indicadores del motor a reaccion
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Módulo 14. Propulsión: 14.2 Sistemas indicadores de motor.
14.2 Sistemas indicadores de motor.
Para vigilar las actuaciones del motor y la operación de sus sistemas se utilizan indicadores en la cabina de vuelo.
La mayor parte de los instrumentos de motor han sido indicadores analógicos del tipo convencional en el cual la aguja arrastrada por el parámetro que se mide se desplaza a través de un dial circular graduado.
Los datos que requieren gran precisión utilizan instrumentos del tipo tambor. En estos instrumentos varios tambores estrechos numerados en su borde exterior se montan en la carcasa del instrumento para que una parte de ese borde numerado se muestre a través del dial del instrumento. Aunque utilizan el mismo mecanismo para arrastrar las agujas que los tambores, la presentación ahora es digital en lugar de analógica.
Fig.1 Indicaciones convencionales de un turborreactor
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Fig.2 Sistema de Indicación de un turbofan de alta derivación
Cuando los aviones grandes con cuatro motores alternativos pasaron a ser el estándar para los vuelos de largo radio, el panel especial monitoreado por el Mecánico de vuelo contenía más de cien
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instrumentos y controles relativos a la planta de potencia.
A medida que el número de motores y la necesidad de datos se han incrementado se han impuesto los instrumentos de configuración vertical. En el espacio equivalente a dos motores con instrumentos circulares, podemos presentar con instrumentación vertical los datos de cuatro motores.
Los aviones a reacción con una estación para el mecánico de vuelo tienen ahora muchos menos instrumentos que los aviones con motores alternativos y los más modernos ni siquiera tienen un panel del mecánico de vuelo.
La forma de presentar los datos de motor, así como en general la indicación de los sistemas de avión en cabina ha sufrido una gran transformación a medida que han entrado en funcionamiento los aviones de nueva generación (B‐777, B‐737‐NG, A‐320, A‐340…etc.)
Tanto Airbus como Boeing han eliminado el panel lateral del Mecánico de Vuelo, presentando todos los datos en el panel central de acuerdo con el concepto F.F.C.C. (Forward Facing Crew Concept) y generalizando la operación de aviones con dos tripulantes.
En lugar de presentaciones analógicas o combinadas analógicas‐digitales se cambia a presentación digital sustituyendo los indicadores convencionales por tubos de rayos catódicos (CRT) en colores de alta resolución.
El estándar de hoy en día son las cabinas de cristal o “All Glass Cockpit” donde los tubos de rayos catódicos presentan múltiples funciones (Navegación, Radar, Sistemas de avión y motor…etc.)
Así pues, se elimina el tipo de indicación convencional y se reduce el espacio destinado a monitorear los distintos sistemas.
La presentación actual de los datos de motor utiliza Sistemas de Instrumentación de Vuelo Electrónicos (EFIS), en la misma pantalla de video se presenta no solo la información de ADI y HSI si no cualquier dato o información necesario para el vuelo.
La configuración normal de un avión de última generación incluye entre otras pantallas duplicadas para las posiciones de comandante y segundo piloto de P.F.D. ’s (Primary Flight Display), N.D.’s (Navigation Display), E.C.A.M. (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) donde se presentan las páginas de motor (Engine/Warning Display) , además de otro componentes necesarios como Generadores de Símbolos, Paneles de Control …. Etc
Se consigue así reducir la carga de trabajo de la tripulación presentando exclusivamente los datos necesarios para la fase de vuelo y cualquier otro dato bajo requerimiento, mejorando en consecuencia la concentración y la eficacia del vuelo.
Todos los datos de la planta de potencia son recogidos por transductores de estado sólido que alimentan determinados ordenadores. Este tipo de instrumentación electrónica también se conoce como EICAS (Engine Indication and Crew Alerting System), Indicación de motor y sistema de Alerta a la Tripulación.
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Fig.3 Indicaciones de motor EICAS
Dependiendo de su importancia desde el punto de vista operativo y de performance, podemos dividir los sistemas de indicación en principales y secundarios, se consideran instrumentos principales los siguientes:
• Relación de presiones de motor (E.P.R.)
• Vueltas de Motor (N1 y N2)
• Temperatura de los gases de escape (E.G.T.)
• Consumo horario de combustible (Fuel Flow)
Son considerados Instrumentos auxiliares:
Aceite
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• Presión de aceite
• Temperatura de aceite
• Cantidad de aceite
Combustible
• Contador de combustible utilizado
• Temperatura del combustible
• Presión de alimentación del combustible
Otros
• Vibración de motor
Indicación de temperatura de los gases de escape
El sistema de indicación de temperatura de los gases de escape (E.G.T.) es un medio de vigilancia de los límites operativos de motor y de la integridad mecánica de las turbinas.
Suele constar de seis a nueve termopares distribuidos en el cárter de escape de turbina y un indicador de servo por motor situado en el compartimento de vuelo. El sistema recibe energía de 115 V de corriente alterna del avión.
La temperatura de los gases en la entrada de la turbina (Tt5) es la más crítica de todas las variables de motor aunque su medición no es práctica debido a las altas temperaturas alcanzadas y al problema mecánico que se originaría en caso de rotura de las sondas medidoras.
En su lugar y aprovechando que la caída de temperatura a lo largo de la turbina varía en forma conocida, se mide la temperatura de salida de turbina (Tt7) mediante termopares posicionados apropiadamente.
Alternativamente la temperatura puede ser medida en una etapa intermedia del conjunto de turbina, obteniendo la temperatura conocida como ITT (Interstage Turbine Temperature) tal como se visualiza en la figura adjunta.
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Fig. 4 Termopar en etapa intermedia de turbina (ITT)
Un método posterior basado en las radiaciones infrarrojas emitidas por los álabes de turbina calientes consigue mediante un pirómetro de radiación medir la temperatura en posiciones muy próximas a la posición ideal de entrada de turbina.
El pirómetro de radiación es un dispositivo que convierte energía radiante en energía eléctrica.
El pirómetro consta de una célula fotovoltaica sensible a la radiación que trabaja en la banda de la región infrarroja del espectro y un sistema de lentes para enfocar la radiación sobre la célula.
Fig. 5 Instalación de un pirómetro de radiación
Se posiciona en el cárter del motor para que el sistema de lentes pueda enfocar directamente a través de un tubo de visión a los álabes de turbina.
La energía radiante emitida por los álabes calientes es convertida por la célula fotovoltaica en energía eléctrica que se transmite a un instrumento combinado amplificador/indicador calibrado en grados centígrados.
El método más usado para la medición de la temperatura de los gases de escape (E.G.T.) se basa en el
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conocido efecto del par termoeléctrico que consiste en la fuerza electromotriz inducida en un circuito formado por dos metales distintos, cuyas soldaduras se mantienen a temperaturas diferentes dentro de un tubo metálico.
Fig. 6 Par termoeléctrico
El tubo está perforado por agujeros de transferencia que permiten a los gases de escape fluir a lo largo de las uniones. La pareja de materiales de los cables de termopares más usados son Cromo – Aluminio y Cromo –Níquel.
Las dos uniones de los cables en la sonda son conocidas como “Unión Caliente” o medidora y “Unión Fría” o de referencia.
Como la junta fría se mantiene a temperatura constante y la caliente está sintiendo la temperatura de los gases de escape se genera una fuerza electromotriz proporcional a la diferencia de temperatura entre las dos uniones que origina el movimiento de del indicador.
Para prevenir las variaciones de temperatura de la unión fría se incorpora un dispositivo automático de compensación de temperatura en el indicador o en el circuito.
Se usan habitualmente 6 a 9 termopares espaciados a intervalos alrededor del perímetro del conducto de salida cerca de la salida de turbina y conectados en paralelo. Las juntas o uniones de los termopares son calentadas por los gases de escape generando señales eléctricas proporcionales a las temperaturas de los mismos.
El indicador de temperatura de escape o EGT muestra la media de las temperaturas obtenidas por los termopares individuales.
Mantenimiento puede obtener la lectura individual de varios termopares durante el rodaje en tierra del motor mediante el uso de un interruptor selectivo
El análisis de la dispersión entre los termopares con temperaturas más altas y los de temperaturas más bajas es útil porque sirve para determinar las zonas calientes o frías en el escape del motor que pueden inducir a posibles problemas internos.
El principal inconveniente de los termopares basados en el efecto termopar radica en que la relación entre la temperatura y la fuerza electromotriz correspondiente no es lineal, lo que dificulta la
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graduación del elemento indicador y su lectura.
Para superarlo en muchos casos se utilizan "termistores" en lugar de termopares. El "termistor" está constituido por una resistencia eléctrica de gran precisión encerrada en una cápsula de vacío. La resistencia disminuye con la temperatura y dicha variación es prácticamente lineal
El indicador de temperatura de los gases de escape proporciona lectura numérica y de aguja y es generalmente un milivoltímetro de corriente continua del tipo de servo posición que utiliza un potenciómetro como elemento de realimentación de posición.
Fig. 7 Indicador de EGT convencional
La cara de la esfera esta graduada de 0 a 1000ºC con bandas de colores para visualizar las temperaturas de operación normales y los límites.
La sobretemperatura del motor se alcanza cuando coincide la aguja de indicación con la aguja de indicación máxima y se enciende la luz de aviso.
El indicador lleva incorporada una bandera de aviso de fallo, que se presenta frente a las cifras del contador cuando no recibe energía.
La siguiente figura (Fig.8) representa el sistema de indicación de EGT en un avión de nueva tecnología (Airbus A‐340). La principal diferencia radica en su presentación. La media de estos valores se presenta mediante aguja y en forma digital en la pantalla Engine/Warning Display.
La temperatura de Gases de Escape del motor (EGT) se obtiene calculando el valor medio de las 9 sondas de termopar (Chromel / Alumel) localizadas detrás del escalón 2º de la LPT (Estación T49.5).
La señal de los termopares recibida por la unidad de control electrónica (ECU) es digitalizada y transmitida al Computador de Gestión de Presentación (Display Management Computer) para presentarlo en la Página de Motor del ECAM y al Computador de Avisos de Vuelo ( Flight Warning Computer) por activación de aviso.
El indicador presentará lectura numérica y de aguja con indicaciones de la temperatura actual, la zona ámbar, la línea roja de EGT y la excedencia.
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Fig. 8 Indicador de EGT en un avión Airbus A‐340
SISTEMA DE INDICACIÓN DE LA VELOCIDAD DEL MOTOR
El propósito principal de la indicación de vueltas o revoluciones por minuto (RPM) de los conjuntos giratorios en los turborreactores con compresores de flujo axial es vigilar las RPM durante el arranque de motor y varios regímenes operativos (despegue, subida rápida…etc.), la integridad mecánica de
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los conjuntos y sobre todo la posible condición de sobrevelocidad si llega a presentarse.
En los turborreactores de flujo axial simple, las RPM se consideran un complemento a la relación de presiones del motor para tener un índice de empuje del motor, pero no una indicación absoluta del empuje porque las condiciones de presión y temperatura de entrada afectan la velocidad del motor.
La indicación de las vueltas o revoluciones por minuto (r.p.m.) de los conjuntos giratorios se consigue en base a tacómetros que utilizan generadores arrastrados mecánicamente, imanes permanentes arrastrados por los conjuntos giratorios o captadores de impulsos que sienten el paso de los álabes del compresor/fan o el paso de una rueda dentada.
La salida de señal de cualquiera de estos sensores se dirige a un indicador apropiado en la cabina de vuelo. Los indicadores están calibrados para leer directamente en porcentaje de vueltas (% RPM) del valor máximo permisible.
Los motores de compresor de flujo axial dobles están provistos de de dos tacómetros, uno que indica las vueltas o velocidad del compresor de baja (N1) y otro que indica las vueltas del compresor de alta (N2).
Aunque hay varios tipos de tacómetros (Centrífugos, de fricción, magnéticos, eléctricos, de rayo laser, electromagnéticos y electrónicos) se referirán brevemente los dos últimos por ser los más usados en la actualidad
Tacómetros electromagnéticos
Este tipo de tacómetros no requiere alimentación eléctrica del avión a excepción de la iluminación integral del indicador y es ampliamente usado en los aviones equipados con turborreactores de bajo índice de derivación.
El transmisor del tacómetro electromagnético es un alternador trifásico, cuyo rotor es un imán permanente arrastrado por el motor a través de una desmultiplicación de la transmisión. El eje de arrastre del generador hace girar el rotor dentro de las bobinas del estator, generando señales eléctricas alternas cuya frecuencia es función de la velocidad del conjunto rotatorio.
La salida del generador controla la velocidad del motor síncrono del indicador de rotación mediante el giro del eje de arrastre.
Un posterior acoplamiento inductivo girará la aguja del indicador venciendo un muelle. La velocidad del motor síncrono que es proporcional a la velocidad del motor del conjunto rotatorio determinará la cantidad de giro de aguja en el indicador.
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Fig. 9 Tacómetro electromagnético
Algunos tacómetros en aviones multimotores incorporan sincronoscopios.
Estos instrumentos presentan en una ventana del indicador un disco pequeño que está pintado con segmentos de colores claros y oscuros de tal forma que su giro se visualiza fácilmente.
Son arrastrados por dos bobinados de motor síncrono sobre un eje único excitados por las salidas de los generadores de los tacómetros de Corriente Alterna arrastrados por los motores.
Cuando los motores giran a la misma velocidad el par producido por los bobinados se cancela y el disco permanece quieto.
Pero cuando uno gira más rápido que otro un conjunto genera más par que otro y el disco gira en la dirección del más rápido. La velocidad de rotación es la mitad de la diferencia de las velocidades de los dos motores.
Tacómetros electrónicos
Este tipo de tacómetros usados en turborreactores de alto índice de derivación, utiliza circuitos electrónicos de medida y proporcionan indicación de RPM sin necesidad de generador de arrastre y elementos asociados, reduciendo por tanto el número de componentes y partes móviles del motor.
Existen dos tipos, los que utilizan un transmisor que capta campos magnéticos y los basados en corrientes parásitas.
En los primeros la detección de la velocidad de rotación del motor se hace mediante un generador de impulsos electromagnéticos.
Constan de una rueda solidaria con el eje de arrastre del motor que contiene un imán permanente
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unido al disco de la rueda que produce la excitación.
Cuando el imán permanente pasa frente a una bobina captadora situada en el cárter, la señal magnética se convierte en señal electromagnética que se hace pasar a través de unos circuitos de medición, amplificación e integración.
Finalmente la señal de salida de estos circuitos llega a un servomotor que hace girar el sistema de engranaje y la aguja del indicador.
Estos tacómetros no son autogeneradores, porque para su funcionamiento requieren alimentación eléctrica del avión debidamente amplificada y rectificada.
Los tacómetros electrónicos basados en corrientes parásitas constan de un transmisor con sensor, amplificador y un circuito divisor.
El sensor es un módulo alojado dentro de una cápsula que consta de un imán permanente y una bobina. Los impulsos magnéticos debidos al paso de los álabes junto al sensor son captados por el sensor de la unidad captadora que cuenta los pasos o impulsos.
Las revoluciones del motor se obtienen dividiendo los pasos por el número de álabes de la etapa del compresor frente al que se ha posicionado la unidad captadora.
Fig. 10 Tacómetro electrónico de rueda dentada
Indicador de RPM
Los indicadores de vueltas son básicamente medidores de frecuencia de tipo servo de posición que proporcionan lectura continua en forma numérica y de aguja procedentes de las señales emitidas por los transmisores correspondientes.
Las caras de la esfera están graduadas en porcentajes de RPM de 0 a 120 (N1) y de 0 a 100 (N2) y ambos indicadores van provistos de dos agujas, una fina de indicación máxima que permanece en la posición límite y otra concéntrica gruesa que indica las vueltas reales.
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El contador numérico incorpora tres tambores giratorios con cifras, en los que la rotación hacia abajo de los mismos supone incremento del número de vueltas, presentando los valores numéricos en la correspondiente ventana de indicación.
El indicador lleva incorporada una bandera de aviso de fallo, que cae frente a las cifras del contador, cuando no recibe energía eléctrica, ésta es baja o existe un fallo mecánico prolongado.
Fig. 11 Indicadores convencionales RPM
Como referencia en la fig. 12 se presenta la indicación de RPM en al Airbus A‐340.
El sensor de N1 detecta la velocidad rotacional del conjunto de rotor de baja LP y transmite la señal a la unida monitora EVMU y al ECU (Engine Control Unit).
En el eje del fan hay instalado un anillo de 30 dientes fabricado en un metal magnético. Cada elemento sensor incluye un imán como pieza polar y un bobinado.
El paso de cada diente modifica el flujo del campo y provoca una variación de flujo en la bobina que genera una fuerza electromotriz proporcional a la velocidad de rotación del conjunto.
La indicación de N1 se muestra en la página de Motor del ECAM en forma digital y de aguja.
El sensor de velocidad N2 detecta la velocidad rotacional del conjunto de rotor de alta HP y transmite la señal a la unida monitora EVMU y al ECU (Engine Control Unit). Está instalado en la cara trasera del Carter de Accesorios (AGB) en la posición de las 6:30 Horas.
El conjunto de arrastre comprende una rueda magnética que tiene una nervadura con 71 dientes. El paso de cada diente, enfrente de la cabeza magnética del sensor, modifica las líneas de fuerza, produciendo una variación de flujo. La variación de flujo genera una fuerza electromotriz proporcional a la velocidad de giro del conjunto.
La indicación de N2 se muestra en la página de motor del ECAM en forma de indicación porcentual y digital.
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Fig. 12 Indicación de N1 y N2 en el Airbus A‐340
SISTEMA DE INDICACIÓN DE EMPUJE DEL MOTOR
En el empuje de un turborreactor intervienen un variado número de factores, desde los propios de diseño hasta las condiciones del aire exterior.
La velocidad angular de giro de motor (RPM) constituye a veces una indicación adecuada del empuje en los motores de compresor centrífugo. También en motores axiales de gran índice de derivación en los cuales las RPM de fan o compresor de baja (N1) constituyen el instrumento primario de empuje debido
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a que:
• Presenta poca dispersión de empuje
• Puede ser medido con gran precisión
• Presenta excelente repetitividad y fiabilidad
• No es sensible a la degradación del motor
• La facilidad de mantenimiento del sistema
Como el sistema de indicación de N1 ha sido descrito anteriormente se presenta ahora la forma clásica de indicación de empuje mediante detección y presentación de presiones absolutas que es el procedimiento más ampliamente usado en turborreactores de compresor axial.
Se utilizan dos tipos básicos de medida o ajuste del empuje de un turborreactor con buenos resultados ya que ambos varían proporcionalmente al empuje que desarrolla el motor:
1.‐ Medición de la presión total a la salida de la turbina (Pt7 o Pt5, dependiendo si es un turborreactor de compresor axial doble o sencillo), que fue el método inicial, se mide así la presión aguas arriba de la tobera de escape inmediatamente detrás de la última etapa de turbina que da una indicación de la presión disponible para generar empuje.
No obstante cuando un motor opera a velocidad, altura y temperatura exterior constantes y con una posición fija del mando de gases el empuje es exclusivamente función de la relación de presión del motor, por lo que un segundo método es:
2.‐ Medición de la relación de presiones del motor o E.P.R. (Engine Pressure Ratio), que en un turborreactor de doble compresor axial es la relación Pt7 /Pt2 en la que:
Pt7 = Presión total del gas a la salida de turbina.
P12 = Presión total del aire de entrada al compresor.
En la actualidad la mayor parte de los aviones equipados con turborreactores axiales y turbofan de bajo índice de derivación utilizan para medición de empuje indicadores de EPR que es el parámetro usado para medir los regímenes de despegue, subida y crucero del motor.
Cuando se necesiten mediciones my precisas como el ajuste del motor en tierra se conecta temporalmente un indicador de presión de descarga de turbina durante la duración del rodaje.
En el caso de usar como medición de empuje la presión total a la salida de la turbina (Pt7 o Pt5), es necesario efectuar correcciones por variaciones de la presión de entrada de aire y en ambos procedimientos de medición se requieren correcciones por la variación de la temperatura ambiente
El sistema de EPR consiste generalmente en una sonda de presión de entrada Pt2 y varias sondas de presión de salida Pt7, un transmisor de EPR y un indicador de relación de presión por cada motor.
Una sonda de presión similar a la de un tubo pitot, con el extremo abierto del tubo encarando la corriente de aire siente la presión dinámica de entrada (Pt2) Esta sonda es calentada eléctricamente
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cada vez que se actúa el antihielo de motor para prevenir la formación de hielo.
La presión total a la salida de la turbina (Pt7) es medida por seis sondas que se proyectan en la corriente de los gases de escape a la salida de la turbina y están instaladas en el cárter de escape de la misma, las cámaras sensoras de presión de las sondas están interconectadas mediante tubos externos para proporcionar una presión media.
El trasmisor de EPR que recibe las presiones de entrada y salida mide la relación de presión y genera señales proporcionales al EPR que se envían al indicador de cabina. Consta de un transductor con cuatro fuelles radialmente opuestos a intervalos de 90 grados y un transformador diferencial de voltaje lineal (LVDT).
El transmisor y el indicador están alimentados por 115 V de corriente alterna del avión.
Indicador
El indicador que proporciona solamente la presión de descarga de turbina (Pt7) es básicamente un indicador de presión, graduado en libras por pulgada cuadrada (p.s.i.), pulgadas de Mercurio (in. Hg) o en un porcentaje del empuje máximo.
El indicador de EPR, un repetidor síncrono dotado de servomecanismos, la cara de la esfera está graduada entre los valores normales mínimo y máximo (de 1 a 3 aproximadamente para los motores de bajo índice de derivación).
Presenta la indicación mediante aguja y contador numérico, ya que va provisto de dos contadores numéricos, uno de referencia del valor seleccionado y otro de medición real.
Cada contador dispone de tres tambores giratorios con cifras, la rotación hacia abajo de los tambores indica aumento de la relación de presión.
Dispone también de una bandera de aviso que se presenta delante de las cifras de la ventana cuando no tiene energía, el voltaje es demasiado bajo o hay fallo mecánico.
Fig. 13 Indicador de EPR
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También proporciona lectura numérica y digital de la señal de entrada del EPR ordenado por el computador de TAT/EPRL proporcionando también una señal al sistema de mando de gases automático o Autothrotle. Con el pomo metido y modo automático la lectura numérica del contador superior responde al selector de modo TAT/EPRL Con el pomo sacado una bandera M (Modo Manual) remplaza el dígito izquierdo de ese contador y la lectura responde a la rotación del pomo.
El Airbus A‐340 (Fig. 14) está propulsado por el motor CFM 56‐5C, un turbo fan de alta relación de derivación. Este motor utiliza como parámetro de ajuste y selección de empuje la indicación de N1.
La indicación de N1 se muestra en la página de Motor del ECAM en forma digital y de aguja. Presenta la indicación actual de N1, la N1 límite, la línea roja de N1y la excedencia.
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Fig. 14 Indicador de Empuje en A‐340
PRESIÓN Y TEMPERATURA DE ACEITE.
Para prevenir fallos por una inadecuada lubricación y refrigeración de piezas críticas se debe vigilar el suministro de aceite a determinadas áreas del motor mediante una indicación precisa de presión y temperatura de aceite
La presión de aceite es medida mediante manómetros que en función de su funcionamiento se clasifican en hidráulicos o eléctricos. Los manómetros eléctricos constan de un sensor captador de la presión, generalmente un presostato, el cual acciona un trasmisor eléctrico que trasforma dicha presión en una señal eléctrica que se envía al indicador.
La operación se basa en que la presión de aceite actuando sobre el sensor activa el transmisor que produce un cambio en la relación de corriente eléctrica aplicada al indicador. La cantidad de cambio es proporcional a la presión aplicada.
Pueden ser del tipo de presión diferencial o directa, el de presión diferencial siente la diferencia entre la
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presión de aceite de alimentación y de retorno. Este aceite de retorno está presurizado por el aire de refrigeración y sellado en los alojamientos de cojinetes
En los manómetros hidráulicos el más corriente es el conocido como tubo de Bourdon.
Fig. 15 Tubo de Bourdon
Este tubo tiene una sección transversal elíptica o plana y es de forma curvada. Un extremo del tubo curvado está sellado y unido al extremo de un sector dentado. El otro extremo está fijo en la carcasa donde se introduce el aceite a presión. La presión del aceite tiende a enderezar el tubo para hacerle adquirir una sección transversal redonda, a medida que se produce el enderezamiento gira el sector dentado. El sector engrana y gira el piñón en cuyo eje está montada la aguja del indicador.
Indicador
Algunos aviones usan indicaciones tipo banderas que indican si la presión es alta, normal o baja; otros usan indicadores de aguja sobre un dial circular calibrado en libras por pulgada cuadrada (p. s. i.)
Fig. 16 Indicador de presión de aceite en p. s. i.
Adicionalmente a la indicación de presión generada por el trasmisor se suele disponer de un interruptor de aviso de baja presión de aceite de acción rápida, que detecta la diferencia de presiones entre la presión del aceite detrás del filtro prin¬cipal de aceite y la presión de ventilación de la caja principal de engranajes, que indica la disponibilidad de una presión mínima para una operación segura continuada del motor.
Con el motor en funcionamiento, el interruptor esta normalmente abierto, se cierra y por tanto en¬ciende una luz indicadora de baja presión cuando la presión desciende a valores que son
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aproximadamente el 60 % del valor normal.
Este interruptor está conectado a una luz de aviso en el Compartimento de Vuelo que se ilumina si la presión de aceite cae por debajo este mínimo aceptable.
La habilidad del aceite de motor para realizar su trabajo de refrigeración y lubricación es función de la temperatura de aceite así como de la cantidad del mismo suministrada a las áreas críticas.
La temperatura de aceite es sentida por un trasmisor o elemento sensible a la temperatura, generalmente un tramo del circuito de un puente de Wheatstone encerrado en una capsula metálica que se incorpora en el sistema de aceite antes de que este entre en el radiador de aceite‐combustible y antes de su entrada en la zona de alojamientos de cojinetes.
Fig. 17 Indicador de temperatura y cantidad de aceite
Un cambio en la temperatura del aceite origina un cambio en el valor de la resistencia y en consecuencia un cambio en el flujo de corriente al indicador. La aguja del indicador se desplaza una cantidad equivalente al cambio de temperatura y se presenta en el dial del indicador graduado en grados centígrados.
Otra indicación de aceite encontrada en cabina se refiere a la cantidad de aceite en el depósito. El sistema consta de transmisores de cantidad que son sondas de tanque con un compensador, un módulo electrónico para energizar la sonda y una señal de salida al indicador.
El transmisor de cantidad es del tipo de capacitancia y la salida es una función lineal del volumen de aceite. El sistema corrige por cambios en la temperatura de aceite, por disipación y por constante dieléctrica. En la figura siguiente se presenta la indicación del sistema de aceite del Airbus A‐340. El transmisor XMTR de cantidad de aceite está localizado en el depósito de aceite. La indicación se muestra en la página de motor del ECAM.
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Fig. 17 Sistema de indicación del nivel de aceite
El sensor de temperatura de aceite está instalado en el alojamiento del filtro principal de presión de aceite de motor, aguas debajo de la bomba de presión de aceite y se utiliza para vigilar la condición de motor (ECM). Este sensor se compone de una sonda doble que contienen termistores de platino aislados eléctricamente de tierra.
Una vez instalada, la sonda está inmersa en el aceite y siente su temperatura durante la operación del motor.El principio de operación del sensor se basa en las propiedades de los metales en los que la
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resistencia eléctrica varía con la temperatura. Se genera una señal de corriente en el ECU que se suministra a la sonda termistora, esta señal cambia a medida que varía la temperatura del aceite que la rodea. La indicación se muestra en la página de sistemas de motor del ECAM.
Fig. 17 Sistema de Indicación de temperatura de aceite
El sensor de presión de aceite es del tipo de puente de Wheatstone. Detecta cambios en la presión sobre los diafragmas, que provocan cambios en la salida eléctrica. La parte electrónica del interruptor regula el voltaje de entrada y amplifica y acondiciona la señal del sensor.
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Fig. 18 Indicador de presión de aceite en A‐340
CAUDAL, PRESIÓN Y TEMPERATURA DE COMBUSTIBLE
El flujo de combustible proporciona una valiosa información de la operación satisfactoria del motor y de la cantidad de combustible que se consume durante el vuelo.
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Un sistema típico consiste en un transmisor de flujo de combustible localizado en el sistema de baja presión y un indicador que muestra la cantidad de de flujo de combustible instantáneo y el total usado.
El transmisor mide el flujo eléctricamente y una unidad electrónica asociada proporciona una señal al indicador proporcional al flujo de combustible. Consiste en un conjunto giratorio de medición, formado por un impulsor de alabes que, a través de un modulo electrónico, suministra las señales de salida para la indicación.
EI indicador de flujo de combustible, graduado en Kg/h. o en Libs/h., mide de forma continua el régimen instantáneo de dicho flujo, proporcio¬nando lecturas de aguja y numéricas del consumo de combustible por hora. Es básicamente un voltímetro de corriente continua que hace uso de un potenciómetro como elemento de alimentación de posición.
Fig. 19 Indicador de consumo de combustible en p. p. h. (libras por hora)
El indicador de combustible consumido proporciona lectura numérica continua del consumo acumulativo de combustible por todos los motores del avión
Consiste en cuatro tambores giratorios con cifras a la que se añade un cero fijo para completar lecturas de cinco cifras. Los tambores giran hacia abajo indicando aumentos de consumo. Cuando el indicador no recibe energía, el voltaje es demasiado bajo o hay un fallo de mantenimiento prolongado aparece una bandera de aviso frente a las cifras del contador.
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Fig. 20 Totalizador de combustible en lbs
EI indicador de presión de combustible, proporciona una indicación de si el sistema de baja presión de combustible proporciona un suministro adecuado sin problemas de cavitación.
La presión del combustible actuando sobre el transmisor genera un cambio en la relación de corriente eléctrica suministrada al indicador siendo la cantidad del cambio proporcional a la presión aplicada al transmisor.
El indicador propiamente dicho suele ser un indicador doble en la misma esfera. El sector interior, está calibrado para la gama de bajas presiones o entrada a la bomba de presión (hasta 55 psi aproximadamente), y el sector exterior, esta calibrado para la gama de presiones de salida de la bomba de combustible (hasta 200 psi aproximadamente).
Fig. 21 Indicador de presión de combustible en p.s.i.
Algunos motores, constan de un interruptor de presión diferencial de combustible, situado en el filtro de combustible de baja presión. El interruptor está conectado a una luz de aviso que proporciona indicación de obstrucción parcial del filtro con la posibilidad de falta de combustible
La temperatura del suministro de combustible de baja presión es transmitida eléctricamente a su respectivo indicador para mostrar si el suministro de combustible tiene la temperatura adecuada para la condición operativa requerida
La temperatura de combustible es detectada por un elemento de resistencia eléctrica sensible a la temperatura, generalmente un tramo del circuito de un puente de Wheatstone incorporado en el sistema de combustible.
Un cambio en la temperatura origina un cambio en el valor de la resistencia y en consecuencia un cambio en el flujo de corriente al indicador. La aguja del indicador se deflecta una cantidad equivalente al cambio de temperatura y esto se presenta en el indicador en grados centígrados. Además de la temperatura de combustible en cada motor se suele disponer de la lectura de temperatura de combustible de los tanques de combustible del avión accesibles mediante un selector.
Para un avión de cuatro motores el selector de temperatura de combustible está formado por cinco interruptores de pulsación, uno para el tanque principal de combustible, y uno para el sistema de combustible de cada al motor.
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Fig. 22 Indicador de temperatura de combustible en ºC
En el Airbus A‐340 el trasmisor de flujo de combustible está montado cerca del cárter de accesorios y la indicación (FF) es mostrada por el ECAM en forma digital.
El principio operativo del transmisor de flujo se basa en crear un flujo en remolino que arrastre el rotor del transmisor. El flujo circula a través de una turbina equipada con un muelle de retorno que contrarresta el torque resultante del flujo de combustible. Los ajustes angulares de la turbina varían para que el torque aplicado por el muelle equilibre el movimiento de rotación del combustible. En cada rotación dos imanes permanentes montados en el rotor pasan frente a dos bobinas y generan dos impulsos. El lapso de tiempo entre esos dos impulsos proporciona directamente la medida del flujo. La indicación de flujo en color verde en la pantalla de motor del ECAM puede ser dada en KG o LBS y varía entre 0 y 14.860 KG o entre 0 y 32.760 LBS.
El valor del combustible usado se computa por la ECU en base a muestras de lecturas de indicación de combustible. La cuenta empieza en el arranque del motor y continúa hasta la parada del mismo.
La indicación de combustible usado, presentada en color verde puede venir indicada en KG o LBS. La pérdida completa de señal de indicación de combustible se manifiesta en la indicación de combustible usado mediante dos franjas ámbar sobre la indicación. Cuando la presión diferencial a través del filtro de combustible es mayor de 11.5 PSID se cierra el interruptor de presión diferencial y como resultado la indicación de filtro obstruido (Fuel filter clogged) aparece en la pantalla de motor del ECAM.
La medida de temperatura de combustible presenta la temperatura de los tanques de combustible exterior izquierdo, interior izquierdo y derecho y tanque de compensación. El sistema tiene sensores de temperatura en los que su resistencia eléctrica varía en proporción a esos cambios de temperatura. Un Computador (FCMS) mide esos cambios y calcula y trasmite esos datos de temperatura al ECAM.
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Fig. 23 Indicación de flujo de combustible y combustible usado en A‐340
PRESIÓN DE ADMISIÓN
Los indicadores de presión de admisión son del tipo de lectura directa y están graduados para medir la presión absoluta en pulgadas de mercurio.
Es un término asociado a los motores alternativos en los que la potencia se determina mediante dos variables: la presión que fuerza el pistón hacia abajo y el número de carreras por minuto.
La velocidad del cigüeñal medida mediante tacómetros está directamente relacionada con el número de carreras por minuto pero la presión dentro de los cilindros es difícil de medir directamente.
La presión absoluta del aire en el sistema de inducción, antes de la válvula de entrada está relacionada con la presión desarrollada dentro del cilindro. Es esta presión la que se conoce como presión absoluta
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de admisión o MAP (Manifold Absolute Pressure), es fácil de medir y se usa conjuntamente con las vueltas de motor para indicar la potencia que el motor está desarrollando.
El indicador suele ser una esfera graduada en pulgadas de mercurio (inches. HG). Cuando el motor está parado la aguja indica la presión barométrica, valor que debe coincidir con el del altímetro cuando este está ajustado a la elevación del aeropuerto.
Cuando el motor está arrancado y a régimen de ralentí la indicación de presión desciende 15 pulgadas aproximadamente.
Un motor aspirado normalmente nunca puede desarrollar una presión de admisión mayor que la atmosférica pero sí los motores sobrecomprimidos y turbocomprimidos.
Fig. 24 Indicador de presión de admisión o MAP
PAR MOTOR
En los turbohélices, solamente una pequeña parte de de la fuerza propulsiva es debida al empuje del motor, despreciable frente a la potencia desarrollada por la hélice.
Debido a esto para indicar la potencia producida por el motor no se consideren las indicaciones relativas al empuje residual de los gases de escape y en particular no se usan ni la presión de descarga de turbina (Pt7) ni la relación de presiones (Pt7/ Pt2).
En el caso de los turbohélices cuando se habla de la potencia desarrollada por el motor la indicación más importante es el par motor absorbido por la hélice que se utiliza en conjunción con las vueltas de motor (RPM).
El par motor o momento de giro es proporcional a la potencia y se trasmite a través del engranaje reductor a la hélice.
Para medir el nivel de potencia que el motor desarrolla tanto en tierra como en vuelo se utiliza un sistema indicador conocido como torquímetro.
En la mayor parte de los sistemas, la presión de aceite del torquímetro se usa para activar un indicador de par en el avión.
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Fig. 25 Torquímetro
En la figura adjunta se muestra un torquímetro. En ella se ve que el empuje axial producido por el engranaje helicoidal se opone a la presión de aceite que actúa sobre unos pistones, la presión requerida para resistir el empuje axial se trasmite al indicador.
El torquímetro presenta la presión de aceite (que es proporcional a la potencia del motor) en libras por pulgada cuadrada (p.s.i.). Algunos torquímetros se calibran para leer libras pies (lb‐ft) de par (caso del motor PT6) y algunos pueden leer directamente la potencia al eje (SHP).
Fig. 26 Indicador de Par Motor
VELOCIDAD DE LA HÉLICE
El propósito de los turbohélices es arrastrar una hélice para producir la mayor cantidad de empuje. La potencia producida por el motor está determinada en parte por las RPM, cuanto más altas son las RPM más potencia se produce. Pero la eficiencia de la hélice decrece a medida que la velocidad de la punta
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de la pala se acerca a la velocidad del sonido.
La mayor parte de los turbohélices de avión más potentes arrastran la hélice a través de un conjunto de engranajes reductores, lo que produce la mejor potencia del motor y la mayor eficiencia de la hélice.
El conjunto reductor permite al motor girar lo suficientemente rápido para desarrollar la potencia requerida mientras se mantiene baja la velocidad de la hélice. En los turbohélices en que la turbina gira a gran velocidad relaciones de reducción en la gama de 1:10 a 1:15 son consideradas normales, por lo que se usan engranajes de reducción del tipo de planetarios de múltiples etapas.
El sistema de engranajes reductor del turbohélice Garret TPE3431 es del orden de 1:26, reduce las 41.730 RPM de la turbina a 1.591 RPM en el eje de la hélice.
Existen dos tipos de turbohélice: De eje sencillo en el cual se arrastra el engranaje reductor por el mismo eje que contiene los compresores y turbinas y de turbina libre en que el engranaje reductor es arrastrado por un turbina libre que es independiente del generador de turbina de gas.
Las hélices se clasifican en cuatro tipos:
• Paso fijo: El paso de la hélice no se puede cambiar
• Paso ajustable: El paso puede ser ajustable mediante herramientas en el suelo con motor parado.
• Paso controlable: El piloto puede ajustar el paso en tierra o vuelo mediante un mecanismo de cambio de paso mecánico, hidráulico o eléctrico.
• Velocidad constante: Se utiliza un mecanismo de cambio de paso hidráulico o eléctrico controlado por un governor.
En estas últimas el ajuste del governor es hecho por el piloto con la palanca de RPM en la cabina. Durante la operación, la hélice automáticamente cambia el ángulo de la pala para mantener la velocidad del motor constante.
En vuelo recto y nivelado si la potencia del motor se incrementa, el ángulo de la pala se incrementa para poder mantener las RPM constantes absorbiendo la potencia adicional. De igual forma sí la potencia disminuye para mantener las RPM constantes el ángulo de paso disminuirá.
Para una hélice de velocidad constante, el governor arrastrado por el motor, presuriza el aceite recibido del sistema de lubricación del motor al valor requerido para operar el mecanismo de cambio de pitch o paso de la hélice.
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Fig. 27 Esquema operativo del Governor de una hélice
Consiste básicamente en una bomba de engranajes que incrementa la presión de aceite del motor, un válvula piloto actuada por contrapesos que controla el flujo de aceite al governor y un sistema de válvulas de alivio que regula la presión operativa del governor.
Además de bombear la presión de aceite para producir una de las fuerzas de control fundamentales, el governor mantiene el equilibrio requerido entre las fuerzas de control para presurizar o drenar la cara interna del pistón de la hélice la cantidad exacta de aceite necesario para mantener el ángulo apropiado de la pala para la operación de velocidad constante.
La posición de la válvula piloto con respecto a la puerta medidora del governor de la hélice regula la cantidad de aceite que fluye a través de esta puerta a o de la hélice.
Un muelle sobre la cabeza retorna esta a una posición intermedia, aproximadamente las vueltas de crucero, en caso de fallo de control del governor.
Cuatro instrumentos se usan para seguir las actuaciones de los turbohélices:
• Torquímetro: Par motor o potencia al eje desarrollado
• Medidor de flujo: La cantidad de libras por hora entregadas al motor.
• Indicador de EGT: Temperatura del los gases de escape a la salida de
la turbina
• Tacómetro: Muestra las RPM del compresor en porcentaje de la velocidad certificada
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Fig. 28 Instrumentos de un motor turbohélice
VIBRACIÓN
Muchos motores están equipados con sistemas de indicación de vibración, Airborne Vibration Monitoring (AVM) que vigilan continuamente los niveles de vibración de los motores. Los avisos tempranos de fallo de motor permiten acciones correctivas antes que resulten daños mayores.
El sistema consta de captadores, unidad acondicionadora de señal de vibración e indicadores. Está alimentado por 115 voltios de AC del avión. Un esquema simplificado del mismo se representa en la Fig.1.
Los indicadores son generalmente miliamperímetros de corriente continua con agujas y escalas verticales o diales circulares graduados que reciben señales a través de los captadores de vibración. Son imanes permanentes, del tipo de bobina móvil compensados por variaciones de temperatura ambiente.
Los captadores de vibración basan su funcionamiento en la propiedad piezoeléctrica de los cristales de cuarzo, están montados en el carter del motor y conectados eléctricamente un amplificador y al indicador.
Los captadores o pickups de vibración son básicamente acelerómetros piezoeléctricos de alta temperatura que están montados en las pestañas del cárter del motor.
Sienten la aceleración del motor en dirección radial y se comportan como transductores electromagnéticos que convierten las señales de vibración en señales eléctricas que generan en el indicador un movimiento de la aguja proporcional al nivel de vibración.
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Las diferencias de aceleración entre la carcasa del captador y la masa en reposo de su interior ocasionan fuerzas variable aplicadas al cristal que de acuerdo a la propiedad piezoeléctrica de los cristales de cuarzo, se transforman en señales de carga variables proporcionales a la fuerza aplicada.
En un convertidor de carga diferencial estas señales se convierten a su vez en señales de voltaje que son suministradas al integrador. Este integrador cambia las señales de aceleración sinusoidales en señales de velocidad sinusoidales que se envían al indicador que transforma las señales de corriente continua de entrada en deflexiones de aguja en el indicador.
Se incorpora una luz de aviso en el panel de instrumentos de cabina para avisar al piloto de la proximidad de un nivel inaceptable de vibración, capacitando la parada del motor y reduciendo el riesgo de daños.
El nivel de vibración presentado en el indicador es la suma total de la vibración sentida en el captador. Cuanto más se diferencie por métodos más precisos los márgenes de de frecuencia de cada conjunto giratorio mejor se conseguirá el aislamiento de la fuente de vibración.
Un interruptor‐selector capacita al piloto la selección de lecturas de niveles de vibración en las áreas más críticas: compresor y turbina.
Fig. 29 Indicador de vibración del motor de un B 747
En el Airbus A‐340 el sistema consta por motor de:
‐ Dos sensores monitores de vibración (acelerómetros piezoeléctricos).
‐ Una EIVMU (Engine Vibration Monitoring Unit).
‐ Un convertidor de carga remota
‐ Dos indicaciones de vibración de N1 y N2 en pantalla ECAM
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Los sensores constan de un conjunto de discos piezoeléctricos colocados entre una masa y una base. Cuando el acelerómetro se somete a vibración la masa ejerce una fuerza variable sobre los discos y eso genera una diferencia de potencial directamente proporcional a la aceleración en unos márgenes de frecuencia determinados. El análisis de la señal entregada por esta diferencia de potencial capacita la identificación de las características de la vibración del componente seleccionado.
El sensor del cojinete nº1 está localizado en el alojamiento soporte del cojinete nº 1 mientras que el otro sensor está montado en la pestaña delantera del cárter compresor (Forward Flange Compressor Casing Vibration).
Las señales son procesadas por la EIVMU que mediante filtrado de la frecuencia de banda estrecha de ambos sensores consigue obtener los valores de vibración en ambos ejes N1 y N2.
El convertidor de carga remota realiza la amplificación y el reacondicionamiento de las señales de ambos sensores de vibración.
La vibraciones de N1 se miden en milésimas de desplazamiento (1 /1000 de una pulgada) mientras que las vibraciones de N2 se miden como velocidad en pulgadas por segundo o i.p.s. (inch per second).
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Fig. 30 Indicador de vibración del motor en A‐340
¿Cuál de los siguientes sistemas de indicación se considera instrumento principal?
a.‐ Temperatura de los gases de escape. b.‐ Presión de aceite. c.‐ Contador de combustible utilizado. d.‐ Vibración de motor.
¿Cómo se alimenta el sistema de indicación de temperatura de los gases de escape?
a.‐ 220 V de corriente alterna. b.‐ 12 V de corriente continua. c.‐ 115 V de corriente alterna. d.‐ 380 V de corriente continua.
¿En qué tipo de motor se utilizan los tacómetros electrónicos?
a.‐ Turborreactores de bajo índice de derivación. b.‐ Turborreactores de alto índice de derivación. c.‐ Motores alternativos de gran potencia. d.‐ Turbohélices de grandes dimensiones.
¿Qué tipo de indicadores son los representados en la figura?
a.‐ Indicadores de rumbo. b.‐ Indicadores de consumo de combustible. c.‐ Indicadores de temperatura de salida de gases. d.‐ Indicadores de RPM.
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¿Dónde está instalado el sensor de temperatura del aceite?
a.‐ En el alojamiento del filtro principal de presión de aceite de motor. b.‐ Junto al sensor de número de revoluciones del motor. c.‐ Lejos del filtro principal de presión de aceite del motor. d.‐ A la salida del compresor.
En relación a la temperatura del combustible, en el avión se muestran indicaciones de temperatura de combustible de…
a.‐ El tanque principal. b.‐ Todos los tanques de combustible. c.‐ Sólo los tanques que están más cerca de los motores. d.‐ Aparece únicamente una temperatura media de combustible de todos los depósitos.
¿Qué elemento se utiliza para medir el nivel de potencia del motor?
a.‐ Potenciómetro. b.‐ Osciloscopio. c.‐ Torquímetro. d.‐ Alternador electromagnético.
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