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Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de un compresor de baja presión (2), un compresor de alta presión (3), al menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5), dos etapas de baja presión, un turboventilador (8), estando la turbina de alta presión (5), las dos etapas de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que el compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5), cuya salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8), de modo que se logra una gran eficiencia al no requerirse etapas intermedias entre la salida del compresor de baja presión y la turbina de álabes horizontales.
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