flaps y spoiler son accionados hidráulicamente. En las aeronaves 25-061 a 25-180, las bombas hidráulicas accionadas por motor suministran fluido a una presión de 1500 psi al sistema, la presión se mantiene entre 1250 y 1500 psi mediante un regulador de presión. En el avión 25-181 y posteriores, la bomba accionada por motor de volumen variable entrega fluido a una presión de 1450 psi al sistema y la presión estática se mantiene entre 1500 y 1550 psi. La sobrepresurización se evita mediante una válvula de alivio de presión que se abre a 1700 psi. Un acumulador precargado amortigua y absorbe los picos de presión. Dos válvulas de cierre impulsadas por motor detendrán el flujo hidráulico a las bombas impulsadas por motor en caso de emergencia.