CONTROL ELECTRÓNICO DEL MOTOR

PW100

ANDRES FELIPE GUZMAN VANEGAS

JUAN CAMILO GUZMAN SUAREZ

JUAN SEBASTIAN RESTREPO HOYOS

TRABAJO PRESENTADO A:

MSC. ING. RAFAEL CERPA

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C.

FEBREO DE 2011

FUNCION DEL EEC

Provee el flujo de combustible necesario seleccionado por el PLA y proporciona el torque y velocidad.

PRINCIPALES CARACTERÍSTICAS DE LA EEC

Muestra el torque de salida

Controla el manejo de la válvula de sangrado

Regímenes de potencia

Controla NH y SHP

Sobrecompensación automática de potencia

Compensación del motor

Regulación automática de NP

Detección de fallas

Indicación de fallas

DESCRIPCION

EL EEC es un control electrónico digital del motor de un solo canal el cual se encuentra montado en lado izquierdo de la abertura de entrada de aire y opera con 28VDC que son suministrados por el avión. EL EEC, en unión

con el MFC y algunos sensores, controla el flujo medido del combustible hacia el generador de gas del motor y por lo tanto controla la potencia del motor. Por debajo del 30% de NH el flujo de combustible es controlado únicamente por la MFC. Po encima del 30% de NH, el EEC mantiene un circuito cerrado de control de velocidad para todas las condiciones de operación del motor.

El EEC, interfaz eléctrica, provee una interfaz electrónica entre los sensores

del motor y los efectores, así como interfaces de comunicaciones discretas y en serie entre el sistema de la planta de energía y la aeronave. Lossensores sobrantes del motor/EEC proveen un refuerzo para las condiciones de ambiente en caso de que la ADC de una señal de falla o una diferencia significativa entre los datos de la ADC y los sensores del motor.

Para controlar la operación del motor, el EEC calcula un objetivo o un torque de fallo basado en la potencia del motor para el rango seleccionado, y como función del PLA seleccionado por el piloto, el sangrado de despegue, condiciones ambiente y el flujo de combustible programado de acuerdo al motor. El EEC mide el torque actual en el eje secundario de reducción de la caja reductora, para calcular los caballos de fuerza del eje del motor (engine SHP). Esto provee una visión tan cercana del control de

potencia que, para un PLA fijo, los SHP del motor coinciden con el correspondiente torque de fallo.

INPUTS:

-28VDC: potencial eléctrico

-ADC: entradas primarias de la aeronave

-interruptor de auto-ignición (solo ATP): señal a la EEC para activar la función de auto-ignición.

- Bleed: estado del sangrado del motor.

-CLA brazo del interruptor de la hélice (solo ATP): para seleccionar entre las dos NP programadas: Taxi y Landing

-CLA interruptor pequeño de enbanderamiento: cancela el gobernador de subvelocidad de combustible en la posición de enbanderamiento.

-EEC on: para seleccionar el EEC o el modo manual.

-Modelo del motor: el EEC selecciona un modelo de motor diferente por medio de la resistencia de ajuste ubicada en el enchufe de ajuste.

-Pérdida inminente: señal al EEC que indica el estado de la aeronave, para aumentar las NH y así aumentar la velocidad de la aeronave y prevenir la pérdida del avión.

-Identificación del MFC: es una señal de la MFC para indicar que el MFC adecuado está ubicado en el motor.

- : señal desde los sensores de

velocidad.

- : señal desde el sensor de torque No 2.

- Prueba de sobrevelocidad (FOKKER): cancela el gobernador del combustible para NP cuando se prueba la función de sobre velocidad de NP.

-P1.8: presión total de entrada que viene del montante a las 6 en punto del carter trasero de entrada.

-PAMB: presión ambiente que viene de la góndola

-PLA: señal desde la RVDT en la MFC

-Freno de la hélice: señal al EEC cuando el freno de la hélice esta en operación.

-Q-HI(FOKKER): Señal desde el AFU local indicando que el AFU torque lee 50% para la verificación cruzada del alto torque.

- Sección del régimen: es elrégimen seleccionado desde el administrador selector de potencia del avión.

-T1.8: Señal de temperatura total de entradaque viene desde la sonda T1.8 en la parte trasera del carter de entrada.

-Torque input (Q): el sensor de torque mide un ángulo de torsión en el eje de medición de torsión.

-caracterización del enchufe del eje de torsión: un descenso y aumento del torque son aplicados a la entrada del eje de torque con el fin de corregir cualquier diferencia en la rigidez del eje de torque debido a la variación de las propiedades físicas.

-TQ2: temperatura ambiente del eje de torque.

-Trim/reset: interruptor usado para ajustar el motor o para reiniciar la memoria del EEC.

-Uptrim: señal que cambia el nivel de despegue normal a despegue suplente.

OUTPUTS

-ADC: El EEC envía una señal al ADC para registrar y mostrar fines.

-Auto-ignición (ATR y ATP): El EEC provee una salida discreta al avión, para activar el sistema de ignición, el cual indica que el EEC ha detectado un flameout en el motor.

-Bombilla degradada del EEC(FOKKER): falla menor que es resultado de un código errado almacenado en el EEC.

- Bobilla de control 1 del motor (ATP): indica que una falla no crítica ha sido detectada por el EEC.

- códigos de falla: códigos electrónicos de falla indicando que la unidad sustituible en línea LRU es sospechosa de fallas.

-Bombilla de fallas (ATP y FOKKER): luz de cabina que identifica una situación no arreglada.

- Indicador de falla magnética (ATR): pestillo magnético en el panel de mantenimiento que indica que una falla no crítica ha sido detectada por el EEC.

-Bombilla de congelamiento (ATP): luz de cabina que identifica una situación no arreglada.

-Servo válvula: señal enviada del HBV para variar el sangrado en P2.4.

-Motor paso a paso: señal enviada al motor

paso a paso para variar el sangrado en .

- Torque (output): señal enviada al indicador de torque para mostrar la cantidad de torque producida por el motor.

- Error de Torque: señal enviada al indicador de torque para mostrar el torque máximo permitido.

- bombilla Uptrim: luz de cabina que

identifica el motor recibiendo una señal por encima del ajuste.

OPERACIÓN DEL EEC

POTENCIA LÓGICA INDICADA

La potencia lógica indicada determina la máxima potencia permitida para la posición de despegue de la palanca. La potencia nominal está establecida como una función de la potencia seleccionada, la temperatura del aire de entrada, la presión del aire de entrada, la velocidad del avión, selección del

sangrado y la velocidad de la turbina de potencia.

Tres limites (límite de potencia, limite de corriente de aire caliente y límite de torque) son calculados basados en la potencia y el sangrado seleccionados. Los menor de los límites de potencia y la corriente de aire caliente es seleccionado para ser introducido en una tabla de Potencia Requerida Vs. PLA para dar un itinerario de potencia. El control, entonces, hará una curva cerrada, bajo condiciones normales de operación, en una selección entre el itinerario de potencia y límite de torque.

CIRCUITO CERRADO EN EL CIRCUITO LÓGICO DE LA REGULACIÓN AUTOMÁTICA DE POTENCIA

Usando el límite de potencia seleccionado, una relación entre la potencia requerida y PLA es calculada. La figura siguiente muestra una típica relación entre la potencia requerida y PLA en una velocidad de la hélice

regulada automáticamente para el sistema de control del motor. El torque del motor medido desde la señal de velocidad/fase desde la sonda de torque situada en la caja reductora del motor es usado para calcular la potencia real entregada. El circuito cerrado de autoridad completa sobre el circuito de potencia va a gobernar el motor. Este circuito recibe la potencia requerida desde la potencia lógica indicada y cierra el circuito en la potencia equivalente con la potencia real entregada por el motor.

PROTECCION LOGICA DE LA SOBRETORSIÓN

Usa la velocidad real de la hélice, cuando la velocidad de la hélice es menor que la nominal del rango seleccionado, para convertir el rango de torque límite dependiente en una potencia límite para selección en contra de la potencia requerida. El límite de torque estable vs. PLA, para cada rango, es mostrado en la figura. La regulación automática de la subvelocidad NTP es cancelada cuando el torque excede el 100% suministrándole protección en esa derivación para el software lógico. Esta característica es principal para proteger AGAINST OVERTORQUE resultante de un abanderamiento parasito para un gran poder

LOGICA NORMAL DE LA REGULACION AUTOMATICA

Para un control normal del EEC, es computado un poder requerido y comparado en contra de un poder actual, el resultado es entonces trasladado dentro de NH velocidad requerida. El NH requerido esen turno de ser comparado en contra del actual NH con el

resultado se maneja el flujo de combustible para mantener el poder requerido. El EEC software opera por una selección de razón de cambio de NH velocidad del SEVERAL LIMIT LOOPS AVALIABLE. Compensación para condiciones ambiente de velocidad del aire, temperatura del aire y altitud, asegurando un correcto rango de poder para un régimen seleccionado , para una posición fija nominal de PLA( 75 o 80).

REGULACIÓN AUTOMÁTICA DE NP

Regulación automática del circuito lógico de la subvelocidad de la pala

Este circuito controla el motor a baja potencia en tierra y a vuelo con marcha mínima, y en modo reverso para proveer empuje reverso. El EEC controla la velocidad de la hélice en caso de que la velocidad de la palase reduzca por debajo de un mínimo establecido en el EEC. El sistema de control cierra el circuito para la velocidad de la hélice. El empuje es ahora controlado por medio del itinerario del ángulo mínimo de la pala, el cual se encuentra dentro del Control Electrónico de la Hélice o Unidad de Control de la Hélice (PCU) que permite una relación directa entre la palanca de potencia y el ángulo de las palas.

CARACTERÍSTICAS PRINCIPALES:

-mantener la velocidad mínima de la hélice a baja potencia.

- Programar la velocidad de la hélice como función de PLA en reversa.

- Limitar la velocidad máxima de la hélice en reversa.

NH GOVERNING

el EEC deberá imitar el máximo y minimo NH el circuito de control de potencia del motor intentara controlar. La lógica prohíbe las siguientes funciones:

-regulación automática de las minimas revoluciones de velocidad de del motor

-Limita la autoridad del circuito de potencia para baja potencia.

-Limita la velocidad máxima NH el motor de alta.

-Provee una transición estable entre el circuito de potencia y la regulación automática de las mínimas revoluciones del motor

El NH lógico mínimo provee un incremento en el itinerario para mantener la autoridad del EEC sobre el itinerario del MFCU, para mantener un buen control de la aeronave en altitud.

El límite máximo de NH selecciona el límite mínimo de NH hasta un PLA especifico donde esto comienza a divergir desde los mapas mínimos de NH como función de la posición de la palanca de potencia. El circuito lógico de NH máximo provee un alto límite fijo a posiciones en la palanca de alta potencia.

MODULO ELECTRONICO

DESCRIPCIÓN GENERAL.

El sistema de control del motor, En el pw 123/123b/123c/123d/123e. El control del motor de la parte generadora de energía por suministro del flujo de combustible, programado como una función de la selección del PLA, según la clasificación del

motor y condiciones del medio ambiente. El sistema del control del motor tiene una relación con la hélice y aeronave.

DESCRIPCIÓN:

El EEC recibe señales por sensores en el motor. En el fuselaje se encuentra incorporado un sensor de presión el cual envía los datos a un computador. En el evento de que el los datos suministrados al computador tengan fallos debido a un superfluo en el sistema de control electrónico del motor, los sensores proporcionados en el ambiente producen una copia de seguridad.

EN SISTEMA CONTROL ELECTRÓNICO DEL MOTOR MODO NORMAL:

El ECC modula el flujo del combustible a través del MFC (unidad de control mecánica del combustible) en respuesta al ajuste solicitado de potencia. Esto se realiza en el motor por medio de un paso a paso de una variable neumática en el sistema de orificios de flujo de combustible en un horario. Los comandos de ajuste de potencia montados desde la cabina son suministrados por las palancas de potencia del control electrónico del motor por un transformador de una variable diferencial rotatoria. Qué mide el ángulo de la palanca de potencia en la unidad de control mecánico de combustible.

El ECC también controla el intercompresor de sangrado de flujo a través del HBOV un motor montado proporciona un aumento libre de torque en la operación del motor.

EEC OPERACIÓN

El sistema de control del motor proporciona varios grados de fallo tolerado por la

operación de la selección de uno a tres modos:

ECC modo Modo degradado (ECC POTENCIA ENSENDIDA)Modo manual (ECC potencia apagada)

ENCENDIDO DEL MOTOR:

El encendido del control del motor e ignición es dirigido bajo un control, mientras que comienza el flujo del combustible dirigido con precisión de regulación por el MFC ‘S (colector regulados de potencia). Mientras el encendido avanza, medido el combustible a partir de la boquilla en la válvula de suministro del combustible hasta la aceleración del motor. Como Nh aumento más allá del punto donde el múltiple empuje regulador del MFC en el estado del interruptor (46 a 60%Nh) el ECC se encarga del manejo de la aceleración y trae el motor un Nh especificado funcionado a poca potencia.

GOBERNADOR DE NH

Utilizando el modelo seleccionado clasificado en códigos, PLA condiciones de ambiente, el ECC calcula el Nh de la relación que entrega el motor para el requisito de potencia basado en el régimen, automático y limites térmico del motor. Un nominativo de Nh del gobernador se define como el registro de función del PLA para proporcionar la potencia requerida basada en el nominativo, automático y límites térmicos del motor.

Nh versus PLA entre: 30 a 105.8%

Funcionar a poca potencia en tierra: 66%

Funcionar a poca potencia en vuelo: 72% mínimo a 81% máximo de altitud

…. NP puede anular el gobernador de combustible

CONTROL DE ACELERACIÓN Y DESACELERACIÓN:

La Aceleración y desaceleración se controla por el límite de velocidad de Nh funciona como la puesta de potencia del motor y de entrada a condiciones por el ECC. El MCF es la máxima tasa de unidad de relación de aceleración y desaceleración.

Error del torque del ECC (Por el PW 123c y 123d)

el EEC proporciona una salida de señales de indicador de torque en la cabina de display en la seleccionado el motor clasificando el torque. Seleccionado el torque clasificando proporciona un objetivo según el torque que el piloto encontró de señales en el motor durante cada uno de los segmentos de vuelo.

COMPENSACIÓN DE BAJA POTENCIA

La baja potencia computarizada compensada por la velocidad aerodinámica, temperatura del aire y altitud. El ADC es el principal fuente en condiciones de ambiente, con los sensores del motor proporciona un respaldo en que algún evento falle los datos del ADC.

UPTRIME Y CIERRE EN EL CIRCUITO DE POTENCIA (CLP):

En el evento en que un motor produzca pérdidas de potencia a una distancia, durante el despegue, que se detecta por su TSCU, el ECC local se inicia un incremento en

la potencia local del motor desde el despegue normal al despegue máximo.

La potencia sobre el circuito cerrado es activada solo durante el modo uptrim.

La nota no le hice traducción escrita

FUNCIÓN DE CONDICIÓN DEL MOTOR Y EL PLA

Una función es proporcionar en el EEC a compensar en el motor la tolerancia y ajustes de errores para emparejar y conceder al PLA’S en el despegue graduar y asegurar un aumento positivo de potencia (0 a 10%) durante una revisión a la forma del manual.

GOBERNADOR DE NP

La velocidad de ajuste de la hélices proviene del PLA frente al Np en los horarios de control del motor en todas las fases del avión/motor de manipulación en tierra, incluso el carreteo en calma, aterrizaje y en modo de reversa para proporcionar marcha atrás al empuje.

En la baja potencia, el ECC no se deja la hélice a velocidad debajo de la mínima de caída.

Plan de rodaje

El PLA vs NP la función es planear “arm prop” interruptor que es usado para seleccionar entre un mapa de aterrizaje y un mapa de rodaje en pista. Esta lograda atreves del micro interruptor en la condición de palanca (remitir a la gráfica)

Anulación del gobernador NP

En una de las siguientes condiciones, el gobernador NP se cancela su función:

La hélice esta en bandera (manual u automático)NP menos de 30%PLA mayor al 50%

DETECCIÓN DE FALLAS

La característica de sistema de comprobación incorporado del EEC le permite monitorearse a sí mismo y a sus sensores, así como a las entradas de la estructura del avión. Cuando el EEC detecta una falla en el sistema, el primero arreglará la falla y luego la comunicará a la aeronave. El arreglo de la falla depende de la naturaleza y severidad de esta y son arregladas por el EEC en el siguiente orden de prioridad:

- Usar una fuente redundante de entrada si está disponible.

- predeterminar para un valor fijo

- cambiar a modo MANUAL.

Para fallas que ponen en peligro el control seguro del motor, el EEC va ceder el control al modo MANUAL. Cuando la falla es pequeña lo que el EEC hace es inhabilitar la función y reemplazar su salida con valores predeterminado. Las fallas se almacenan en códigos de falla en la memoria no volátil del EEC y son enviadas a la aeronave.

Cada señal de entrada es probada para varias condiciones de falla tales como errores, condiciones fuera de rango, o valores no coherentes en comparación con otras entradas.

Si ambas EEC fallan, ambos motores se van a revertir a modo MANUAL automáticamente, siempre y cuando ambos PLA<59°.

INDICACIÓN DE FALLAS

-Las fallas en el sistema son detectadas por elcircuito de comprobación incorpara dentro del EEC.

-Por cada falla identificada, un código de dos dígitos (un código de 6 digitos para ATP) es almacenado en el EEC.

-Como máximo se pueden almacenar 8 fallas.

-Los códigos de falla están al alcancce de la gente de mantenimiento por medio de una pantalla.

CÓDIGOS DE MENSAJE

Durante el proceso de interrogación de los

códigos de falla, la lectura apropiada mostrará el código de secuencia de datos de inicio. Si hay códigos de falla almacenados, cada uno será mostrado durante cinco segundos. Cuando todos los códigos de falla han sido mostrados, el código de secuencia de datos de fin será mostrado. Luego la secuencia se repetirá. Si no existen códigos

de falla solo se mostraran los códigos de inicio y final.

CÓDIGOS DE SECUENCIA DE DATOS DE INICIO Y FIN

-ATP: Mensaje de inicio: “002000”. Mensaje de fin: “004000”.

-ATR: Mensaje de entrada: “01”. Mensaje de fin:”02”.

-FOKKER: Mensaje de entrada: “01”. Mensaje de fin:”02”.

UNIDAD AUTOFEATHER

PROPÓSITO

- Embanderar automáticamente la hélice (para minimizar el drag) de un motor que ha experimentado una pérdida importante de potencia durante la fase de despegue del vuelo.

- Simultáneamente envía una señal al sistema de control del motor opuesto para incrementar la potencia del motor de despegue normal a despegue máximo, esto con el fin de compensar la pérdida de potencia en el otro motor.

- Por medio de enlaces eléctricos, desactiva el sistema Autofeather del motor opuesto para evitar que este sea también auto-embanderado.

Para ATR y FOKKER estas funciones son controladas por el AFU. Para ATP, El EEC y el AFU controlan estas funciones simultáneamente.

INPUTS:

-28 VDC: potencial eléctrico

-A/F test: permite que el sistema A/F sea verificado con el motor estático o en funcionamiento, simula una pérdida de potencia en el motor.

-ATPCS switch (solo ATR): switch del sistema de control de potencia automática de despegue.

-CLA microswitch: cuando el CLA es movido de la posición MAX, un microswitch desactiva el AFU.

-Palanca de combustible: para seleccionar “abierto” para la estructura.

-PLA-Hi: señal desde las palancas de potencia a los AFU para indicar que están en la posición de despegue.

-PWR MGT: switch de control de potencia para ser seleccionado (ATR: TO, FOKKER: TO o GA).

-panel de selección del régimen de potencia: deshabilita la función del UPTRIM cuando se seleccionael régimen de ascenso o de crucero.

-Q-Hi: señal desde el AFU del motor opuesto para indicar que el torque del motor opuesto ha alcanzado un nivel de alto torque.

-Q1: señal desde el sensor de torque numero 1.

-TQ1: temperatura ambiente del eje de torque.

-W.O.W. (weigth on wheel) switch (solo ATR): durante la aproximación, si esta activado el auto-enbanderamiento, no va a existir sobre ajuste y no va a haber retrasos en el enbanderamiento.

OUTPUTS

-luz de palanca: señal de cabina que indica que el sistema Autofeather esta encendido y listo.

-Auto-enbanderamiento: señal del avión para embanderar la hélice del motor que está fallando.

- Salida al motor: señal de cabina que dice que un motor ha perdido potencia.

-Q-Hi: señal desde el AFU local al AFU del motor opuesto para indicar que el torque del

motor opuesto ha alcanzado un nivel de alto torque.

-señal de torque análoga: en caso de que un EEC falle, se deshabilita la salida análoga de torque del EEC, el acto de seleccionar modo MANUAL cambia la señal de torque análogo del AFU a la porción análoga de toque medido.

-UPTRIM (sobre ajustar): señal al EEC del motor opuesto para aumentar la potencia de: TO a RTO.