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  • unos buenos trabajos me podrias compartir gracias gaonediison21@gmail.com
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  • Hola, me podrías enviar el documento? Te lo agradecería bastante
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  • te agradecería me compartieras tu trabajo the_x_factor@live.com.mx
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  • Soy docente de Ing. Aeronáutica y me gustaría mucho contar con este documento como parte de la bibliográfica de mi materia Instrumentos de Vuelo y navegación. puedes por favor compartirlo a mi correo omar.castellon@hotmail.com GRACIAS ANTICIPADAS!!!
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  • por favor puedes compartr el documento al correo frepo1000@hotmail.com
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  • 1. SISTEMAS DE AERONAVES DE TURBINA TOMO III Felipe Gato Gutiérrez Y Ángel Mario Gato Gutiérrez 2009 VALENCIA
  • 2. Sistemas de aeronaves de turbina Tomo III © Felipe Gato Gutiérrez A. Mario Gato Gutiérrez NOTA: Las imágenes cedidas por los distintos fabricantes se identifican por un asterisco seguido del propietario legal de la imagen. ISBN: 978–84–9948–387–0 e-book v.1.0 ISBN edición en papel: 978–84–9948–012–1 Edita: Editorial Club Universitario. Telf.: 96 567 61 33 C/ Decano, 4 – 03690 San Vicente (Alicante) www.ecu.fm ecu@ecu.fm Maqueta y diseño: Gamma. Telf.: 965 67 19 87 C/ Cottolengo, 25 – San Vicente (Alicante) www.gamma.fm gamma@gamma.fm Reservados todos los derechos. Ni la totalidad ni parte de este libro puede reproducirse o transmitirse por ningún procedimiento electrónico o mecánico, incluyendo fotocopia, grabación magnética o cualquier almacenamiento de información o sistema de reproducción, sin permiso previo y por escrito de los titulares del Copyright.
  • 3. ÍNDICE PRÓLOGO ...............................................................................................................11 11.10 – COMBUSTIBLE .........................................................................................13 11.10–0 – GENERALIDADES SOBRE EL SISTEMA Y LOS COMBUSTIBLES ...........................................................................15 PROPIEDADES DE LOS COMBUSTIBLES ................................17 TIPOS, ESPECIFICACIONES Y CARACTERÍSTICAS ..............20 LA CONTAMINACIÓN BIOLÓGICA DE LOS COMBUSTIBLES ...........................................................................23 11.10–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA ...................................................25 SISTEMAS DE ALIMENTACIÓN POR GRAVEDAD .................27 SISTEMAS DE COMBUSTIBLE DE ALIMENTACIÓN A PRESIÓN.........................................................................................27 MEDIOS DE CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE ..30 11.10–2 – DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE ...............................................34 DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE FLEXIBLES .........................35 DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE INTEGRALES.......................35 SELLADO DE LOS DEPÓSITOS..................................................38 EQUILIBRADO DE PRESIONES EN LOS DEPÓSITOS ............41 VENTILACIÓN DE LOS DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE .....42 VÁLVULAS DE DRENAJE DE CONDUCTOS Y DE VENTILACIÓN EN SUBIDA ........................................................45 TUBOS DE VENTILACIÓN ..........................................................48 SISTEMA DE BARRIDO CONTINUO .........................................48 11.10–3 – SISTEMAS DE SUMINISTRO (ALIMENTACIÓN) ...................52 TIPOS DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE A LOS MOTORES ......................................................................................53 ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE POR GRAVEDAD........53 ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE POR PRESIÓN .............54 AVIONES CON MOTORES DE ÉMBOLO ..................................54 AVIONES CON MOTORES A REACCIÓN ..................................56 BOMBAS IMPULSORAS ..............................................................57 ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE AL APU.........................61 VÁLVULA DE CORTE DE COMBUSTIBLE AL MOTOR .........64 ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE AL MOTOR POR SUCCIÓN ........................................................................................65 FILTROS DE REJILLA ..................................................................66 VÁLVULAS DE DESCARGA DE AIRE .......................................67 11.10–4 – VACIADO, PURGA Y DRENAJE ................................................69 VACIADO .......................................................................................69 PURGA Y DRENAJE......................................................................71
  • 4. 11.10–5 – ALIMENTACIÓN CRUZADA Y TRANSFERENCIA.................73 ALIMENTACIÓN CRUZADA.......................................................73 TRANSFERENCIA ENTRE DEPÓSITOS ....................................74 11.10–6 – REABASTECIMIENTO Y VACIADO RÁPIDO .........................75 REABASTECIMIENTO POR GRAVEDAD .................................77 REABASTECIMIENTO DE COMBUSTIBLE POR PRESIÓN ...78 ESTACIÓN DE CARGA.................................................................79 ADAPTADOR DE MANGUERA Y SU VÁLVULA DE CARGA ...79 PANEL DE CONTROL DE VÁLVULAS Y DE SELECCIÓN DE CARGA .....................................................................................82 VÁLVULAS DE CORTE DE COMBUSTIBLE AL DEPÓSITO ..84 COMPUTADORES DE CONTROL ...............................................85 CORTE VOLUMÉTRICO ..............................................................86 OPERACIÓN DE CARGA .............................................................87 VACIADO RÁPIDO DEL COMBUSTIBLE..................................88 11.10–7 – EQUILIBRIO LONGITUDINAL DE LA AERONAVE MEDIANTE TRANSVASE DE COMBUSTIBLE .........................90 FUNCIONAMIENTO DE LA OPERACIÓN .................................91 11.10–8 – DRENAJE DE LA ENVUELTA ....................................................92 PROCEDIMIENTO DE CONTROL...............................................93 11.10–9 – SISTEMA DE INDICACIÓN ........................................................94 INDICACIÓN DE CANTIDAD .....................................................94 INDICACIÓN DIRECTA................................................................94 INDICACIÓN ELÉCTRICA Y PRESENTACIÓN ANALÓGICA..................................................................................95 INDICACIÓN ELÉCTRICA Y PRESENTACIÓN DIGITAL........96 PRESENTACIÓN DE DATOS DE COMBUSTIBLE EN CABINA ..........................................................................................99 SISTEMA DE MEDICIÓN DIRECTA POR VARILLA...............100 VARILLAS DE GOTEO ...............................................................101 VARILLAS DE MEDICIÓN MAGNÉTICAS SECAS ................102 INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN DE COMBUSTIBLE .........103 SOBRANTE DE LA RECIRCULACIÓN DE LA IDG ................105 11.10–10 – PRÁCTICAS DE MANTENIMIENTO.....................................107 11.11 – POTENCIA HIDRÁULICA .....................................................................109 11.11–0 – GENERALIDADES.....................................................................111 HIDROSTÁTICA, HIDRODINÁMICA E HIDROMECÁNICA.112 UNIDADES DE MEDIDA............................................................114 TRANSMISIÓN DE LA PRESIÓN HIDRÁULICA ....................115 SISTEMAS HIDRÁULICOS ABIERTOS Y CERRADOS ..........117 SISTEMAS HIDRÁULICOS DE CONTROL MANUAL Y AUTOMÁTICO ............................................................................118 COMPOSICIÓN DE UN SISTEMA HIDRÁULICO ...................119 11.11–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA .................................................122
  • 5. SÍMBOLOS DE UTILIZACIÓN GENERAL..............................124 11.11–2 – FLUIDOS HIDRÁULICOS .........................................................127 LA VISCOSIDAD .........................................................................128 PUNTO DE INFLAMACIÓN Y ENCENDIDO ...........................129 ESTABILIDAD QUÍMICA...........................................................129 PRECAUCIONES EN LA OPERACIÓN CON LOS LÍQUIDOS HIDRÁULICOS ........................................................129 11.11–3 – GRUPO DE ALMACENAJE DE FLUIDOS ..............................131 DEPÓSITOS ..................................................................................131 SISTEMAS DE RECARGA DE FLUIDOS ................................135 SISTEMAS DE PRESURIZACIÓN DEL DEPÓSITO ................136 ACUMULADORES DE PRESIÓN ..............................................137 ACUMULADORES DE DIAFRAGMA.......................................138 ACUMULADOR DE BOLSA ......................................................140 ACUMULADOR CILÍNDRICO ..................................................140 INSTALACIÓN Y DESMONTAJE DE LOS ACUMULADORES ......................................................................141 REVISIÓN Y ENTRETENIMIENTO ..........................................142 VÁLVULAS AISLADORAS (CORTAFUEGOS) ........................143 11.11–4 – GENERACIÓN DE LA PRESIÓN ..............................................146 BOMBAS DE ENGRANAJES .....................................................146 BOMBA DE TIPO ROTOR ..........................................................147 BOMBA DE TIPO DE PALETAS ................................................149 BOMBAS DEL TIPO DE ÉMBOLO ...........................................150 BOMBAS PRINCIPALES ............................................................153 CONDICIÓN DE BAJA PRESIÓN ..............................................154 CONDICIÓN DE ALTA PRESIÓN ..............................................155 CONDICIÓN DE CORTE DE PRESIÓN.....................................156 BOMBAS AUXILIARES..............................................................157 BOMBAS DE ACCIONAMIENTO MANUAL ...........................158 GENERACIÓN DE PRESIÓN DE EMERGENCIA ....................159 CONJUNTOS SOPORTE DE LA RAT ........................................161 ACTUADOR DE LA RAT ............................................................162 LÓGICAS DE EXTENSIÓN/RETRACCIÓN .............................162 BOMBAS DE TRANSFERENCIA...............................................163 COLECTORES DE PRESIÓN......................................................165 11.11–5 – GRUPO DE DISTRIBUCIÓN DE LA PRESIÓN .......................167 CIRCUITOS DE PRESIÓN ..........................................................167 CIRCUITOS DE RETORNO ........................................................168 VÁLVULAS DE PRIORIDAD .....................................................170 VÁLVULAS REGULADORAS DE PRESIÓN ...........................171 VÁLVULAS SELECTORAS Y DE CORTE ................................172 VÁLVULAS UNIDIRECCIONALES ..........................................173 VÁLVULAS DE LANZADERA .................................................174 VÁLVULAS DE DERIVACIÓN ..................................................175
  • 6. VÁLVULAS DE REGULACIÓN Y CONTROL VARIAS ..........176 FILTROS DE PRESIÓN DE LÁMINAS ......................................176 FILTROS DE PRESIÓN MICRÓNICOS .....................................178 FILTROS DE RETORNO .............................................................180 ENFRIADORES DEL FLUIDO HIDRÁULICO .........................182 11.11–6 – GRUPO DE INDICACIÓN .........................................................184 INDICACIÓN DE CANTIDAD DE FLUIDO .............................185 INDICACIÓN DE PRESIÓN .......................................................186 INDICACIÓN DE ALTA TEMPERATURA................................188 INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN .............................................190 INDICACIÓN DE PRESION DEL DEPÓSITO...........................191 INDICACIONES DE HIDRÁULICO EN EL SISTEMA ECAM ...191 11.11–7 – INTERCONEXIÓN CON OTROS SISTEMAS .........................195 11.12 – PROTECCIÓN CONTRA HIELO Y LLUVIA .....................................197 11.12–0 – GENERALIDADES ....................................................................199 11.12–1 – FORMACIÓN DE HIELO, CLASIFICACIÓN, REGÍMENES DE ENGELAMIENTO Y DETECCIÓN ......................................202 FORMACIÓN DEL HIELO..........................................................202 CLASIFICACIÓN DEL HIELO ...................................................202 REGÍMENES DE ENGELAMIENTO .........................................203 DETECCIÓN DEL HIELO ...........................................................204 SISTEMAS ANTIHIELO..............................................................206 11.12–2 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO DE AIRE CALIENTE ....208 CONTROL DE LA PRESIÓN ......................................................209 CONTROL DE LA TEMPERATURA ..........................................214 DISTRIBUCIÓN Y CONTROL DEL FLUJO ..............................215 SISTEMA DE INDICACIÓN ......................................................218 ANTIHIELO NEUMÁTICO PARA LOS CRISTALES DE LA CABINA ........................................................................................221 11.12–3 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO ELÉCTRICO ..................223 ANTIHIELO EN LOS SENSORES DE DATOS DE AIRE .........223 ANTIHIELO EN LAS VENTANILLAS DE LA CABINA DE MANDOS ......................................................................................227 ANTIHIELO EN LAS ESTACIONES DE SERVICIO DE AGUA Y RESIDUOS ....................................................................231 CALENTADORES EN LÍNEA PARA TUBOS DE AGUA .........231 CALENTADORES INTEGRALES ..............................................232 CALENTADORES DE MANTAS ELÉCTRICAS (TIPO RIBBON)............................................................................233 11.12–4 – SISTEMAS DE DESHIELO........................................................234 DESHIELO POR ZAPATAS NEUMÁTICAS ..............................234 REGULACIÓN DE LA PRESIÓN ...............................................235 REGULADOR DE TIEMPO ........................................................236 DISTRIBUCIÓN DEL AIRE ........................................................236
  • 7. FORMAS DE FUNCIONAMIENTO ...........................................238 SISTEMAS DE DESHIELO POR IMPULSOS ...........................239 DESHIELO DE LA AERONAVE EN TIERRA ...........................239 MÉTODOS DE APLICACIÓN.....................................................240 LA ELIMINACIÓN DEL HIELO VÍTREO EN TIERRA............242 TIPOS DE LÍQUIDOS PARA DESHIELO O ANTIHIELO ........242 EFECTOS AERODINÁMICOS DE LOS FLUIDOS DE DESHIELO/ANTIHIELO .............................................................244 11.12–5 – PROTECCIÓN CONTRA LA LLUVIA......................................246 SISTEMAS DE LIMPIAPARABRISAS ......................................246 REPELENTES DE LLUVIA.........................................................248 UTILIZACIÓN DE CRISTALES HIDRÓFOBOS .......................249 11.13 – TREN DE ATERRIZAJE .........................................................................251 11.13–0 – GENERALIDADES ....................................................................253 REQUISITOS Y NORMAS PARA EL TREN DE ATERRIZAJE 264 EL TREN DE ATERRIZAJE EN AERONAVES LIGERAS .......265 11.13–1 – CONSTRUCCIÓN Y AMORTIGUACIÓN ................................267 ESTRUCTURA Y ANCLAJE AL AVIÓN ....................................267 AMORTIGUADORES ..................................................................270 AMORTIGUADORES OLEONEUMÁTICOS ............................273 TIRANTES DE FIJACIÓN ..........................................................277 ARTICULACIONES DE TORSIÓN ............................................280 DEFLECTOR DE AGUA..............................................................281 11.13–2 – EXTENSIÓN Y RETRACCIÓN .................................................284 INTRODUCCIÓN .........................................................................284 CONTROL DE LA OPERACIÓN ELÉCTRICO O ELECTRÓNICO ...........................................................................285 CONTROL DE LA OPERACIÓN MECÁNICO ACCIONAMIENTO HIDRÁULICO............................................288 AISLAMIENTO HIDRÁULICO DEL TREN DE ATERRIZAJE 290 UNIDADES DE CONTROL.........................................................291 UNIDADES DE ACTUACIÓN ....................................................295 VÁLVULAS DE CONTROL ........................................................296 CILINDROS ACTUADORES DE TREN.....................................298 CILINDROS ACTUADORES DE COMPUERTAS Y DE BLOCAJE ......................................................................................299 UNIDADES DE BLOCAJE MECÁNICAS .................................300 EXTENSIÓN DEL TREN EN EMERGENCIA ...........................302 SISTEMA DE OPERACIÓN MECÁNICA ..................................303 SISTEMA DE OPERACIÓN ELECTROMECÁNICO ................305 SISTEMA DE OPERACIÓN HIDRÁULICO-MECÁNICO........307 COMPUERTAS DEL TREN DE ATERRIZAJE ..........................309 ESTRUCTURA Y FIJACIÓN DE LAS COMPUERTAS FIJAS .............................................................................................309
  • 8. ESTRUCTURA Y FIJACIÓN DE LAS COMPUERTAS MÓVILES .....................................................................................311 BLOCAJE DE LAS COMPUERTAS ...........................................316 APERTURA DE COMPUERTAS EN TIERRA PARA MANTENIMIENTO .....................................................................317 AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS MÓVILES....319 AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS DE CONTROL ....................................................................................320 AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS ACTUADORES ............................................................................321 11.13–3 – INDICACIONES Y AVISOS .......................................................323 INDICACIÓN DE POSICIÓN ......................................................325 AVISOS Y MENSAJES DE FALLO.............................................330 INTERCONEXIÓN CON OTROS SISTEMAS ...........................334 11.13–4 – RUEDAS, FRENOS, ANTIDESLIZAMIENTO Y FRENADO AUTOMÁTICO ...........................................................................336 INTRODUCCIÓN .........................................................................336 LLANTAS .....................................................................................337 SISTEMA DE FRENOS ................................................................338 FRENOS DE TAMBOR ................................................................340 FRENOS DE DISCO.....................................................................342 SISTEMAS HIDRÁULICOS DE FRENOS .................................344 ACUMULADORES DE FRENOS ..............................................346 VÁLVULA DE CONTROL DE FRENOS ....................................347 LIMITADORES DE FLUJO .........................................................348 SISTEMAS HIDRÁULICOS DE FRENOS DE CONTROL ELECTRÓNICO ...........................................................................350 UNIDAD ELECTRÓNICA DE CONTROL DE FRENOS (BSCU) ..........................................................................................351 FRENOS ALTERNATIVOS .........................................................353 FRENOS DE EMERGENCIA.......................................................354 FRENOS DE APARCAMIENTO .................................................355 SISTEMAS DE ANTIDESLIZAMIENTO ...................................356 ELECTROVÁLVULAS DE FRENO............................................358 TRANSDUCTORES DE VELOCIDAD DE RUEDA..................360 SISTEMA DE FRENADO AUTOMÁTICO.................................361 INDICACIONES Y AVISOS DEL SISTEMA DE FRENOS .......363 11.13–5 – NEUMÁTICOS............................................................................370 INTRODUCCIÓN .........................................................................370 ALMACENAJE Y CUIDADOS BÁSICOS .................................374 RECAUCHUTADO ......................................................................375 11.13–6 – DIRECCIÓN DE RUEDAS (CONDUCCIÓN DEL AVIÓN EN TIERRA) .......................................................................................376 SISTEMAS DE CONTROL MECÁNICO Y ACCIONAMIENTO HIDRÁULICO............................................377
  • 9. SISTEMAS DE CONTROL ELÉCTRICO/ELECTRÓNICO Y ACCIONAMIENTO HIDRÁULICO............................................379 11.13–7 – CONTROL TIERRA-VUELO .....................................................383 11.13–8 – PATÍN DE COLA.........................................................................386 BIBLIOGRAFÍA DE CONSULTA.......................................................................389
  • 10. PRÓLOGO Esta obra es fruto de la experimentada vida profesional de Felipe Gato. Más de cuarenta años dedicado a la mecánica de aeronaves le han permitido atesorar un amplio conocimiento del tema. Experiencia que se refleja en los diversos libros que ha escrito sobre el mantenimiento de aviones comerciales. Titulado como Técnico de Mantenimiento de Aviones, ha sido durante quince años responsable de mantenimiento del Área de Levante de Iberia. Además ha trabajado en otros centros que la compañía tiene en países europeos y americanos. Su dilatada carrera profesional se ha complementado con el ejercicio docente, siendo profesor del Centro de Instrucción del Mantenimiento de la compañía IBERIA y del módulo de “Sistemas de la Aeronave” en el IES n.º 2 del Complejo Educativo de Cheste. Este libro presenta la parte tercera de las cinco de que consta el actual plan de estudios de la asignatura “Sistemas de Aeronaves de Turbina” del Ciclo Formativo de GS Mantenimiento Aeromecánico, cumpliendo tanto con las directrices emanadas por la Conselleria de Educación de la Generalitat Valenciana como con las emitidas por la Unión Europea en el DOUE del 28.11.2003 y los reglamentos de la Agencia Estatal de Seguridad Aérea (AESA) del Ministerio de Fomento español. Consta de los siguientes sistemas: de Combustible; de potencia Hidráulica; de protección contra el Hielo y la Lluvia y de Tren de Aterrizaje. Destaca por la utilización de un vocabulario preciso y por la abundancia de gráficos que lo convierten en un manual de fácil comprensión. Facilita al alumno el éxito en su proceso de aprendizaje, integrando cognitiva y procedimentalmente los conceptos y habilidades básicas propias de la materia que desarrolla. Es para mí un orgullo presentar este libro del profesor Gato en el que se aúnan conocimiento y capacidad didáctica. Estamos seguros de que su llegada a las aulas ayudará a las nuevas generaciones de alumnos en su inserción laboral. Valencia, marzo 2009 Rafael González Prieto. Inspector de Educación Doctor en Geografía e Historia por la Universidad de Valencia 11
  • 11. 11.10 – COMBUSTIBLE 11.10–0 – GENERALIDADES SOBRE EL SISTEMA Y LOS COMBUSTIBLES ........ 15 11.10–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA ................................................................... 25 11.10–2 – DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE ............................................................... 34 11.10–3 – SISTEMAS DE SUMINISTRO (ALIMENTACIÓN)................................... 52 11.10–4 – VACIADO, PURGA Y DRENAJE ................................................................ 69 11.10–5 – ALIMENTACIÓN CRUZADA Y TRANSFERENCIA................................. 73 11.10–6 – REABASTECIMIENTO Y VACIADO RÁPIDO ......................................... 75 11.10–7 – EQUILIBRIO LONGITUDINAL DE LA AERONAVE MEDIANTE TRANSVASE DE COMBUSTIBLE ............................................................. 90 11.10–8 – DRENAJE DE LA ENVUELTA .................................................................... 92 11.10–9 – SISTEMA DE INDICACIÓN ........................................................................ 94 11.10–10 – PRÁCTICAS DE MANTENIMIENTO..................................................... 107 13
  • 12. 11.10–0 – GENERALIDADES SOBRE EL SISTEMA Y LOS COMBUSTIBLES Si bien todos los sistemas del avión son importantes para su buen funcionamiento como aeronave en su conjunto, el sistema de combustible se puede catalogar, aparte de importante, como básico, ya que es el sistema encargado de almacenar y entregar el combustible a los motores, así que se le puede definir como el conjunto de elementos, instalaciones, mecanismos e indicadores con que se dota al avión para almacenar la energía en forma de combustible líquido, y suministrarlo al motor, a la presión, cantidad y tiempo a los que está diseñado y programado. Al ser catalogado, generalmente, aparecerá en el sistema ATA (Air Transport Association) con el número 28 y en la catalogación Europea de la EASA (European Aviation Safety Agency) se le ha asignado el Módulo 11 Submódulo 10. En cuanto al combustible que se utilice, se habrá de estar al corriente de las recomendaciones del constructor en los correspondientes manuales, pero a modo de generalidades diremos que para los motores de pistón los combustibles serán gasolinas de alto octanaje, y para los motores de reacción se utilizaran los kerosenos, si bien la mayoría de los aviones con motor de pistón utilizan un octanaje, entre 115/145; en cuanto a los motores a reacción generalmente utilizan el keroseno denominado JP1 o equivalente, quedando los demás tipos de keroseno para aviones militares o de algún uso específico. Al hablar del combustible es conveniente hacer, a modo de recuerdo, alguna referencia a su densidad, como en cualquier líquido la temperatura afecta a su densidad, y a mayor temperatura el combustible será menos denso, por esta razón puede suceder que con temperaturas muy bajas, por ejemplo en invierno en zonas muy frías, se pueda dar el caso de que con los depósitos llenos haya a bordo más cantidad de kilos que lo especificado en los manuales, porque en éstos se toma como base la temperatura y densidad estándar (normalmente 6,7 libras por galón US). Sin embargo y desde el punto de vista operativo, cuando se despacha un avión, hay que tener muy en cuenta el peso del combustible al confeccionar la hoja de carga y centrado, para saber en qué punto se encuentra el centro de gravedad del avión para ese vuelo, a fin de que el piloto disponga los mandos de vuelo en la posición que corresponda para el despegue. La cantidad de combustible que se carga en un avión puede afectar al peso que se desee transportar, ya sean personas o carga, ya que no se pueden sobrepasar los pesos máximos indicados por el fabricante tanto para el despegue como para el aterrizaje; debiendo distinguir entre los pesos máximos estructurales o los pesos máximos definidos por las condiciones ambientales y físicas. 15
  • 13. F. Gato y A. M. Gato Los estructurales, conocidos como MTOW (Maximum Take-Off Weight) o el MLW (Maximum Landing Weight), son aquellos establecidos por la propia estructura del avión, que podríamos definir como los máximos absolutos, en tanto que los máximos ambientales, inferiores o iguales a los absolutos, pueden quedar definidos por las condiciones ambientales (temperatura, altitud de presión, etc.) o físicas del aeropuerto (longitud de pista, obstáculos en las proximidades de la senda de despegue o aterrizaje, etc.). Otro punto muy importante a considerar será la forma en que debe realizarse la carga del combustible, ya que el combustible es básico para el centrado del avión. No puede cargarse todo el combustible en el depósito de un ala, dejando vacío el del ala opuesta. Esto produciría un desequilibrio notable, pudiendo hacerse el vuelo incluso peligroso. En los manuales de cada avión se define el máximo desequilibrio permitido entre los depósitos de las alas; a modo de referencia, para el avión MD87 el máximo desequilibrio permitido será de 1.500 libras entre las alas. Si por alguna razón en vuelo se produjese un desequilibrio entre las alas, se deberán alimentar los motores desde el depósito que contiene mayor cantidad de combustible, a través del subsistema de alimentación cruzada, para así restablecer el equilibrio de la aeronave. También es necesario tener en cuenta que durante el vuelo se consume gran cantidad de combustible, lo que puede originar desplazamientos muy grandes del centro de gravedad. En algunos aviones como el Concorde o los Airbus A-340 y A-380 existe la posibilidad de desplazar combustible desde unos depósitos a otros, de modo que el avión quede siempre equilibrado en vuelo. Finalmente analizaremos someramente como incide el combustible en la resistencia estructural del avión en vuelo; si el avión se viera sometido a una ráfaga de aire descendente, las alas tenderían a doblarse hacia arriba, originando en la zona del encastre con el fuselaje, tensiones estructurales que podrían, en situaciones extremas, llegar a producir su desprendimiento. La ubicación del combustible en las aeronaves puede ser en las alas, en el fuselaje y en el empenaje de cola, pero casi siempre en las alas, el peso del combustible que se lleva en éstas tiene un efecto compensador de las tensiones en el encastre rebajando 16
  • 14. 11.10 – Combustible en gran medida su valor, ya que el mismo peso del combustible tratará de impedir el movimiento de flexión del ala como se puede observar en la figura siguiente. La importancia de este combustible como elemento compensador estructural es tan grande que uno de los datos básicos a la hora de preparar un avión para el vuelo es el peso máximo con combustible cero MZFW (Maximum Zero Fuel Weight), que es el peso máximo que puede tener un avión sin incluir el combustible cargado en las alas, por lo tanto todo el exceso de peso del avión sobre el MZFW hasta el límite del MTOW (Maximun Take Off Weight), o sea, el peso máximo al despegue, debe ser el peso del combustible cargado en las alas. Este combustible deberá ser cargado siempre en los depósitos de las alas, y al planificar el consumo para el vuelo re realizará de tal manera que el combustible de compensación sea el último en consumirse. PROPIEDADES DE LOS COMBUSTIBLES Si bien el combustible no es un elemento que forma parte del conjunto de mecanismos y elementos que forma el sistema, sí que es parte fundamental del mismo, por lo que es oportuno en este punto el hacer unas consideraciones sobre él, de forma que se pueda tener una visión global sobre el elemento con que trabaja el sistema, por lo tanto, aunque someramente, se efectuarán unos comentarios sobre: • Propiedades de los combustibles • Tipos y especificaciones • Contaminación biológica En el apartado de las propiedades, se debe distinguir un poco entre gasolinas y kerosenos, que si bien en cuanto a propiedades físicas pueden ser las mismas, nunca tendrán la misma escala de valores ni afectarán al funcionamiento de la misma forma. Para las gasolinas, las características principales que deberán tener dependerán esencialmente de la clase y estructura molecular de los hidrocarburos que contiene, y del método de obtención. 17
  • 15. F. Gato y A. M. Gato En líneas generales las gasolinas deben tener una serie de cualidades en orden al buen rendimiento del motor y su conservación. Principales propiedades para las gasolinas: Volatilidad: Para que una gasolina pueda arder dentro del cilindro es condición principal que pueda ser vaporizada, por ello las gasolinas deben contener hidrocarburos ligeros en cantidad suficiente para que su vaporización permita el arranque del motor en frío. DIAGRAMA DE VAPORIZACIÓN DE COMBUSTIBLES También hay que tener en cuenta que una elevada proporción de hidrocarburos ligeros tiene una alta presión de vapor y por lo tanto puede evaporarse antes de llegar a la cámara de combustión obturando los conductos de admisión, esto, junto con otros muchos inconvenientes, nos viene a poner de manifiesto lo importante que es el respeto a las especificaciones dadas por los fabricantes. Corrosión: Otra de las cualidades importantes que deben cumplir es que no posean productos corrosivos, o que puedan dar lugar a que se formen otros que puedan serlo. Para corregir esto actualmente se emplean aditivos que, o evitan, o retardan mucho este fenómeno. Poder antidetonante: Una de las muy importantes cualidades que debe tener una gasolina es el poder antidetonante adecuado a la relación de presión del motor, para que la combustión en el cilindro sea suave y sin violencia, de forma que a partir de la chispa de la bujía se queme toda la mezcla. Inicialmente, se denomina índice o número de octano al poder antidetonante de las gasolinas, designación que expresa esto de forma limitada, puesto que su valor máximo es 100, y existen gasolinas con poder antidetonante más elevado. 18
  • 16. 11.10 – Combustible En general, las gasolinas para aviación deben tener un poder antidetonante con un índice superior a 100; para conseguir gasolinas de elevado poder antidetonante, no son suficientes los procesos de elaboración o de transformación de su estructura molecular, sino que hay que recurrir a los aditivos, de compuestos solubles de variada composición; de entre estos aditivos los de uso más generalizado son los derivados del plomo, el tetraetilo o el tetrametilo de plomo, pero no sobrepasando ciertos límites para que no se dé lugar a la formación de residuos sólidos en el interior de los cilindros. De todas formas la consecuencia de que la gasolina no sea del adecuado poder antidetonante se manifestará rápidamente en un sobrecalentamiento del motor, y en un descenso del rendimiento. Agua: Tampoco debe contener agua, porque, aparte de las perturbaciones que ésta origina al funcionamiento del motor, favorece la formación de productos corrosivos, y fundamentalmente la formación de hielo en los depósitos, especialmente cuando se efectúan vuelos a grandes alturas y de larga duración con bajas temperaturas exteriores al avión. Para eliminar el agua formada, es necesario efectuar un purgado de los depósitos por medio de unas válvulas al uso instaladas en la parte inferior de los depósitos. VÁLVULA CERRADA VÁLVULA ABIERTA VÁLVULAS DE DRENAJE DE DEPÓSITO Principales propiedades de los kerosenos: Las propiedades que deberán reunir estos combustibles son casi las mismas que para las gasolinas aunque en valores diferentes, ya que los motores de turbina de gas son de combustión constante. Propiedades como la ausencia de agua son las mismas para todos, otras como el contenido de azufre para los kerosenos es indeseable porque entre otros problemas 19
  • 17. F. Gato y A. M. Gato genera un ataque a los materiales del subsistema de almacenamiento y distribución, así como restos de la combustión que atacan a los materiales expuestos a la corriente de gases de escape. La estabilidad térmica es otra propiedad a tener en cuenta, porque la resistencia de un combustible a la descomposición a altas temperaturas impide las concentraciones de materia orgánica en los componentes del sistema (tuberías, válvulas, controladores de gasto, etc.). Esta propiedad adquiere gran importancia en este tipo de motores donde cada día más se utiliza el combustible como elemento de refrigeración, de lubricación y hasta de potencia hidráulica para el funcionamiento de varios elementos de motor. Otras de las propiedades importantes son también el poder calorífico, los puntos de congelación, de inflamación o de cristalización, así como toda la gama de propiedades de la combustión tendentes a la limitación de la temperatura de los metales de las turbinas, de las cámaras de combustión y de la formación de carbonilla y humos en las zonas de contacto con los gases de escape. TIPOS, ESPECIFICACIONES Y CARACTERÍSTICAS Aunque la tendencia de los tipos y especificaciones de los combustibles es que sean todos lo más unificados posible, hay como puede verse en la tabla siguiente varios tipos que pueden corresponder a varias refinerías o países. Generalmente, para los aviones de lo que llamamos aviación privada y civil, equipados con motores de turbina de gas, el tipo de keroseno que consumen es en todos los países el denominado JP1 o equivalente. Para las aviaciones militares normalmente se utilizan los mismos, aunque con unas especificaciones equivalentes y que generalmente solo variarán en algún aditivo. Los aviones militares de funciones muy específicas pueden tener combustibles exclusivos; pero no son objeto de estudio en este libro. 20
  • 18. 11.10 – Combustible CORRESPONDENCIA ENTRE DENOMINACIONES DE USO DE LOS PRINCIPALES PAÍSES En cuanto a las características, como puede verse en la tabla de la página siguiente, son de gran variedad y vendrán bien reflejadas en los Manuales de Operaciones y Control de Calidad de Aviación (MOCCA) que editan y mantienen los departamentos gubernamentales de aviación de cada país, y en los de las refinerías y compañías de distribución, que son junto con los propietarios, operadores y personal de mantenimiento los que están encargados de cumplir tanto las especificaciones como las normas de uso y manejo de los combustibles. 21
  • 19. F. Gato y A. M. Gato 22
  • 20. 11.10 – Combustible LA CONTAMINACIÓN BIOLÓGICA DE LOS COMBUSTIBLES Al ser los combustibles de procedencia del petróleo, que es orgánico, son susceptibles de contaminación biológica, o sea, por bacterias y por hongos, que durante su metabolismo generan ácidos corrosivos que producirán un fuerte ataque de corrosión a las superficies metálicas de los depósitos, y una variación de las características del mismo combustible. Aunque actualmente la contaminación de los depósitos de combustible está muy vigilada y no se da con la frecuencia que ocurría en décadas pasadas, el riesgo existe, siendo los aviones con más posibilidades los que tienen poco esmerado mantenimiento, y los grandes aviones de vuelos internacionales, que repostan combustible en muchos países que por razones diversas no suministran un combustible con todas las garantías necesarias. Las bacterias, que, al reproducirse por división de cada una en el intervalo de pocos minutos, pueden colonizar los depósitos en corto espacio de tiempo. Otra de las contaminaciones que se produce con alguna asiduidad es la contaminación por hongos, que producen esporas que germinan. Las esporas son acromáticas, y de formas variables, y constituyen un elemento de resistencia a todo medio hostil. VISTA MICROSCÓPICA DE DIFERENTES TIPOS DE FAMILIAS DE ESPORAS 23
  • 21. F. Gato y A. M. Gato Cuando la espora germina crece el hongo, que se alimenta de elementos que lleva el combustible; crecen en forma de hebras ramificadas, observables a simple vista, y llegan a formar madejas muy consistentes que obstruyen conductos, filtros, válvulas y demás elementos del sistema, llegando si no se le pone remedio a ser suficiente para que los motores pierdan potencia y se paren. La formación destructiva más común es la denominada Hormoconis Resinae o también Cladosporium Resinae, porque es de gran tamaño comparada con otras formaciones, produce mayor cantidad de biomasa y es la mayor causante de la corrosión. Prevención contra la contaminación biológica La primera prevención contra este tipo de contaminación la pone en práctica el fabricante al revestir el interior de los depósitos de una pintura antibacteriana. Una vez que se carga combustible en los depósitos hay que controlar mucho la calidad del combustible efectuando las correspondientes comprobaciones antes de cada operación de repostado, ya que el agua en suspensión es uno de los mayores riesgos que tienen los depósitos de combustible de ser contaminados. Si por la causa que sea los depósitos se contaminan habrán de ser vaciados, minuciosamente limpiados, y tratados con biocidas (bactericidas y fungicidas). Aunque el drenaje de los depósitos será tratado en otro apartado de este capítulo, el drenaje de los mismos, de forma periódica para eliminar el agua que pueda haberse formado por decantación, es la principal medida contra la contaminación biológica de los combustibles. 24
  • 22. 11.10 – Combustible 11.10–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA La finalidad de un sistema de combustible de una aeronave es almacenar a bordo y entregar al motor una cantidad precisa de combustible, limpio y a la presión correcta, para cubrir las demandas de potencia que al motor se le exigen, asegurando esta prestación en todas las fases del vuelo, incluyendo durante cualquier maniobra por muy violenta, repentina o acelerada que sea. Además, entre otras prestaciones se deberá tener en cuenta que no tenga riesgo de obstrucción por vapores que pudieran resultar por los cambios de las condiciones climáticas que se produzcan tanto en tierra como en vuelo. Generalmente, para que los sistemas tengan un mayor grado de eficiencia y seguridad deben cumplir una serie de requisitos, unos de pura lógica y otros legislativos, los cuales tendrán que tener muy en cuenta los diseñadores y constructores. Entre las principales características se encuentra el estar provisto de unas válvulas que permitan cortar el flujo al motor. Que los motores puedan alimentarse desde cualquier depósito. Las líneas de transporte de combustible (tuberías) no deberán tener curvas o dobladuras muy ceñidas, ni abolladuras acusadas para prevenir la creación de vapores que puedan obturar las líneas. Los depósitos deberán estar provistos de sumideros en la parte inferior para acumulación de agua u otros productos que se formen con la decantación, así como drenajes al exterior de estos sumideros. Los depósitos deberán estar ventilados al exterior a fin de que no se formen presiones al repostar combustible, ni depresiones al ir consumiendo y por lo tanto bajar el nivel del depósito. En el avión, al tener una posición cambiante durante el vuelo, y estar sujeto a las consecuencias de las irregularidades físicas de la atmósfera que atraviesa, los depósitos deberán estar provistos de unos deflectores internos, que eviten un cambio brusco de la posición del combustible, acción que causaría una variación rápida del centro de gravedad del avión. Esta característica no tiene gran importancia cuando se trata del depósito situado en el centro del fuselaje, pero es muy importante cuando se refiere a los depósitos de las alas, ya que el cambio de posición del combustible muy rápidamente puede llegar a causar la pérdida del control del avión. 25
  • 23. F. Gato y A. M. Gato Los deflectores también ayudan a prevenir el salpicado o chapoteo del combustible, por causa de los movimientos del avión, ya sean controlados o inesperados, lo que también previene será el bloqueo de la ventilación, con lo que desaparecerá el riesgo del bloqueo de vapores. VÁLVULAS EN COSTILLAS DEL INTERIOR DE UN DEPÓSITO DE COMBUSTIBLE DE ALA En los depósitos de las alas que cumplen esta característica, se utilizan las costillas de la estructura del ala donde se colocan unas válvulas de chapaleta, que permiten que el combustible circule con mucha facilidad hacia el eje longitudinal del avión en el ala que sube, y se mantiene en su lugar en el ala que baja. Existen dos tipos de sistema, que se diferencian básicamente por el modo de enviar el combustible desde el depósito al carburador o a la unidad de control de combustible del motor; estos tipos son: 26
  • 24. 11.10 – Combustible • Sistemas de alimentación por gravedad. • Sistemas de alimentación por presión. SISTEMAS DE ALIMENTACIÓN POR GRAVEDAD Estos sistemas solo están en uso en aviones con motores de baja potencia en los que sea posible que los depósitos estén sobre el carburador a la distancia necesaria para que la columna de combustible pueda dar una presión y un flujo de alrededor del 150% de lo necesario para el motor en el despegue. SISTEMA DE COMBUSTIBLE DE ALIMENTACIÓN POR GRAVEDAD La presión disponible para este sistema se puede calcular, tomando como válidos los valores que no sean inferiores a una libra por pulgada cuadrada (1 p.s.i.) por cada 40 pulgadas de altura del combustible. SISTEMAS DE COMBUSTIBLE DE ALIMENTACIÓN A PRESIÓN En aeronaves en las que el consumo de combustible es mayor que el que pueda suministrar un sistema de gravedad, se utiliza la presión como forma de que al motor le llegue el combustible necesario en cada momento. Si bien el combustible efectuará siempre un recorrido desde el depósito hasta las cámaras de combustión, está dividido en dos partes: 27
  • 25. F. Gato y A. M. Gato Sistema de combustible del avión, ATA. 28 y según EASA, Módulo 11-10 Sistema de combustible del motor ATA. 73 y según EASA, Módulos 15-11 y 16.4. El sistema de combustible del avión que llega hasta la entrada del motor, donde pondrá a disposición de su sistema, el combustible necesario a una presión diseñada por el constructor (que estará entre las 13 y las 30 p.s.i. aproximadamente). Para que esta necesidad pueda ser cubierta, es necesario que unas bombas recojan el combustible del depósito, y lo impulsen hacia el motor; esta alimentación al motor deberá ser: suficiente; constante en presión y cantidad; y controlada en temperatura, para abastecer a la planta de potencia del avión, en cualquier situación del vuelo. Si bien las funciones básicas de todos estos elementos son las mismas, no lo es en la forma de ejecutarlas, ya que: las aeronaves son muy diferentes y con funciones distintas; las bombas podrán ser sumergidas o no; la indicación digital o analógica; el control manual o por computador; y los controles y redundancias también dependerán del diseño y fabricación ya que se utilizarán las técnicas más actuales en cada momento. Para conseguir todas estas prestaciones serán necesarios una serie de componentes, como bombas, válvulas, filtros, transmisores, indicadores, tuberías tanto rígidas como flexibles, etc.; todos ellos dispuestos de forma conveniente formarán el sistema. En la figura siguiente puede verse la situación de los elementos que corresponden a la parte izquierda del sistema de combustible que instala Boeing en sus B-747: 28
  • 26. 11.10 – Combustible También puede observarse la interrelación que tienen unos elementos con otros y cómo las instalaciones de transporte del combustible pueden utilizarse para diferentes cometidos dependiendo de en qué posición se coloquen las válvulas, o de qué bombas se pongan en funcionamiento. Para la correcta comprensión del sistema y dado que tiene bastante complejidad, se ha dividido en subcapítulos que corresponderán a las diversas funciones y que básicamente se puede ver en la figura siguiente: 29
  • 27. F. Gato y A. M. Gato SISTEMA DE COMBUSTIBLE Los detalles tanto de las funciones específicas, como de la forma de efectuarlas, corresponderán a la formación de tipo de cada aeronave, por lo que a lo largo de este capítulo, nos referiremos generalmente a las funciones, y cómo los principales diseñadores y fabricantes consiguen las funciones del sistema en los aviones actuales de más abundancia entre las flotas de las operadoras del mundo. MEDIOS DE CONTROL DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE Los medios que normalmente tienen las aeronaves para el control del combustible están ubicados en la cabina de mandos y en las estaciones de repostado. En la cabina de pilotaje nos encontraremos los interruptores de control tanto de bombas impulsoras como de las válvulas del sistema, normalmente estarán agrupados en un panel o zona de los tableros de instrumentos. 30
  • 28. 11.10 – Combustible En cuanto a tecnología los controles del sistema de combustible irán acordes con el tipo de tecnología que se encuentra en la aeronave, así nos encontraremos controles convencionales analógicos como el de la figura: PANEL DE CONTROL ANALÓGICO En este tipo de controles cada elemento tiene una función, las indicaciones de funcionamiento son letreros iluminados y los interruptores son de posición mecánica. En caso de que las aeronaves sean de modernas tecnologías los paneles de control tendrán más elementos y funciones como se ve en la siguiente figura de un avión A-340. 31
  • 29. F. Gato y A. M. Gato PANEL DE CONTROL EN CABINA Aquí en los controles de los elementos está también el aviso de fallo o de posición de válvula. SISTEMAS DE REGISTRO DE FALLOS En aeronaves de tecnologías actuales se dota a los mismos de sistemas de registro de fallos y de medios para efectuar pruebas de los diferentes elementos, bien desde los computadores, o desde los teclados de las MCDU (Multipurpose Control Display Unit) situados en el pedestal de la cabina de mandos. En esta figura se observa la arquitectura de un sistema de registro de fallos, con el que se pueden discriminar averías, e incluso enviar los datos en tiempo real al centro de mantenimiento que tenga el operador. 32
  • 30. 11.10 – Combustible ARQUITECTURA DEL SISTEMA DE REGISTRO DE FALLOS 33
  • 31. F. Gato y A. M. Gato 11.10–2 – DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE Los depósitos de combustible junto con la ventilación de los mismos, y el batido del combustible en la zona de admisión de las bombas de impulsión del combustible hacia el motor, forman la parte que llamamos subsistema de almacenaje. Los depósitos de combustible son los lugares estancos, donde se almacena a bordo el combustible necesario para la operación de la aeronave. Son de varias clases, desmontables o integrales, los desmontables pueden ser rígidos o flexibles. DEPÓSITOS DESMONTABLES RÍGIDOS Son depósitos, generalmente metálicos, que van fijados a la estructura mediante tornillos, son los primitivos y en la actualidad solo se utilizan en la aviación ligera. Con el progreso en el conocimiento de los materiales compuestos, se están construyendo depósitos rígidos de fibras que aparte de ser superiores en resistencia a los metálicos, tienen un peso bastante inferior. DEPÓSITO DE COMBUSTIBLE DESMONTABLE En cuanto a prestaciones deberán tener las requeridas por norma como puede verse en la figura anterior, es decir, que tendrá entre otras: boca de carga (que tiene sus requerimientos legislativos particulares), sumidero, drenaje manual, ventilación, etc. Por tanto deberá cumplir los requerimientos generales, los particulares y las mejoras opcionales que el constructor o el comprador consideren oportunas. 34
  • 32. 11.10 – Combustible DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE FLEXIBLES Son depósitos de forma variable (bolsas) que se adaptan a los huecos irregulares, por lo que se pueden utilizar espacios de difícil utilización para otros fines. Estos depósitos son fabricados con materiales polímeros elastómeros, sintéticos o naturales, por sus altos índices de resistencia a los ácidos, a las temperaturas elevadas, alto índice de elasticidad y de poder aislante, son materiales termofijos, con bajo índice de histéresis y también de compresión; todas estas cualidades los hacen idóneos para su utilización como depósitos de combustible en la llamada aviación general, ya que en pocas ocasiones este tipo de depósitos es utilizado en los aviones de la aviación comercial, salvo para algunos depósitos auxiliares. También son utilizados para soluciones temporales, al poder ser utilizados dentro de los depósitos integrales, cuando tienen pérdidas de estanqueidad, que aconsejen demorar hasta futura revisión general la reparación definitiva. Una vez que estos depósitos son colocados en el lugar deseado, son fijados a la estructura de la aeronave generalmente mediante tornillería, bridas y cinchos o broches que fijan las pestañas y orejetas que tienen a tal fin, con lo que al llenarlos de combustible se adaptan perfectamente al habitáculo previsto. Una vez fijados se habrán de conectar las instalaciones de alimentación de ventilación, o de indicación de cantidad, drenajes, etc., como en cualquier otro tipo de depósito que preste ese servicio. DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE INTEGRALES Son denominados así los depósitos de combustible que forman parte de la estructura de la aeronave, y no son otra cosa que los espacios huecos que quedan entre las diferentes zonas de la estructura y que, cumpliendo con los necesarios requisitos, y debidamente sellados, quedan estancos, dando como resultado una especie de cajón, que se forma en el momento de fabricar la aeronave, que se puede llenar de combustible. Las zonas en las que se sitúan estos depósitos son las alas, la parte inferior del fuselaje central y en el estabilizador horizontal. En la actualidad este tipo de depósitos es el más utilizado tanto en la aviación ligera como en la comercial o la militar. En cuanto a los requisitos que deben cumplir son bastante amplios, aunque la mayoría son tenidos en cuenta a la hora del diseño de la aeronave, básicamente se agrupan en tres conjuntos, los de razones estructurales; los que puedan afectar a posibles aterrizajes de emergencia, sobre todo si es necesario efectuarlos con el tren retraído; y los requisitos que afectan a las tapas y registros. 35
  • 33. F. Gato y A. M. Gato Una vez que estas cavidades son estancas alojan en su interior no solo el combustible, sino que alojan además las instalaciones de ventilación de los depósitos, varillas, elementos y cableado del sistema de indicación, bombas e instalaciones del sistema de alimentación a los motores, unidades de drenaje, válvulas y mamparos para impedir el oleaje del combustible durante los movimientos que el avión efectúa tanto en tierra como en vuelo. En la figura siguiente se presenta una vista del interior de un depósito de ala de una aeronave Fokker 50: DEPÓSITO DE COMBUSTIBLE INTEGRAL EN ALA TANQUES DE COMBUSTIBLE. ESQUEMA GENERAL 36
  • 34. 11.10 – Combustible En la figura adjunta se puede observar la disposición de los depósitos de combustible en un avión de grandes dimensiones (Boeing 757). PUERTAS DE ACCESO A LOS TANQUES DE COMBUSTIBLE Las bocas o registros de acceso las encontraremos tanto en el intradós del ala como en el extradós, tienen un tamaño que permite entrar a una persona de complexión fina. Estas puertas de acceso estarán fijadas por tornillos con tuercas selladas por el interior para evitar pérdidas de combustible, y están diseñadas de forma que una vez fijadas transmiten y soportan los esfuerzos a los que estén sometidas, es decir, que son estructurales, como puede apreciarse en la figura anterior. 37
  • 35. F. Gato y A. M. Gato SELLADO DE LOS DEPÓSITOS El sellado de los depósitos de combustible es una operación muy laboriosa y de sumo cuidado y respeto de las normas, ya que las correcciones de las pérdidas de combustible son operaciones muy costosas. En las figuras siguientes se pueden observar diferentes tipos y formas de sellado del interior de los depósitos. SELLOS DE INYECCIÓN En estas figuras se pueden ver las diferentes formas de colocar los sellantes en la estructura del depósito: 38
  • 36. 11.10 – Combustible DETALLES DEL PLANO DE SELLO DEL TANQUE DE COMBUSTIBLE 39
  • 37. F. Gato y A. M. Gato SELLADO DE REMACHES En esta figura se pueden ver diferentes formas de sellado de remaches y larguerillos de la estructura del depósito. SELLADO DE PERNO DE BLOCAJE En esta figura se pueden ver diferentes formas de sellado de remaches y larguerillos de la estructura del depósito. 40
  • 38. 11.10 – Combustible EQUILIBRADO DE PRESIONES EN LOS DEPÓSITOS En aviones que llevan varios depósitos en la misma ala, es frecuente que, para que no exista diferencia de presiones entre ellos, ni durante el vuelo ni en tierra cuando están llenos y aumenta la temperatura exterior, algunos fabricantes coloquen, convenientemente situadas unas válvulas de equilibrado de presiones, generalmente sencillas y bastante sensibles, según podemos ver en la figura siguiente, se colocan por pares una opuesta a la otra, así el depósito que aumente la presión abre la válvula que corresponda equilibrándose las presiones. VÁLVULA DE ALIVIO DE PRESIÓN DE TANQUE 41
  • 39. F. Gato y A. M. Gato VENTILACIÓN DE LOS DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE La ventilación al exterior de los depósitos de combustible es necesaria para impedir daños a la estructura del avión, tanto en tierra cuando se recarga, como en vuelo cuando se va consumiendo, o cuando el avión sube después del despegue o baja antes del aterrizaje, además durante el vuelo proporciona una ligera presión positiva al combustible, que ayuda a la succión de las bombas de alimentación de tanque. SISTEMA DE VENTILACIÓN Los componentes de un sistema normal de ventilación son: - cajón de ventilación, - válvulas de ventilación en subida, - válvulas de drenaje de los tubos de ventilación, - tubos de conexión entre el depósito y la caja de ventilación. 42
  • 40. 11.10 – Combustible CAJÓN DE VENTILACIÓN Es el cajón donde desembocan los tubos de ventilación que llegan desde el depósito, suele estar situado en los extremos de las alas, al exterior de los depósitos, son igualmente estructurales y ventilan generalmente los depósitos del ala contraria y el depósito central, unos diseños lo sitúan ventilando por el cajón derecho, otros por el cajón izquierdo y otros por los dos a la vez. CAJÓN DE VENTILACIÓN DE UN DEPÓSITO DE COMBUSTIBLE También se sitúan en estos cajones unas válvulas protectoras de sobrepresión, en los dos sentidos, que permite descargar al exterior el exceso de presión que pudiera producirse por una obstrucción en la boca de salida, o una de sobrepresión en los conductos de ventilación. En las bocas de salida al exterior se instalan unas compuertas de salida de perfil NACA para que faciliten la succión del aire del interior del cajón. 43
  • 41. F. Gato y A. M. Gato Al interior de la boca de salida, en el interior del conducto de salida, se instalan unas celdillas que protegen de la entrada de llamas en caso de un incendio en el exterior de la aeronave. En algunas aeronaves junto a los protectores de llama, se colocan otras celdillas de mayor calibre que protegen la entrada de formaciones de hielo. SALIDA DEL CAJÓN DE VENTILACIÓN Estas celdillas suelen estar construidas en forma de panel de abeja y de materiales de alta resistencia al fuego, ya que durante el repostado de los depósitos, es por las salidas de ventilación por donde salen los gases que desplaza el combustible al entrar y ocupar un espacio dentro de los depósitos. Sobre la forma de las salidas de ventilación cada fabricante adopta la que mejor cree que efectúa la función y nos encontraremos varios modelos, a continuación podemos ver cómo M. Douglas ventila los depósitos de los aviones de las series de su modelo MD80. 44
  • 42. 11.10 – Combustible SALIDA AL EXTERIOR DE UNA CAJA DE VENTILACIÓN DE UN DEPÓSITO DE COMBUSTIBLE En esta figura se observan los despieces de las válvulas de sobrepresión y los apagallamas y su situación en las alas de la aeronave. VÁLVULAS DE DRENAJE DE CONDUCTOS Y DE VENTILACIÓN EN SUBIDA Al ser necesario en todo momento que los depósitos estén ventilando al exterior, los conductos de ventilación habrán de tener dos bocas, una desde la que ventilan cuando el avión vuela nivelado, y otra para cuando el avión vuela inclinado, bien sea alrededor de su eje longitudinal, o de su eje transversal, es decir, por ejemplo, cuando el avión despega o cuando alabea. 45
  • 43. F. Gato y A. M. Gato Cuando el avión deja de estar horizontal, ya sea por voluntad del piloto o por otras causas, el combustible, sobre todo si los depósitos están llenos, se desplaza tapando la boca de ventilación en vuelo normal, desplazándose el espacio de expansión hacia la parte superior interior del ala que baja, y es en subida cuando el espacio quedará en la parte posterior de los depósitos, por esa razón es por la que los conductos de ventilación pasan por la parte más alta del depósito del tabique más cercano al eje longitudinal del avión. En el siguiente esquema se presenta un ejemplo de la situación de los elementos que componen la ventilación de los depósitos de combustible de las aeronaves de la serie MD-80 fabricado por Mc. Douglas. VÁLVULAS DE DRENAJE DE LOS CONDUCTOS DE VENTILACIÓN 46
  • 44. 11.10 – Combustible VÁLVULAS DE FLOTADOR Al producirse todos estos desplazamientos del combustible, éste entra por la boca de ventilación y llena el conducto, pero cuando el avión termina la maniobra y se nivela, el combustible queda en el interior de los conductos, es por lo que se instalan en el punto más bajo de los mismos unas válvulas de drenaje que cuando el nivel del combustible en el interior del conducto alcanza una pulgada aproximadamente, el peso del combustible vence al muelle de la válvula y vuelve al depósito. Las bocas de ventilación situadas en el punto alto del interior del depósito están obturadas por una válvula de flotador que las mantiene cerradas cuando el nivel del combustible las sumerge, a la vez que estarán emergiendo sobre el nivel las bocas del extremo del depósito, consiguiendo así que la ventilación del depósito se efectúe en cualquier condición en la que pueda encontrarse el avión, tanto en vuelo como en tierra, en las figuras anteriores se muestran los dos tipos de válvulas. 47
  • 45. F. Gato y A. M. Gato TUBOS DE VENTILACIÓN Los tubos o conductos de ventilación son los elementos que comunican los depósitos con los cajones de ventilación, suelen ser de aleación ligera y de pared muy fina, discurren a través de los depósitos y sus uniones deberán estar conectadas con masas para la descarga estática. UNIONES Y TUBOS DE VENTILACIÓN En la figura se puede observar un tramo de la instalación de un conducto de ventilación de uniones flexibles en el interior de un depósito de combustible. SISTEMA DE BARRIDO CONTINUO El combustible almacenado en los depósitos va decantando productos que lleva en suspensión o humedad, todo esto se va acumulando en las partes más bajas de los mismos, al objeto de que esto no ocurra se instala un sistema de barrido continuo, que consta de conjunto de recogida, eyector de barrido y válvulas unidireccionales, cuyo propósito es evitar que se produzca decantación en el combustible y se acumulen residuos en las partes más bajas de los depósitos, al mantenerlo en movimiento cuando el sistema está en funcionamiento. 48
  • 46. 11.10 – Combustible COMPONENTES DEL SISTEMA DE BARRIDO CONTINUO CONJUNTO DE RECOGIDA Se denomina conjunto de recogida al conjunto de tubos en forma de rastrillo que, situados en las zonas más bajas de los depósitos de combustible, tienen la misión de recoger el combustible de esas zonas de más riesgo de que se acumulen residuos por decantación, y lanzarlos delante del punto de admisión de las bombas impulsoras de combustible hacia el motor. Esta operación proporciona un movimiento del combustible en las zonas inferiores del depósito, lo que impide la decantación y reduce el riesgo de formación de posos y residuos que de otro modo pudieran generarse. EYECTOR DE BARRIDO Es el elemento que, instalado en el conducto del sistema de barrido continuo, recibe el combustible a presión desde una derivación del circuito de presión a la salida de las bombas y al ser su interior en forma de venturi, provoca un efecto de succión en el cuello, que al ser allí donde se conecta el tubo de recogida, arrastra el combustible desde las zonas bajas de los depósitos. 49
  • 47. F. Gato y A. M. Gato El combustible del flujo inductor se mezcla con el flujo inducido y sale frente a la boca de admisión de las bombas. EYECTOR DE BARRIDO - JET PUMP Los eyectores dentro del sistema de combustible también se utilizan en algunas aeronaves para crear un flujo inducido que deje vacío el cajón de ventilación cuando por causas de un sobrellenado del depósito el combustible fluya por las tuberías de ventilación hasta el cajón de ventilación. VÁLVULAS ANTIRRETORNO Son las válvulas unidireccionales (check) que se instalan en el circuito de flujo inductor de barrido, entre el punto de derivación de presión a la salida de las bombas y el eyector de barrido. 50
  • 48. 11.10 – Combustible VÁLVULA UNIDIRECCIONAL Generalmente estas válvulas son del tipo de mariposa, con la tulipa fijada por una bisagra cargada a cerrar con un muelle muy liviano, muelle que se vence con una presión de combustible entre 3 y 4 p.s.i., dependerá de la aeronave. 51
  • 49. F. Gato y A. M. Gato 11.10–3 – SISTEMAS DE SUMINISTRO (ALIMENTACIÓN) Denominamos como sistema de suministro o alimentación de combustible a los motores, al conjunto de elementos mediante los cuales el combustible es transportado desde los depósitos de a bordo hasta los motores, en la cantidad necesaria y a la presión y temperatura convenientes. Esta parte del sistema total del combustible tiene varios circuitos o subsistemas, que efectúan las funciones necesarias para llevar a término la operación con todas las garantías tanto de funcionamiento como de seguridad. En la figura adjunta se observa un completo sistema de suministro con todas las funciones y elementos que Airbus instala en el avión A-340. DIVERSOS COMPONENTES DEL SISTEMA Además de la alimentación de combustible a los motores está la alimentación cruzada y transferencia, el vaciado, purga y drenaje, la operación de reabastecimiento, utilización del combustible para el equilibrado longitudinal de la aeronave, o el drenaje de la envuelta, partes que se desarrollarán a continuación. 52
  • 50. 11.10 – Combustible TIPOS DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE A LOS MOTORES La alimentación de combustible a los motores se produce de dos formas, por gravedad o por presión. ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE POR GRAVEDAD La alimentación por gravedad se utiliza en aviones ligeros, generalmente de ala alta y motor en el fuselaje, y que sea posible que la altura de los depósitos con respecto al motor sea la suficiente como para que a la entrada del motor se consiga una presión que alcance los valores que sean necesarios para que el motor se alimente correctamente en todos los regímenes de potencia y en cualquier momento del vuelo. SISTEMA DE COMBUSTIBLE DE ALIMENTACIÓN POR GRAVEDAD Este tipo de sistemas son sumamente sencillos, y constarán de una válvula selectora para poder seleccionar de qué depósito, o de ambos, se alimenta el motor en cada momento, un filtro y una válvula de purga de actuación manual para extraer el aire del sistema, y las tuberías correspondientes, bien sean rígidas, flexibles, o de cualquier otro tipo que el constructor instale. Es un sistema poco utilizado en la actualidad, limitándose a aviones pequeños, o en los llamados ultraligeros, en los que prácticamente todas las operaciones son manuales. 53
  • 51. F. Gato y A. M. Gato ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE POR PRESIÓN En este tipo de alimentación hay dos grupos de utilización bien diferenciados: • Aviones ligeros con motores de émbolo. • Aviones con motores a reacción. AVIONES CON MOTORES DE ÉMBOLO En los aviones con motores de émbolo el sistema también es bastante sencillo teniendo componentes como bomba impulsora de accionamiento generalmente eléctrico, filtro, válvula de corte, válvula de alimentación cruzada y las correspondientes válvulas antirretorno. El funcionamiento es sencillo, una vez puestas en marcha las bombas eléctricas envían el combustible hacia el motor, donde su propia bomba arrastrada por él mismo eleva la presión hasta el valor necesario para que el inyector cumpla su función correctamente. 54
  • 52. 11.10 – Combustible SISTEMA DE COMBUSTIBLE A PRESIÓN EN UN AVIÓN CON MOTOR DE ÉMBOLO Sobre el esquema anterior, podemos encontrarnos muchas variaciones, tales como menos depósitos, que no tengan depósitos flexibles, que la alimentación cruzada sea diferente y se pueda utilizar como alimentación de emergencia, etc., dependerá del constructor, y en muchos casos de la función a la que va a ser destinado el avión por parte del operador, pero las funciones básicas serán las mismas. 55
  • 53. F. Gato y A. M. Gato AVIONES CON MOTORES A REACCIÓN En la alimentación de combustible en aviones con motores a reacción, las funciones básicas son las mismas, pero están más separadas con circuitos diferentes, aunque en muchos casos se utilizan los mismos tubos para el paso del combustible, en el sentido y destino que sea necesario. SISTEMA DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE DE MOTOR Los componentes principales de un sistema de alimentación de este tipo son: bombas impulsoras (dos o cuatro por depósito), válvulas de corte al motor (cortafuegos), válvulas de alimentación cruzada, transmisor de presión, válvula de derivación (bypass), las correspondientes válvulas unidireccionales, filtros de rejilla en las entradas de admisión de las bombas y panel de control e indicación en la cabina de mandos. 56
  • 54. 11.10 – Combustible BOMBAS IMPULSORAS Son los elementos encargados de llevar el combustible a la presión necesaria, desde el depósito hasta la entrada del motor, es decir, que alimentan a las bombas del motor sin tener en cuenta ninguna otra condición que la de estar en funcionamiento. Son bombas generalmente del tipo centrífugo de una o dos etapas o rodetes, que funcionan a altos regímenes de giro, se refrigeran por el mismo combustible, producen bastante caudal pero no mucha presión (entre las 10 y 30 p.s.i.). Las bombas son movidas por motores eléctricos, alimentados desde las barras de energía eléctrica, son controladas por el piloto y por diversos grados de automatismos que lleve cada avión, tales como que se paren por baja presión, es decir, que si por falta de combustible u otra causa desciende la presión por debajo de unos límites (en torno a 5-10 p.s.i.) la bomba se parará automáticamente; tienen los circuitos eléctricos protegidos de alta temperatura por fusibles térmicos que pararán la bomba si alcanza una temperatura que resulte peligrosa o pueda provocar daños. BOMBAS IMPULSORAS SUMERGIDAS En cada depósito van instaladas generalmente dos bombas bien sumergidas, rodeadas de una voluta que las protege (como puede observarse en la figura anterior) y que para su acceso es necesario retirar o transvasar todo o parte del combustible, y abrir las tapas al uso que tienen los depósitos. En otras aeronaves, si bien las funciones son las mismas, la instalación a bordo es de forma que permite el desmontaje de la bomba sin tener que abrir el depósito, para lo que se utiliza un contenedor estanco (canister) fijado a la pared del depósito, como puede observarse el la siguiente figura. 57
  • 55. F. Gato y A. M. Gato BOMBA DE TANQUE IMPULSORA ESTANCA Se alimentan eléctricamente de barras distintas para garantizar su funcionamiento en caso de un fallo eléctrico parcial, en la siguiente figura se observa cómo se produce la alimentación eléctrica a las bombas de un depósito del ala de una aeronave Boeing-717. ALIMENTACIÓN ELÉCTRICA A LAS BOMBAS IMPULSORAS DE UN DEPÓSITO DE ALA 58
  • 56. 11.10 – Combustible En este tipo de aeronaves las funciones genéricas son las mismas, solo que varía el método de control automático, y se tiene en cuenta no solo el buen funcionamiento físico del sistema, sino la interrelación con otros sistemas, para lo que se dota al avión de los computadores correspondientes que automáticamente controlan la operación analizando las señales recibidas desde diferentes puntos, siempre sin perjuicio de que el piloto pueda controlar y actuar las bombas a su voluntad. Los detalles puntuales sobre todas estas funciones son específicos de cada avión y vendrán bien claramente reflejados en sus manuales correspondientes. Como todos los sistemas están en constante cambio o aplicación de modificaciones de mejora, en la siguiente figura se presenta un esquema de la alimentación y control automático de una bomba impulsora de un avión de nueva generación tipo A-320. ALIMENTACIÓN ELÉCTRICA Y CONTROL AUTOMÁTICO DE UNA BOMBA DE DEPÓSITO DE ALA 59
  • 57. F. Gato y A. M. Gato Las bombas de los depósitos centrales, como estos generalmente tienen los tabiques con más difícil acceso desde el exterior al estar en el fuselaje debajo del piso y al interior de las carenas de configuración de las alas; si son sumergidas se sitúan en el depósito de una de las alas, y mediante tubos llega el combustible del depósito central y sale presionizado hacia los motores sin mezclarse con el combustible que está en el depósito en el que se encuentre sumergida. BOMBAS DEL DEPÓSITO CENTRAL INSTALADAS EN EL INTERIOR DE OTRO DEPÓSITO Si las bombas no son sumergidas y se tiene acceso desde el exterior; las bombas se instalan en zonas accesibles de otros depósitos y se comunica el circuito por medio de tubos fijados convenientemente a la estructura, en la siguiente figura puede observarse, entre otros detalles, la instalación de una bomba de combustible de este tipo, las masas de descarga estática, las líneas para el envío de combustible hacia el eyector de barrido o la línea de evacuación de los vapores que se puedan producir durante el funcionamiento de la bomba. 60
  • 58. 11.10 – Combustible INSTALACIÓN DE BOMBA DEL DEPÓSITO CENTRAL EN OTRO DEPÓSITO ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE AL APU La unidad de potencia auxiliar (APU) dispone de su propia bomba de combustible, que forma parte de su propio sistema, pero también puede ser alimentada desde cualquiera de las bombas que alimentan los motores, esta particularidad se la da el que cuando el avión está parado por un tiempo y no está conectado a ninguna fuente de energía externa, el avión no tiene más energía que las baterías de a bordo, así que para poder poner en marcha la unidad de potencia auxiliar y que ésta empiece a producir energía eléctrica, y neumática, es necesario que entre otras cosas le llegue el combustible. 61
  • 59. F. Gato y A. M. Gato CIRCUITO DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE AL APU Para cubrir esta necesidad se dota al avión de una bomba impulsora de combustible que, desde el depósito en que esté colocada, envíe el combustible necesario al control del mismo que lleva la unidad; una bomba en la que su motor funcione con corriente continua de la batería de a bordo. En otras aeronaves la bomba de arranque del APU funciona con corriente alterna, para lo cual es necesario un inversor estático que transforme la corriente continua de las baterías en corriente alterna que alimente su barra para que puedan funcionar los elementos que a ella estén conectados. 62
  • 60. 11.10 – Combustible BOMBA DE COMBUSTIBLE DE APU Generalmente esta bomba entrega menos presión y caudal que las de los motores, ya que la necesidad también es menor, una vez que el APU está arrancado y produce energía eléctrica ya se pueden operar las bombas del depósito del cual esté diseñado que se alimente el APU, pudiendo pararse la bomba de arranque. El control de la operación de esta bomba será automático o manual, dependerá del tipo de avión, y del grado de control automático de los sistemas del modelo de avión. En cuanto al tipo de bomba que lleve, generalmente son del mismo tipo que las de los motores aunque trabaje a valores diferentes, o sea que puede ser sumergida en el interior del depósito o desmontable desde el exterior. La tendencia que tienen los fabricantes de unificar los repuestos de los aviones, en el caso de los que llevan bombas de motor de corriente alterna, estas son intercambiables con las de los motores, ya que el control de régimen lo llevan los computadores de control. 63
  • 61. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULA DE CORTE DE COMBUSTIBLE AL MOTOR También llamadas comúnmente válvulas cortafuegos, son válvulas del tipo compuerta operadas por motor eléctrico o manual mediante cable de acero, poleas y hasta palanca de mando en la cabina, que se sitúan en el sistema corriente debajo de las bombas impulsoras, y antes de la entrada en el motor, en la siguiente figura se ve una válvula de actuación manual. VÁLVULA DE CORTE POR FUEGO DE MOTOR En algunos aviones esta válvula va protegida con una carena estanca con una línea de drenaje que desemboca en el colector de drenaje de la envuelta, para recoger las posibles pérdidas. También es frecuente que estas válvulas tengan una válvula de alivio interna que, una vez actuada a cerrar, la presión que pueda crear atrapada entre la válvula y el motor pueda ser desahogada hacia el depósito si excede de unos valores superiores a las 40 p.s.i. En el caso de otros modelos de avión en los que la válvula es actuada por motor eléctrico, uno o dos motores, estos pueden o no formar parte del mismo conjunto, generalmente si la válvula va instalada en el conducto, ya en el exterior del depósito el motor y la válvula forman un mismo conjunto, como puede verse a continuación. 64
  • 62. 11.10 – Combustible VÁLVULA DE CORTE DE COMBUSTIBLE AL MOTOR Si, por el contrario, los conductos donde se instalan las válvulas de corte están dentro de los depósitos a fin de que las posibles pérdidas no originen un problema en el exterior, se instalan los motores actuadores en el exterior y mediante una transmisión actúan la válvula. VÁLVULAS ACTUADAS CON MOTOR ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE AL MOTOR POR SUCCIÓN Si por algo se caracteriza el conjunto de los sistemas de una aeronave es porque tienen cubiertos hasta el máximo los riesgos, y previstas las situaciones que puedan 65
  • 63. F. Gato y A. M. Gato ser peligrosas, así que en lo referente a la alimentación de combustible por presión, generalmente, los motores con sus propias bombas deberán ser capaces de mantenerse en funcionamiento, aun cuando por las circunstancias que sean las bombas impulsoras de los depósitos no estén funcionando. Si este caso ocurriese, el sistema lleva una válvula de derivación que cargada con un muelle muy liviano (5 p.s.i. aprox.) abrirá y permitirá el paso del combustible, como puede verse en la figura anterior, que si bien el motor no alcanzaría la potencia de despegue sí entregaría potencia suficiente como para mantener el avión en vuelo de crucero y en descenso. Es necesario tener en cuenta que si una avería en las bombas impulsoras ocurriese antes del despegue, los procedimientos mandarán corregir la avería antes de iniciar el vuelo. FILTROS DE REJILLA Al objeto de que las bombas impulsoras no aspiren partículas sólidas que pudieran estar inadvertidamente en los depósitos se les coloca un filtro de rejilla que protege la entrada, como puede verse en la figura siguiente. 66
  • 64. 11.10 – Combustible Generalmente, al ser las zonas de admisión batidas por el chorro del eyector de barrido, también se colocan rejillas en la admisión del tubo de alimentación del eyector, como puede observarse en la figura anterior. VÁLVULAS DE DESCARGA DE AIRE Por diversas causas dentro de las tuberías de conducción del combustible, pueden encontrarse bolsas de aire o de vapores que no es conveniente que lleguen al motor, es por lo que en las partes altas de las tuberías se instalan unas válvulas de descarga de esas bolsas, en la figura siguiente puede verse una instalación típica con este tipo de válvulas y la posición de la válvula en cada situación. 67
  • 65. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULA DE DESCARGA DE AIRE 68
  • 66. 11.10 – Combustible 11.10–4 – VACIADO, PURGA Y DRENAJE VACIADO El vaciado de un depósito de combustible es una operación que se realiza cuando es necesario entrar en el interior de los mismos para operaciones de mantenimiento o corrección de pérdidas. Para efectuar esta operación se utilizan las instalaciones de repostado y de alimentación, conectando a la boca de carga la instalación del depósito exterior donde va a ir el combustible que se extrae y situando en abierto o cerrado las válvulas que correspondan. VACIADO DE COMBUSTIBLE 69
  • 67. F. Gato y A. M. Gato En la figura se puede observar cómo se vacía un depósito del ala izquierda, aprovechando la presión que producen las bombas impulsoras, más la succión que produce el equipo exterior de descarga. También es posible extraer combustible solo mediante la succión del equipo externo, pero es una operación muy lenta y nunca se puede dejar vacío el depósito, porque las bocas de descarga en el interior suelen estar a cierta altura con respecto al fondo del depósito. En aviones de tecnología actual la operación es esencialmente la misma pero intervienen los computadores que controlan los elementos del sistema, como puede verse en la siguiente figura, que expresa el diagrama bloque de un Airbus A-320. DIAGRAMA BLOQUE SISTEMA DE REPOSTADO/VACIADO DE COMBUSTIBLE 70
  • 68. 11.10 – Combustible PURGA Y DRENAJE Todos los depósitos de combustible, en la parte inferior, tienen por norma unas zonas más bajas que el resto, a fin de que se puedan ir depositando las impurezas y el agua que se vaya decantando, es en estas zonas donde se instalan las válvulas de drenaje, que se actuarán desde el exterior, antes de ir a volar si la aeronave ha estado parada por varias horas. VÁLVULA DE DRENAJE DE TANQUE Este tipo de válvulas son operadas con herramienta, que consiste en un pulsador de tubo con una botella al extremo, donde se deposita el líquido que sale por el drenaje al pulsar hacia arriba la parte exterior de la tulipa de la válvula. La necesidad de drenar los depósitos antes de ir a volar se hace necesaria porque aparte del agua en suspensión que puede traer el combustible, al volar a mucha altura y bastante tiempo, las bajas temperaturas existentes se transmiten a las alas enfriando su estructura, al bajar el nivel de los depósitos, parte de sus paredes entran en contacto con el aire y la humedad que éste pueda tener se condensa en las paredes en forma de microgotas que van resbalando y depositándose en el fondo del depósito. Llegado a tierra el avión se reposta de nuevo y el nuevo combustible lava las paredes, con lo que la humedad condensada se depositará en el fondo del depósito. Esta agua acumulada es caldo de cultivo para la contaminación biológica y es por lo que hay que drenar los depósitos cada parada prolongada en varias horas. 71
  • 69. F. Gato y A. M. Gato Generalmente, en lo que se llama la aviación comercial se drenan los depósitos después de las paradas nocturnas antes del repostaje para el primer vuelo del día. Cada depósito normalmente lleva una o dos válvulas de drenaje, y a los depósitos centrales que normalmente no tienen paredes al exterior, se les colocan las válvulas en los depósitos del ala o lugares adyacentes con acceso similar al de los demás depósitos, uniendo las zonas inferiores del depósito con la válvula de drenaje mediante tuberías, como puede verse en la figura siguiente: VÁLVULA DE DRENAJE DE AGUA 72
  • 70. 11.10 – Combustible 11.10–5 – ALIMENTACIÓN CRUZADA Y TRANSFERENCIA ALIMENTACIÓN CRUZADA Como por norma y por seguridad cualquier motor de una aeronave deberá poder ser alimentado de combustible desde cualquiera de los depósitos que lleve, se hace necesario que todos los circuitos tanto de alimentación como de repostado o vaciado estén interconectados mediante tubos y válvulas que se puedan operar según la necesidad. ALIMENTACIÓN CRUZADA Por lo tanto, abriendo o cerrando las válvulas que corresponda, se puede conseguir la cobertura de las necesidades de los motores en cada momento y desde cualquier depósito. 73
  • 71. F. Gato y A. M. Gato TRANSFERENCIA ENTRE DEPÓSITOS La transferencia del combustible entre depósitos es una operación que normalmente es posible en aeronaves que tengan sistema de repostado por presión, ya que es necesario que exista una red interna de tubos y válvulas que permita efectuarlo. TRANSFERENCIA DE COMBUSTIBLE DEL DEPÓSITO DERECHO AL IZQUIERDO En la figura se muestra cómo el combustible pasa del depósito derecho al izquierdo, con cumplir tres condiciones para todos los casos que son: bombas del depósito que se quiere extraer, en funcionamiento; la válvula de repostado del depósito receptor abierta y la válvula de vaciado abierta; el resto de las condiciones serán propias de cada aeronave, de todas formas es una operación que vendrá muy bien expuesta en los procedimientos de sus manuales. La transferencia de todo o parte del combustible de un depósito deberá ser posible transferirla a cualquiera de los otros depósitos con solo utilizar las posibilidades que tiene el sistema. Esta operación generalmente solo se puede hacer con la aeronave en tierra, porque la válvula que lo permite suele ser, o de actuación manual, o sujeta a condición de que en el control de los computadores que rijan el sistema, sientan señal de que el avión esté en tierra. Caso aparte son las aeronaves que tienen depósito en la cola y utilizan el combustible, además de para consumirlo, para el equilibrio longitudinal que se expone en el capítulo correspondiente. 74
  • 72. 11.10 – Combustible 11.10–6 – REABASTECIMIENTO Y VACIADO RÁPIDO El reabastecimiento o repostado de combustible es una de las funciones más comunes y repetidas de toda la operación de funcionamiento de una aeronave, es una función sin especiales dificultades, que se efectúa en cualquier aeropuerto antes de cada vuelo, en la que participa el personal de la compañía distribuidora de combustibles y el técnico o piloto que efectúa la atención técnica a la aeronave. La cantidad a repostar vendrá dada por el resultado de la planificación del vuelo a realizar, en la que se tendrán en cuenta datos como duración del vuelo, altura de crucero, altitud de los campos de salida y llegada, peso a transportar, etc. La fuente de repostado depende de las instalaciones que cada aeropuerto tenga; en la actualidad los grandes aeropuertos del mundo tienen instalada una red de abastecimiento de keroseno subterránea con una estación en cada zona de aparcamiento de las aeronaves. Generalmente, el repostado se efectúa mediante vehículos cisterna preparados para que suministren el combustible a presión, conectando las mangueras a la aeronave o con una manguera de chorro convencional a las aeronaves pequeñas a través de las bocas de llenado por gravedad. En casos excepcionales las grandes aeronaves también se pueden repostar por gravedad a través de las bocas de carga que a tal fin suelen llevar instaladas en los depósitos de las alas. Una vez que se sabe cuánto combustible es necesario repostar y están a pie de aeronave los medios para ello se deberá tener muy en cuenta el cumplimiento de todas las medidas de seguridad que conocerá el técnico que efectúe el repostaje, se conectará la estación de carga a la aeronave mediante cable de masa colocado en el punto que cada avión tiene a tal fin, y se conectará la manguera de abastecimiento. A continuación se efectuarán las comprobaciones que sean necesarias o mandatorias que sobre la calidad del combustible estén estipuladas, conociendo datos como densidad, temperatura, punto de congelación (datos que proporciona el suministrador), la prueba de humedad y aspecto físico, deberá ser efectuada por el operador del suministro, en el momento inmediatamente anterior del repostado en presencia del técnico que efectúe la operación. Para saber si un combustible contiene agua, hay varios métodos, pero el más extendido es el llamado método SHELL, por ser esta empresa la compañía petrolera que lo puso en funcionamiento. 75
  • 73. F. Gato y A. M. Gato MÉTODO SHELL: Es un método para poner de manifiesto el agua libre que pueden tener en suspensión los combustibles, consta de una cápsula de plástico que tiene en su interior una membrana sensible al agua, de forma que cuando acusa presencia de la misma cambia de color, esta cápsula acusa como máximo un contenido de agua de 30 ppm (partes por millón) y como mínimo 10 ppm. ENSAYO SHELL El ensayo se realiza utilizando un frasco transparente de varios litros de capacidad, una jeringuilla (tipo sanitario) de al menos 5 ml y una cápsula SHELL. Se extrae de la parte más baja del sumidero de la cisterna que vaya a repostar, no menos de un galón US de combustible, y ya puede comprobarse en el frasco el grado de transparencia y limpieza que tiene. La cápsula se acopla a la jeringuilla y del combustible del frasco se aspira a través de la cápsula al menos 5 ml del mismo, 76
  • 74. 11.10 – Combustible procurando que la parte superior de la cápsula no se sumerja en el combustible, se observa la membrana de la cápsula, y si no evidencia puntos de cambio de color, la prueba puede considerarse como buena y se puede empezar a repostar combustible. Si la instalación es subterránea cada punto de extracción tendrá un grifo o los elementos necesarios, para sacar una muestra, para efectuar la prueba y el procedimiento será el mismo. En caso de que se detectase humedad en el combustible testado, la membrana de la cápsula adquirirá un color azul, más intenso cuanta más humedad tenga en suspensión el combustible. La operación de repostado de combustible puede efectuarse de dos maneras, por gravedad o a presión. REABASTECIMIENTO POR GRAVEDAD Este tipo de repostado se efectúa en aeronaves pequeñas donde la cantidad de litros a introducir en los depósitos no es muy grande y no tienen sistema de repostado a presión. TAPA DE DEPÓSITO PARA REPOSTADO POR GRAVEDAD A los aviones grandes y, como alternativa excepcional, para casos en los que no sea posible la carga por presión, también se les puede repostar por este método, ya que en la parte más alta de los depósitos del ala, en la estructura del extradós, llevan instalada una tapa de cierre manual, como se puede ver en la anterior figura. 77
  • 75. F. Gato y A. M. Gato La operación consiste en aplicar el extremo de la manguera a la boca de carga igual que en cualquier automóvil. Para los depósitos que no tienen tapa para carga por gravedad, el procedimiento será poner el combustible en los depósitos de las alas y transferirlo a los que no tienen tapa, y después terminar de rellenar a la medida necesaria los depósitos de ala. REABASTECIMIENTO DE COMBUSTIBLE POR PRESIÓN La carga de combustible por presión solo puede realizarse en aeronaves que tengan esa posibilidad, que básicamente es toda la aviación comercial y toda la ejecutiva. La carga de combustible puede ser efectuada de dos modos, en modo automático o en modo manual, y es mucho más rápida que la carga por gravedad. A continuación observamos cómo está cargando un avión en modo automático todos los depósitos simultáneamente: RECARGA DE COMBUSTIBLE SIMULTÁNEA A LOS DEPÓSITOS El sistema consta de una estación de carga donde se ubican los adaptadores de conexión de las mangueras, colector de carga, panel de control de las válvulas de corte de entrada a cada depósito, panel de selección para la carga automática, válvulas de corte de carga, tubos para el transporte del combustible hacia los depósitos, computadores de control del sistema e interruptores de corte volumétrico. 78
  • 76. 11.10 – Combustible ESTACIÓN DE CARGA La estación de carga es un alojamiento con tapa practicable que cierra mediante broches de suelta rápida manual, que abre hacia adelante, porque en caso de olvido de cerrar, la fuerza del aire al adquirir velocidad el avión la cerrará sin causar daño alguno, los broches se abren sin herramienta, en el interior de este alojamiento están ubicados los adaptadores de la boca de carga. Dependiendo de qué modelo de avión en este alojamiento pueden encontrarse, además de las bocas de carga, los controles de las válvulas de corte, las mismas válvulas, interruptor de energización eléctrica del sistema de carga, el panel de preselección de carga en automático, indicadores de cantidad y mando para efectuar reset al sistema de indicación de cantidad como puede verse en la figura siguiente: ESTACIÓN DE REPOSTADO ADAPTADOR DE MANGUERA Y SU VÁLVULA DE CARGA El adaptador de manguera generalmente forma parte de la válvula de carga, el sistema de acoplamiento de la manguera es universal, todas las aeronaves que se cargan por presión tienen el mismo tipo de adaptador para que se pueda repostar en cualquier aeropuerto del mundo. 79
  • 77. F. Gato y A. M. Gato La válvula de carga tiene la función de cerrar el circuito cuando la manguera de repostado no está conectada. VÁLVULA DE CARGA CON ACOPLAMIENTO DE MANGUERA Esta válvula, una vez que se coloca la manguera en posición de poder cargar, se abre ligeramente la tulipa y el combustible a presión comienza a pasar porque al entrar la presión comprime el muelle del pistón y abre más, con lo que entra más cantidad en los depósitos. En la figura siguiente se ve un esquema del funcionamiento de una válvula de carga, en las posiciones de repostado y de vaciado. 80
  • 78. 11.10 – Combustible POSICIONES DEL ADAPTADOR DE REPOSTADO A PRESIÓN COLECTOR DE CARGA Se llama así a la zona del conducto que une la boca de carga con el punto donde se localizan las válvulas de corte de entrada de combustible a los depósitos y la válvula de extracción. CIRCUITO DE CARGA DE DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE 81
  • 79. F. Gato y A. M. Gato PANEL DE CONTROL DE VÁLVULAS Y DE SELECCIÓN DE CARGA Es el habitáculo con acceso desde el exterior, accesible en la mayoría de las aeronaves desde el suelo sin escalera, localizado en las alas o en el fuselaje, depende del fabricante, donde se ubican los controles de las válvulas, los selectores de modo de carga, selectores de cantidad, interruptor de energización del sistema de carga, interruptor de test. Los paneles pueden ser analógicos o de tecnología digital según sea el tipo de aeronave. PANEL DE CONTROL DE REPOSTADO ANALÓGICO 82
  • 80. 11.10 – Combustible En esta figura se presenta un panel de control de repostado de tecnología analógica, con los indicadores de cada depósito con indicaciones de aguja y numéricas, además de los interruptores de control de las válvulas, las luces indicadoras de posición de las mismas, los botones de test, de indicadores y de corte de reposición de sobrellenado, e interruptor de energización eléctrica del panel, además de la situación en el ala de la aeronave. PANEL DIGITAL DE CONTROL DE CARGA DE COMBUSTIBLE En esta figura se pueden apreciar todas las operaciones de control del sistema de carga de combustible en un avión de tecnología moderna (Airbus 340). En este avión, como las operaciones de recarga de combustible son relativamente largas, dado que puede estar volando 14 horas, el técnico que lo atiende no puede estar en la cabina controlando el APU por lo que se le incorpora en el panel de carga un control de parada de emergencia, por si desde el suelo se observase alguna anomalía, porque al ser un avión muy grande se tardaría mucho tiempo en llegar al panel de control en la cabina de mandos. En algunos aviones de tecnología moderna como el A-321 y similares y como posibilidad optativa del comprador del avión, el fabricante ofrece la instalación de un panel de carga de combustible desde la cabina de mandos, es un panel pequeño que solo necesita el control automático, ya que con seleccionarle la carga total que 83
  • 81. F. Gato y A. M. Gato se desea, el computador reparte el combustible en los depósitos que corresponde, operando las válvulas como se necesite, y el control visual se lleva desde la página de combustible del ECAM. VÁLVULAS DE CORTE DE COMBUSTIBLE AL DEPÓSITO Son los elementos que permiten o impiden el paso del combustible desde el colector de carga a los depósitos correspondientes. Son válvulas de tipo compuerta operadas por un motor eléctrico, generalmente de corriente continua, a fin de que se pueda efectuar una recarga sin necesidad de energizar el avión con el APU u otra potencia exterior. También suelen llevar una palanca que, aparte de hacer de indicador de posición de la válvula, si se actúa sobre ella con el circuito de corriente eléctrica sin energía, se abre manualmente la válvula. 84
  • 82. 11.10 – Combustible SISTEMA ELÉCTRICO DE REPOSTADO A PRESIÓN COMPUTADORES DE CONTROL Los computadores de control del sistema de combustible son unas unidades procesadoras que efectúan funciones como calcular el peso del combustible, controlar las operaciones de repostado a presión con sus pruebas BITE correspondientes. Controlar el sistema de indicación y presentar la misma en las pantallas de la cabina de mandos son funciones que tienen por lo menos dos canales de operación que se alimentan de distintas barras de energía eléctrica, con lo que asegura su funcionamiento, también en algunos modelos almacena datos de fallos, a continuación se presenta la forma de alimentación eléctrica de un computador de control del sistema de combustible de un avión Boeing-757. 85
  • 83. F. Gato y A. M. Gato COMPUTADOR DE CONTROL DE UN SISTEMA DE COMBUSTIBLE CORTE VOLUMÉTRICO INTERRUPTORES DE CORTE POR VOLUMEN A fin de que en una operación de repostado no se llenen los depósitos, y se derrame el combustible a través del circuito de ventilación, se instalan en el interior de los depósitos unos interruptores magnéticos operados por flotador, que, cuando el nivel llega a su punto máximo, el flotador activa el circuito magnético y envía señal de cierre de las válvulas de repostado, con lo que se corta el suministro, en la siguiente figura vemos la instalación de los interruptores de corte volumétrico en los depósitos de un MD-87. 86
  • 84. 11.10 – Combustible INTERRUPTORES DE FLOTADOR PARA CONTROL DE REPOSTADO OPERACIÓN DE CARGA Al poderse hacer esta operación de modo manual o de modo automático, se efectúan unos comentarios sobre los procedimientos que son comunes a todas las aeronaves, recordando que siempre hay que conocer y cumplir los procedimientos que para cada aeronave vienen reflejados en sus manuales. En la carga manual, una vez conocida la cantidad de combustible necesaria, se efectuarán los cálculos de reparto del mismo entre los depósitos, ya que puede ser que en casos, dependiendo de la cantidad total, algunos depósitos podrán ir vacíos, se energizará el panel de control de las válvulas, se abrirán las que corresponda, y después de efectuar las pruebas de calidad del combustible se comenzará la carga debiendo estar atentos a los indicadores de cantidad, ya que cuando indiquen la cantidad necesaria se habrán de cerrar manualmente los interruptores de control de las válvulas. En el caso de una carga manual, dependiendo del grado de control automático, se puede hacer, bien programando la cantidad en cada depósito e introduciéndola en el computador, con lo que cuando llegue a esa cantidad enviará señal de cierre a la válvula de corte para cerrar, o bien como sucede en los aviones de la última 87
  • 85. F. Gato y A. M. Gato generación, que no es necesario más que una vez energizado el panel, se introduce en el computador la cantidad total que se desea y él solo hace el reparto, abre y cierra las válvulas que corresponda. En la siguiente figura se presenta un panel de selección y control de carga de combustible. PANEL DE CONTROL Y SELECCIÓN DE CARGA DE COMBUSTIBLE VACIADO RÁPIDO DEL COMBUSTIBLE La finalidad de este sistema es el lanzamiento al exterior del combustible de los depósitos de a bordo, en caso de que exista la necesidad de efectuar un aterrizaje de emergencia, y en ese momento el avión esté por encima de los límites de peso al aterrizaje (MLW). Esta posibilidad generalmente solo se tiene en aviones de largo radio, que es en los que la diferencia entre el peso a la salida y el máximo permisible al aterrizaje es muy grande, al poder estar muchas horas en vuelo, a modo de ejemplo en un avión A340-300 el MTOW es de 253 toneladas, y el MLW de 181 toneladas. En la figura siguiente se presenta un ejemplo de cómo se utilizan parte de los conductos de carga como vías para que el combustible que se necesita expulsar llegue a las válvulas de lanzamiento, este sistema tiene bombas propias, una o dos para cada ala. 88
  • 86. 11.10 – Combustible ESQUEMA DEL LANZAMIENTO DE COMBUSTIBLE EN VUELO Si se necesita sacar combustible de otros depósitos, es necesario que sus bombas impulsoras estén puestas y las válvulas de transferencia abiertas, aunque hay aviones que llevan bombas Jettison para el lanzamiento en todos los depósitos. También hay aeronaves en que esta operación se controla automáticamente y se detiene el lanzamiento cuando llega el peso dentro de los límites para el aterrizaje. El régimen de salida del combustible es, por ejemplo, para un A340- 300 de unos 1.100 kg/minuto. Para efectuar esta operación el avión deberá estar “limpio”, es decir, con los flaps, slats y tren de aterrizaje recogidos, y no volar en círculos, aunque esto ya no será una operación de mantenimiento sino de pilotaje y de procedimientos operativos. 89
  • 87. F. Gato y A. M. Gato 11.10–7 – EQUILIBRIO LONGITUDINAL DE LA AERONAVE MEDIANTE TRANSVASE DE COMBUSTIBLE El equilibrio longitudinal del avión es siempre de gran importancia y lo es mucho más cuando los vuelos son largos, porque al ir consumiendo combustible, el centro de gravedad se va desplazando, con lo que hay que ir corrigiendo la actitud del avión cada cierto tiempo, consiguiendo así una optimización de la eficiencia del vuelo y un gran ahorro de combustible. En la actualidad ya hay algún avión que utiliza el transvase de combustible como medio de mantenerse equilibrado longitudinalmente. En estos aviones se ha colocado un depósito de combustible en la cola, es del tipo estructural, aprovechando los cajones interlargueros del estabilizador horizontal, como puede verse en la siguiente figura. SITUACIÓN DE LOS DEPÓSITOS Y DIRECCIONES DE TRANSFERENCIA DE COMBUSTIBLE PARA EL CONTROL DEL CENTRO DE GRAVEDAD El control de estas transferencias es automático (aunque también es posible hacerlo en manual operando las bombas y válvulas correspondientes) y durante el vuelo van efectuándose transferencias de unos depósitos a otros a fin de mantener el centro de gravedad dentro de los límites óptimos. En la actualidad el sistema más desarrollado es el que se instala en los AIRBUS 340 y en el A-380 y es sobre el que se dan estas someras explicaciones teniendo en cuenta que los datos y valores exactos estarán en sus correspondientes manuales. 90
  • 88. 11.10 – Combustible FUNCIONAMIENTO DE LA OPERACIÓN El control empieza cuando el avión después de despegar rebasa los 25.500 pies de altitud, y termina al volar en descenso por debajo de los 24.500 pies, o también cuando el computador de control de combustible determina que el tiempo que falta para llegar al destino es inferior a 75 minutos. El control en automático de esta compleja operación lo lleva a cabo el FCMS (Fuel Control Monitoring System) con sus dos computadores FCMC 1 y FCMC 2 analizando todas las informaciones que les llegan de otros computadores de a bordo. RELACIÓN ENTRE LOS FCMC Y OTROS CALCULADORES DIGITALES El FCMS calcula y actualiza constantemente la posición del centro de gravedad y transfiere el combustible, en el sentido y cantidad que sea necesario para mantenerlo dentro de los límites calculados. Por su parte el sistema gestor del vuelo FMGEC (Flight Management Guiadance Envelope Computer) actúa en redundancia y comprueba independientemente la posición del centro de gravedad avisando al piloto mediante señales luminosas y acústicas de un desplazamiento excesivo hacia la cola, por si las actuaciones de los computadores FCMS no diesen el resultado pretendido. 91
  • 89. F. Gato y A. M. Gato 11.10–8 – DRENAJE DE LA ENVUELTA Los conductos de transporte del combustible, las uniones, y en algunos casos las válvulas de corte, cuando están fuera de los depósitos y pasan por zonas en las que una pérdida aunque sea pequeña es de mucho riesgo, como pozos de tren de aterrizaje interior del fuselaje, etc., se instalan dentro de otro tubo concéntrico de más diámetro para que recoja las posibles pérdidas como se observa en la siguiente figura: SISTEMA DE DRENAJE DE LA ENVUELTA 92
  • 90. 11.10 – Combustible Con el intervalo que estará ordenado en el plan de mantenimiento (revisiones semanales aprox.) se pulsará la válvula de drenaje y si hay evidencia de combustible, se deberá aplicar el procedimiento que a tal caso indique el manual. PROCEDIMIENTO DE CONTROL Estos procedimientos son todos muy similares y se referirán a que si una vez detectada le evidencia de que en el drenaje del sumidero de la envuelta, se encuentran restos de combustible, se procederá a drenar todo el líquido que tenga en ese momento. Se precintará con un sello al uso y en el diario de a bordo o libro de mantenimiento, se reflejará la operación (en cumplimiento de la Instrucción Técnica N.º….. se precinta el drenaje de la envuelta de combustible a las… horas del .../../….) y será necesario que a las 24 horas se desprecinte y se drene todo el líquido existente, se mida, y entonces se le aplicarán los valores que indique el procedimiento, con lo que se verá en qué momento necesita ser corregida la pérdida, recordando que en el diario de a bordo se deberá reflejar el resultado para cerrar el tema pendiente. Si la pérdida fuese de cierta entidad, por ejemplo que se llene el espacio de la envuelta antes de que cumpla el intervalo de comprobación, se irá llenando la envuelta hasta salir por los mástiles, lo que indicará que la pérdida debe ser corregida antes del siguiente vuelo. 93
  • 91. F. Gato y A. M. Gato 11.10–9 – SISTEMA DE INDICACIÓN El sistema de indicación de datos sobre el combustible proporciona una información del mismo en la cabina de mandos, y a los demás componentes del sistema, si este es del tipo que lo necesite. La indicación puede ser de cantidad, de temperatura y de presión, cada una por separado y tomando los datos de diferentes formas y puntos del sistema. Los valores de presentación generalmente son: la cantidad en peso o en fracciones del total, la presión en libras por pulgada y la temperatura en grados Celsius o Fahrenheit. INDICACIÓN DE CANTIDAD Es una indicación en peso del combustible a bordo, se pueden utilizar muchas formas de obtener esa información: • Indicación directa. • Indicación eléctrica y presentación analógica, o presentación digital. • Indicación electrónica y presentación digital. • Indicación por varillas. INDICACIÓN DIRECTA Es la indicación que se puede ver en el depósito mediante un aforador de flotador, un juego de palancas y engranajes, en otros casos en el mismo juego de palancas se instala un reostato que, al variar la posición de las palancas, varía el potencial eléctrico de salida, señal que es enviada mediante cable al indicador de la cabina de mandos. INDICADOR DE CANTIDAD En la figura anterior se observa un aforador, de lectura directa en el depósito, utiliza un flotador sujeto a una varilla que en su otro extremo tiene la palanca, los engranes y la aguja indicadora sobre una esfera marcada en fracciones del total, se utiliza en aeronaves pequeñas. 94
  • 92. 11.10 – Combustible INDICACIÓN ELÉCTRICA Y PRESENTACIÓN ANALÓGICA Este sistema se utiliza en aviones generalmente con planta de potencia a reacción, y depósitos estructurales. SONDAS DE MEDICIÓN DE CANTIDAD DE COMBUSTIBLE EN LOS DEPÓSITOS En esta figura se presentan tres de los tipos de sonda más comunes, en las aeronaves actuales. Emplea como medio de medida del combustible un sistema de tipo de capacitancia modular estandarizada, mediante sondas en los depósitos. El sistema de medición es independiente para cada depósito, aunque tiene aparte un indicador totalizador que suma las indicaciones de cada uno de los depósitos. 95
  • 93. F. Gato y A. M. Gato En cada depósito se instalan sondas medidoras de tres tipos: de cantidad normal, de compensación y de unión y aislamiento de fallos que, situadas convenientemente dentro de los depósitos y unidas mediante cables eléctricos, como se puede ver en la siguiente figura, miden el valor de la capacitancia al ser el dieléctrico del combustible variable, por la variación de nivel hacia arriba cuando se recarga o hacia abajo cuando se consume por los motores. UNIÓN DE LAS SONDAS DE MEDICIÓN Estos valores son transmitidos a los indicadores que además de la esfera y aguja indicadora llevan en su interior un puente autoequilibrador de capacitancia, un transformador de energía, un amplificador y un motor de inducción reversible con su tren de engranajes. PANEL DE CONTROL E INDICACIÓN DE CANTIDAD DE COMBUSTIBLE INDICACIÓN ELÉCTRICA Y PRESENTACIÓN DIGITAL Esta forma de presentar una indicación difiere poco de la analógica, utiliza sondas, un compensador, un densímetro y además un procesador que calcula los datos 96
  • 94. 11.10 – Combustible a presentar en los indicadores de cabina y de la estación de repostado, además de enviarlo a las pantallas del sistema de presentación de datos EICAS (en el caso de la siguiente figura) que están en el tablero de la cabina de mandos. SISTEMA DE INDICACIÓN DE CANTIDAD DE PRESENTACIÓN DIGITAL Otra diferencia es que desde el procesador, se pueden efectuar mediante los controles que tiene en su parte frontal, comprobaciones BITE del sistema, a fin de poder discriminar elementos en el proceso de corrección de posibles averías. El procesador irá en su correspondiente estante en el compartimiento de equipos y tanto el densímetro como el compensador se encuentran en el fondo de cada depósito, para que estén en todo momento sumergidos. Para garantizar al máximo la fiabilidad y su funcionamiento tiene dos canales, uno alimentado desde tres fuentes de energía y el otro desde dos fuentes distintas. INDICACIÓN ELECTRÓNICA Y PRESENTACIÓN DIGITAL Se puede denominar así a los sistemas que, para la medida y control de la cantidad de combustible, que utilizan en la actualidad las aeronaves de tecnologías avanzadas (aeronaves como el Airbus 340, el 380 o los Boeing 777 o 787), utilizan en las sondas la constante dieléctrica del combustible y la capacitancia de la sonda en ese momento, que será proporcional a la cantidad de sonda sumergida. 97
  • 95. F. Gato y A. M. Gato El sistema se compone de: • • • • • • • Varias sondas o aforadores normales y una condensadora. Un sensor densímetro. Uno o dos computadores FCMC (Fuel Control Monitoring Computer). Varios sensores de alto nivel. Varios sensores de bajo nivel. Sensor de sobrellenado. Sensor de sobreflujo. CÁLCULO DE LA CANTIDAD DE COMBUSTIBLE En este esquema se observa la entrada de valores con los que el computador calcula la cantidad de combustible en cada depósito. Los aforadores o sondas van instalados en cada depósito. Cada sonda tiene un valor de capacitancia que varía en proporción al nivel del combustible. Una sonda compensadora está instalada en la sección trasera de los depósitos. Las sondas compensadoras son del tipo de capacitancia como las otras sondas. Cuando están cubiertas de combustible, la parte compensadora de la sonda tiene una determinada capacidad, que es proporcional a la constante dieléctrica del combustible que la cubre. 98
  • 96. 11.10 – Combustible Un densímetro está instalado en la parte inferior de los depósitos, este transmite la densidad del combustible y la señal dieléctrica al FCMS (Fuel Control Monitoring System). Los sensores de alto nivel en cada depósito envían independientemente los datos de nivel al FCMS y cierra la válvula de entrada al depósito afectado cuando es detectado el alto nivel. Los sensores de bajo nivel en los depósitos controlan la operación del combustible y disparan los avisos de emergencia en la cabina de mandos. Un sensor de sobrellenado está instalado en el depósito, encima del sensor de máximo nivel para cerrar las válvulas de entrada a los depósitos cuando el sensor de alto nivel no ha operado. Un sensor de sobreflujo está instalado en cada depósito de ventilación, y si detecta combustible, el FCMS cierra todas las válvulas de repostado y las de aislamiento. PRESENTACIÓN DE DATOS DE COMBUSTIBLE EN CABINA En la figura siguiente se observan todos los datos que presenta la página de combustible en el ECAM de un A-340, página que se presenta cuando se solicita o cuando hay algún elemento del sistema que falla, automáticamente sale y presentará el dato que falla, en ámbar o intermitente y si está en una fase del vuelo en la que no esté restringida ese tipo de información. Los datos son: 1 – Total de combustible utilizado. 2 – Líneas por donde está pasando el combustible. 3 – Cantidad de combustible del depósito exterior izquierdo. 4 – Temperaturas de combustible del ala izquierda. 5 – Cantidad de combustible del depósito principal izquierdo. 6 – Cantidad de combustible del depósito de cola. 7 – Combustible total a bordo. 8 – Temperatura total exterior. 9 – Temperatura estática del aire. 99
  • 97. F. Gato y A. M. Gato PÁGINA DE COMBUSTIBLE EN LA PANTALLA DEL ECAM 10 – Reloj. 11 – Combustible consumido en cada motor. 12 – Posición de las válvulas de corte. 13 – Cantidad de combustible del depósito exterior derecho. 14 – Temperatura de combustible ala derecha. 15 – Cantidad de combustible del depósito principal derecho. 16 – Cantidad de combustible del depósito central. 17 – Temperatura de combustible del depósito de cola. 18 – Cantidad de combustible del depósito de cola. 19 – Peso total del avión. 20 – Posición del centro de gravedad en % de MAC. SISTEMA DE MEDICIÓN DIRECTA POR VARILLA Este sistema de medición proporciona una lectura directa del nivel de combustible de los depósitos por medios mecánicos. Hay dos tipos de varillas medidoras, varillas de goteo y varillas magnéticas secas, son unas varillas fijadas a la base de 100
  • 98. 11.10 – Combustible los depósitos que se extraen con herramienta mediante una presión hacia arriba y a la vez un giro de 90º y a continuación se extrae hacia abajo hasta que dé nivel, las varillas están graduadas en su longitud con escalas directamente en kg. o en pulgadas para después traducir la medida a kg. con ayuda de las tablas correspondientes. VARILLAS DE GOTEO No es un método muy extendido, ni muy exacto pero sí muy eficaz para cerciorarse de que los depósitos tienen combustible. VARILLA MEDIDORA DE GOTEO Consta de un tubo de fibra de vidrio graduado en su exterior, obturada en su extremo inferior por una cabeza con un pasador de fijación. En el cuerpo de sujeción tiene un canal por el que circula el pasador de blocaje que cuando llega a su posición, es fijado por un muelle. Girando hacia la izquierda la cabeza de la varilla con una herramienta esta sale hacia afuera, se tira hacia abajo con suavidad hasta que el extremo interno de la varilla llega al nivel de combustible, este cae hacia abajo por el interior de la varilla hasta la cabeza y a través del orificio sale al exterior. En el momento que sale combustible, se 101
  • 99. F. Gato y A. M. Gato toma nota de la lectura opuesta al plano de calibración, esta lectura es la profundidad en pulgadas del combustible en el depósito, que a través de las correspondientes tablas se traducirá fácilmente a galones. En otros casos la lectura se puede hacer directamente en kilogramos. Una vez terminada la medición se introduce la varilla en el depósito y con una herramienta se gira empujando hacia arriba hasta que el pasador de blocaje queda en su alojamiento fijado por su muelle. VARILLAS DE MEDICIÓN MAGNÉTICAS SECAS Con este tipo de varillas, se puede medir manualmente la cantidad de combustible que hay en un depósito sin que salga nada de combustible al exterior. El conjunto consta de un tubo de fibra, flotador, varilla graduada, junta y elementos de sujeción. Como puede verse en la figura siguiente el tubo está fijado a la base del depósito mediante tuerca y juntas de estanqueidad, lo que impide las pérdidas de combustible, a lo largo del tubo circula un flotador que sube o baja con el nivel de combustible, en el interior del flotador lleva un aro metálico imantado. En el interior del tubo va alojada una varilla de fibra calibrada con marcas en su longitud, en la cabeza superior de la varilla lleva un imán, y en la inferior la cabeza con pestaña para cierre y mantenimiento de posición. Cuando se gira con una herramienta la cabeza de la varilla, ésta se desliza hacia abajo por el interior del tubo hasta que coincide el imán de la cabeza de la varilla con el imán del flotador, que estará flotando sobre el combustible, y se quedarán fijos, ya que el imán es de suficiente fuerza como para sostener la varilla, en ese momento se toma la lectura que indique y con ayuda de las tablas correspondientes se podrá saber la cantidad de combustible que hay en el depósito. 102
  • 100. 11.10 – Combustible REGLETA DE MEDICIÓN DE COMBUSTIBLE Dependiendo de qué tipo y tamaño de avión nos encontraremos depósitos que tienen más de una varilla con su propia tabla, y su propio procedimiento de comprobación. INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN DE COMBUSTIBLE Es un sistema que indica en la cabina de pilotaje por medio de señales luminosas, de letrero o en las pantallas, cuando por cualquier causa una bomba impulsora entrega presión al sistema, a un valor por debajo de lo programado. 103
  • 101. F. Gato y A. M. Gato Consta de un presostato instalado a la salida de presión de cada bomba, y los indicadores luminosos de la cabina, en los paneles de control y/o en las pantallas de presentación de sistemas. CIRCUITO DEL SISTEMA DE INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE CIRCUITO DE BAJA PRESIÓN DE COMBUSTIBLE En las figuras anteriores se observan dos circuitos de indicación de baja presión, uno analógico y otro de tecnología digital. INDICACIÓN DE TEMPERATURA DEL COMBUSTIBLE La indicación de temperatura del combustible en los depósitos informa al piloto de ese dato. Los componentes del sistema generalmente son: un bulbo sensor y un 104
  • 102. 11.10 – Combustible indicador que alimentado eléctricamente de una barra de 28 v de alterna, transforma la señal que recibe en movimiento de una aguja sobre la esfera del instrumento, marcada en grados de temperatura. En las figuras siguientes se presentan dos tipos de indicación de temperatura, con la ubicación en el sistema y la alimentación eléctrica. SISTEMA DE INDICACIÓN DE TEMPERATURA DE COMBUSTIBLE SOBRANTE DE LA RECIRCULACIÓN DE LA IDG En aviones en los que el sobrante de la recirculación del combustible de la refrigeración de la IDG y del cambiador aceite/fuel de los motores llega al depósito de combustible para enfriarse. Si por cualquier circunstancia la temperatura del 105
  • 103. F. Gato y A. M. Gato combustible superase unos valores determinados, el computador FCMC inhibe la operación de recirculación del combustible. A continuación se presenta un circuito de recirculación de combustible en la IDG de un A340. Como particularidad de este tipo de sistema se observa cómo el combustible que llega de la IDG desemboca en una zona del depósito distinta a la zona donde se sitúa la admisión de las bombas de impulsión, al objeto de que el combustible cuando llegue otra vez a las bombas ya haya perdido el exceso de temperatura, al mezclarse con el existente en el depósito. RECIRCULACIÓN DE COMBUSTIBLE DE LA IDG DE LOS MOTORES 106
  • 104. 11.10 – Combustible 11.10–10 – PRÁCTICAS DE MANTENIMIENTO En este apartado se efectúan unos comentarios sobre algunas operaciones comunes que se realizan en el sistema de combustible teniendo en cuenta que nunca se podrán tomar como guía para efectuar trabajo alguno ya que para eso estarán los procedimientos reflejados en los manuales de la aeronave a efectuar mantenimiento. VESTIMENTA Y EQUIPO DE TRABAJO PARA EL INTERIOR DE LOS DEPÓSITOS Entre las tareas comunes que se efectúan en el mantenimiento de este sistema, está la corrección de pérdidas o rezumes por zonas de sellado de largueros o tabiques que son de difícil acceso. Para estos casos existen dos tipos de reparaciones, una provisional desde la parte exterior cuando la fuga es pequeña y aplicándole una 107
  • 105. F. Gato y A. M. Gato reparación de este tipo puede mantenerse la aeronave en servicio hasta que pueda ser reparada en una parada programada coincidiendo con alguna revisión. Para los trabajos en este sistema hay que ser extremadamente cuidadosos y respetar al máximo las precauciones, sobre todo si se opera en el interior de los depósitos, donde se deberá entrar con la vestimenta apropiada, mono de algodón, sin cierres ni botones metálicos, y se deberán quitar antes de entrar toda clase de objetos de adorno como anillos, relojes, etc., por el riesgo de explosión que tiene una chispa de corriente estática en zonas donde se producen vapores de combustible. También hay que tener sumo cuidado con la inhalación de vapores, y utilizar los equipos de respiración adecuados que para efectuar esos trabajos se recomiendan en las normas de seguridad, es también necesario el que no esté una persona sola para efectuar trabajos en el interior de los depósitos, y aun con todas las precauciones y medios se deberá estar atento a algún síntoma de intoxicación o claustrofobia, sobre todo cuando los depósitos son pequeños. Otra de las recomendaciones generales es que las herramientas que se utilicen dentro de un depósito deberán estar en una caja de plástico, y solo las que se necesiten, y si se utilizan trapos, es una buena técnica contar los trozos que se introducen, así como el numero de herramientas que se llevan en la caja y apuntarlas en un papel a fin de que al terminar el trabajo se vuelva a contar todo y cuadren las cantidades. Es fácil imaginar lo que haría un trapo que se ha quedado olvidado si se incrusta en el tubo de admisión de una bomba impulsora; o si una herramienta se queda dentro y con el depósito casi vacío en un movimiento brusco del avión, si se mueve y salta alguna chispa. Nunca se repetirá bastante la demanda al personal técnico que extreme las precauciones y respete los procedimientos. 108
  • 106. 11.11 – POTENCIA HIDRÁULICA 11.11–0 – GENERALIDADES ...............................................................................111 11.11–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA ............................................................122 11.11–2 – FLUIDOS HIDRÁULICOS ....................................................................127 11.11–3 – GRUPO DE ALMACENAJE DE FlUIDOS...........................................131 11.11–4 – GENERACIÓN DE LA PRESIÓN .........................................................146 11.11–5 – GRUPO DE DISTRIBUCIÓN DE LA PRESIÓN..................................167 11.11–6 – GRUPO DE INDICACIÓN ....................................................................184 11.11–7 – INTERCONEXIÓN CON OTROS SISTEMAS ....................................195 109
  • 107. 11.11–0 – GENERALIDADES La Hidráulica estudia las propiedades, leyes y afectos de los líquidos en reposo o en movimiento, y las fuerzas que estos proporcionan; como parte de la mecánica de fluidos, tiene por objeto el estudio y comportamiento de las técnicas necesarias para su aprovechamiento. SECCIÓN DE UN CIRCUITO DE HIDRÁULICA EXTERNA También se puede hacer una división con las diferentes aplicaciones, así tenemos una hidráulica que podríamos llamarla externa, según puede observarse en la figura anterior y que estudia el movimiento y equilibrio de los líquidos no confinados en tubos u otros mecanismos, una hidráulica antiquísima que ya los egipcios y posteriormente los romanos conocían y aplicaban en canalizaciones, presas o acueductos con diferentes aplicaciones, pero que no tiene campo en el medio en que se desenvuelve el mantenimiento aeronáutico. SISTEMA DE HIDRÁULICA INTERNA 111
  • 108. F. Gato y A. M. Gato La otra parte, que es la que en este caso nos afecta, es la llamada hidráulica interna, que trata los líquidos confinados en canalizaciones, depósitos, etc. En la figura anterior se presenta un sencillo sistema, como muestra de un circuito de hidráulica interna. Dentro del campo de la hidráulica de este tipo, nos ceñiremos a la hidráulica de aplicación en las aeronaves, que formando sistemas componen la especialidad propia de esta tecnología. La moderna mecánica de fluidos ha establecido para la hidráulica varios capítulos como: HIDROSTÁTICA, HIDRODINÁMICA, HIDROLÓGICA o HIDROMECÁNICA, que son los capítulos o apartados que en mayor o menor grado inciden en el diseño y en el mantenimiento de los sistemas hidráulicos de las aeronaves. HIDROSTÁTICA, HIDRODINÁMICA E HIDROMECÁNICA En este apartado se da una breve descripción a modo de recordatorio de las partes principales de la hidráulica que inciden más o menos directamente en el diseño y mantenimiento de los sistemas de las aeronaves. La HIDROSTÁTICA, que se ocupa del equilibrio de los líquidos, y del estudio de la distribución de presiones que los líquidos ejercen sobre sus masas, o sobre las paredes de los recipientes que los contienen. Ya desde hace 5.000 años en Mohenjo-Daro (antigua ciudad de Pakistán) conocían la hidrostática, pero es a partir del 300 a.C. cuando se formalizaron sus principios, y avanzando a través de los tiempos, con los romanos, los árabes y toda la Edad Media, se produce una utilización de lo conocido, pero es a partir de los comienzos del siglo XVII con Torricelli, Newton, etc., cuando el progreso técnico comienza a asentarse sobre bases científicas, y Pascal, que sienta las bases de la hidrostática, da a la hidráulica un gran impulso: BASE DEL PRINCIPIO DE PASCAL 112
  • 109. 11.11 – Potencia hidráulica Al trasmitirse la fuerza F en todas direcciones cuando ésta se aplica sobre la superficie de un líquido, S, según el principio de Pascal, siempre se mantiene la relación P= F/S, como puede observarse en la figura anterior. Nada más formular Newton sus “Principios de la Mecánica Racional” es Daniel Bernouilli quien sienta los de la HIDRODINÁMICA como parte de la hidráulica que trata el movimiento de los líquidos y de los cuerpos sumergidos en ellos así como las fuerzas resultantes. A lo largo del siglo XVIII con la revolución industrial todos estos principios se perfeccionan y la HIDROMECÁNICA irrumpe con fuerza en la industria, estudiando el aprovechamiento de la acción de un líquido para la transmisión del movimiento o de la potencia dentro de un sistema. LA PRESIÓN Y SUS DEFINICIONES Llamamos presión a la cantidad de fuerza ejercida sobre una unidad de área, aumenta con respecto al número de veces que aumenta la unidad de superficie, siendo ésta la fuerza que pone en movimiento el mecanismo. Luego la fórmula patrón será: Presión = Fuerza / Superficie. El término presión se aplica constantemente en la actividad aeronáutica, y hablamos de presión atmosférica, presión absoluta o presión estática, etc., términos que conviene precisar en este momento, aplicados lógicamente a los principios hidráulicos, así llamamos: PRESIÓN ATMOSFÉRICA. Tomando como base el nivel del mar, la presión existente en ese punto es la de referencia, 1.013,25 milibares, equivalentes a 29,921 pulgadas de mercurio o a 1 atmósfera, o a una columna de 760 mm de mercurio, disminuyendo según nos vamos alejando del nivel del mar hacia arriba. PRESIÓN RELATIVA. Es la presión que indican los manómetros o indicadores de presión de los sistemas hidráulicos, de ahí que se conozca también como “presión del indicador”. En la presión relativa no se tiene en cuenta la presión atmosférica. PRESIÓN ABSOLUTA. Es la suma de la presión relativa más la presión atmosférica. P. Absoluta = P. Relativa + P. Atmosférica. Si nos referimos a presión absoluta de un líquido nos estamos refiriendo a la presión que tiene el líquido comparada con el vacío total. PRESIÓN ESTÁTICA. Es la fuerza por unidad de área que ejerce un fluido, sobre un cuerpo en reposo, respecto a dicho fluido, observando que si el cuerpo y el fluido se mueven a igual velocidad, el cuerpo está en reposo respecto al fluido a todos los efectos de la definición. 113
  • 110. F. Gato y A. M. Gato PRESIÓN DINÁMICA. Es la presión debida a la velocidad del fluido. El valor de la presión dinámica depende de la velocidad que tiene el fluido, en concreto de la velocidad elevada al cuadrado. Se desprende de esta definición que un fluido (aire o líquido) moviéndose a gran velocidad tiene una alta presión dinámica. La presión dinámica alta indica capacidad energética también alta, de manera que se puede emplear la presión dinámica del aire para algunos fines prácticos. En el campo de la aeronáutica la presión dinámica la emplean muchas aeronaves, como fuente de potencia hidráulica de emergencia, desplegando al aire al exterior de la aeronave, una pequeña turbina con una hélice, y una bomba hidráulica, que es arrastrada por la presión dinámica, presurizando el sistema hidráulico de emergencia cuando han fallado las restantes formas de presurizar los sistemas principales. UNIDADES DE MEDIDA Al tener en todo el mundo varios sistemas de medidas, la presión siempre se expresará en una fuerza dividida por una superficie, pero se presentará en las unidades correspondientes al sistema que se utilice. En el cuadro siguiente se presentan las unidades de los cuatro sistemas más comunes utilizados en la aeronáutica como son el CGS, el Giorgi o MKS, el Terrestre o Técnico y el Terrestre inglés: SISTEMAS DE MEDIDAS A todos estos conceptos les corresponden sus múltiplos y submúltiplos, de los cuales en el mantenimiento de aeronaves de uso común se utiliza el kg/cm2 y la libra/ pulgada2, siendo las equivalencias más prácticas y aproximadas las siguientes: 1 libra/por 1 pulgada2 equivale a 0,703 kg/cm2 1 kg/cm2 equivale a 14,223 libras/pulgada2 1 bar/cm2= 106 barias = 1.000 milibares = 1,033 kg/cm2 Sobre el resto de las posibles formas de medir la presión están todas en desuso y prácticamente no son de uso común en aeronaves actuales. 114
  • 111. 11.11 – Potencia hidráulica TRANSMISIÓN DE LA PRESIÓN HIDRÁULICA En su aplicación a las aeronaves, la hidráulica constituye el método de transmitir la potencia de un lugar a otro de la aeronave, mediante el empleo de un líquido como agente o medio operacional. La transmisión de potencia de un lugar a otro de la aeronave se efectúa mediante tuberías y elementos de control de la presión y el flujo del líquido que circula por su interior. En la figura siguiente se presenta un esquema primitivo de la aplicación del principio de Pascal. Si llamamos presión a la fuerza que se ejerce sobre un área, el área en un sistema hidráulico es la medida de la superficie donde actúa la presión del líquido. Conocida el área de los pistones de un sistema hidráulico, se puede determinar la presión necesaria para hacer funcionar el sistema donde esté instalado. APLICACIÓN DEL PRINCIPIO DE PASCAL Llamamos recorrido a la carrera que realiza el émbolo dentro del cilindro. También denominamos volumen de desplazamiento al volumen del líquido que se introduce en un cilindro para que éste realice su recorrido requerido. En la segunda figura, se observa que la superficie del n.º 2 es 10 veces la del émbolo 1, por lo tanto, cada vez que baja 50 milímetros el émbolo 1, el émbolo 2 ascenderá 5 milímetros. La fórmula a aplicar será Área = Volumen/Recorrido, de donde se despeja que el Recorrido = Volumen/Área. 115
  • 112. F. Gato y A. M. Gato Las tuberías se emplean en aeronáutica para conducir el líquido de un punto a otro de la aeronave. Son las canalizaciones hidráulicas de las aeronaves. En verdad, para el técnico de mantenimiento y para el operador aeronáutico no tiene interés el análisis del movimiento del líquido por las tuberías del avión, entre otras razones porque es una instalación que suministra el fabricante tal cual, y a él corresponde el diseño adecuado de las canalizaciones hidráulicas. Sin embargo, el movimiento de un líquido por estas canalizaciones sí aporta datos de interés práctico, como veremos inmediatamente. ¿Cómo se mueve, cómo se desplaza un líquido por una tubería? En primer lugar, cuando un líquido se desplaza por una tubería, impulsado por una fuerza motriz que ahora no nos ocupa, el primer hecho físico que se produce es la presencia de una resistencia al movimiento del líquido. La resistencia u oposición al movimiento se debe a que el líquido roza con las paredes del tubo y se produce fricción. La fricción o rozamiento se manifiesta en una fuerza de resistencia al movimiento libre del líquido, y también en el aumento de la temperatura del mismo. El rozamiento genera calor, y el calor se transmite al líquido. Ahora bien, si hay oposición al movimiento del líquido por la tubería es válido decir que hay, o se produce, pérdida de energía, la misma, justo, que hay que vencer por la oposición que representa la fricción entre el líquido y las paredes del tubo. En la época en que empezó a estudiarse de manera científica el movimiento de los líquidos por las tuberías, se observó que existían dos modos principales de movimiento: uno, inicial, que se caracteriza por un régimen de movimiento lento y uniforme, y otro que se caracteriza por un régimen de movimiento turbulento. Al primer tipo de movimiento se le llama movimiento o régimen laminar. El segundo movimiento citado se llama turbulento; el movimiento contiene numerosos remolinos y turbulencias, de ahí su nombre. Las experiencias que llevó a cabo Osborne Reynolds permitieron observar que cuando la velocidad de un líquido que se mueve por una determinada canalización aumenta más allá de un cierto valor, el movimiento del líquido pasa de laminar a turbulento, Reynolds pudo establecer un parámetro numérico para determinar, digamos, la transición de un régimen laminar a un régimen turbulento. Este parámetro se llama Número de Reynolds y es continuamente empleado por los proyectistas de aviones durante sus cálculos aerodinámicos. 116
  • 113. 11.11 – Potencia hidráulica SISTEMAS HIDRÁULICOS ABIERTOS Y CERRADOS Los sistemas hidráulicos, atendiendo a la configuración de la sección de potencia, se dividen en dos tipos, sistemas abiertos y sistemas cerrados. Si se atiende a la configuración de la parte del sistema llamada sección actuadora, los sistemas se dividen en sistemas de control manual y sistemas de control automático. SISTEMAS HIDRÁULICOS ABIERTOS. Se considera que un sistema hidráulico es abierto cuando durante el tiempo en que no se está utilizando se mantiene a una presión más baja, es decir, que la presión aumenta o disminuye según se esté utilizando o no. Cuando el sistema no se está utilizando se mantiene un mínimo se líquido circulando para refrigeración y lubricación de las bombas que se mantienen en funcionamiento. Generalmente, este tipo de sistema tiene las válvulas selectoras en serie, lo que le impide prestar más de un servicio a la vez, limitando mucho las posibilidades de utilización en las aeronaves actuales donde es necesario que diversos subsistemas funcionen. ESQUEMA DE SISTEMA HIDRÁULICO ABIERTO 117
  • 114. F. Gato y A. M. Gato SISTEMAS HIDRÁULICOS CERRADOS. Llamamos así a los sistemas hidráulicos que mantienen la presión operativa sin tener en cuenta si hay algún subsistema utilizando la presión. El hecho de que el líquido se mantenga a presión alta en todo instante facilita, de una parte, la rapidez de actuación de los mecanismos; además, la posibilidad de conectar mecanismos a la línea de distribución general donde se mantiene la presión nominal permite multiplicidad de servicios hidráulicos a un mismo tiempo. Por tanto, es un sistema con capacidad para operar distintos mecanismos a un mismo tiempo. La figura siguiente muestra un diagrama del sistema hidráulico cerrado. Debe observarse que ahora es posible situar los martinetes actuadores de los mecanismos en paralelo, de forma que se puede actuar más de uno a la vez. SISTEMA HIDRÁULICO CERRADO SISTEMAS HIDRÁULICOS DE CONTROL MANUAL Y AUTOMÁTICO SISTEMAS HIDRÁULICOS DE CONTROL MANUAL. Son los sistemas que son supervisados por la tripulación, de tal manera que el operador debe colocar la válvula selectora en la posición neutra, si desea situar el mecanismo en una posición 118
  • 115. 11.11 – Potencia hidráulica intermedia de los extremos de recorrido. En realidad, este sistema es muy simple; lo que sucede es que existen muchos sistemas en el avión cuyo accionamiento debe ser secuencial o por etapas, lo que complica algo el sistema en aeronaves en las que es necesario que funcionen varios elementos a la vez. También puede conseguirse la secuencia de tipo mecánico por medio de las llamadas válvulas de secuencia, que son unos mecanismos que ejecutan los movimientos etapa por etapa, y sólo cuando se completa el movimiento inicial o precedente, se pone en marcha el siguiente. Un ejemplo típico de este tipo de sistema es el sistema de tren de aterrizaje retráctil de control mecánico y accionamiento hidráulico. SISTEMAS HIDRÁULICOS DE CONTROL AUTOMÁTICO. Son los sistemas en los que no es necesario que el operador efectúe ningún movimiento, una vez efectuada la demanda de funcionamiento, ya que son los mecanismos de reposición automática de las válvulas de control los que sitúan estas en la posición neutral, cuando el actuador alcanza la posición seleccionada. Los mecanismos de reposición pueden ser mecánicos o eléctricos. El ejemplo más práctico de este tipo de sistemas puede ser un sistema de flaps de control manual o automático pero de accionamiento hidráulico. En este sistema, una vez que el operador demanda un desplazamiento parcial de la superficie y la válvula de control envía líquido hidráulico a presión hacia los actuadores, que empiezan a mover las superficies, éstas a través de los mecanismos de reposición van situando progresivamente la válvula de control en la posición neutral, con lo que al alcanzarla se detiene el movimiento. COMPOSICIÓN DE UN SISTEMA HIDRÁULICO Llamamos sistema hidráulico de una aeronave al conjunto de unidades y componentes que suministra fluido hidráulico a presión, conduciendo el líquido hacia el colector para su distribución a los subsistemas usuarios. En el momento actual de la aviación, los sistemas hidráulicos tienen un alto grado de perfección, pero desde el más sencillo al más complicado, funciona ajustándose a los mismos principios y características. Todos ellos son perfeccionamientos progresivos partiendo desde un sistema básico. Existen una serie de elementos que son imprescindibles para el funcionamiento de cualquier sistema hidráulico y que juntos forman un sistema base, estos elementos son: 119
  • 116. F. Gato y A. M. Gato SISTEMA HIDRÁULICO BÁSICO -Depósito -Bombas de presión -Filtros -Regulador de presión -Válvula selectora -Válvulas de retención unidireccionales -Cilindro actuador -Acumulador hidroneumático -Válvula de derivación Todos estos elementos unidos por las correspondientes tuberías y conducciones permiten la circulación del fluido hidráulico, según puede observarse en la figura anterior. El depósito se encarga de almacenar suficiente fluido para alimentar a las bombas y al sistema. La bomba, para poder presurizar el sistema, normalmente está arrastrada por el motor de la aeronave o por un motor eléctrico. Una vez que el fluido está presurizado, la válvula selectora puede distribuir la presión hacia una u otra cámara de los cilindros actuadores. Al mismo tiempo el fluido es filtrado a la salida de la bomba y a la entrada del retorno en el depósito. En cuanto al control de la presión, ésta es regulada bien por la bomba, o por el regulador de presión y por la válvula de derivación. Se ha presentado hasta ahora un sistema hidráulico base, es decir, un sistema con los componentes imprescindibles para su funcionamiento. Al pasar los años se ha ido aumentando el número, tamaño y funciones de los componentes y de los 120
  • 117. 11.11 – Potencia hidráulica subsistemas que alimentan, siendo necesarios además unos requisitos mínimos de seguridad en las instalaciones de los sistemas hidráulicos en las aeronaves, que han provocado la multiplicación de la mayoría de los dispositivos, además de que generalmente los sistemas se duplican o triplican, lo que da una garantía casi total de que siempre habrá presión hidráulica disponible para ser utilizada por los correspondientes subsistemas. 121
  • 118. F. Gato y A. M. Gato 11.11–1 – DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA En el capítulo anterior se ha efectuado un repaso somero sobre la hidráulica general, y en este capítulo se tratarán de presentar ya los sistemas hidráulicos que generalmente se emplean en las aeronaves actuales, que si bien son básicamente parecidos, varían en gran medida tanto sus componentes como el funcionamiento de los mismos, así como también las funciones que ejecutan y el número de sistemas que puede tener una aeronave actual. Como división más o menos básica de los sistemas de una aeronave los podemos clasificar en Sistemas principales, Sistemas auxiliares o secundarios y en Sistemas de emergencia, estos sistemas tienen componentes parecidos, y frecuentemente intercambiables, lo que da mayores posibilidades al mantenimiento de los mismos. Los sistemas hidráulicos principales, que en muchos casos no son únicos sino que hay aeronaves que tienen dos, se pueden generalmente diferenciar de los demás, por los elementos a los que sirve, que serán los que normalmente se utilizan en un vuelo sin incidencias ni averías en los que sea necesario utilizar los demás sistemas, aunque éstos se mantengan activos o energizados, las bombas generadoras de presión estarán arrastradas por una toma de fuerza al motor de la aeronave. Los sistemas auxiliares o secundarios, en muchos casos, se utilizan como redundantes de los principales o si fallan aquellos, y normalmente las bombas que generan la presión son arrastradas, bien por un motor eléctrico, o por un motor hidráulico utilizando presión de otro sistema. Los sistemas de emergencia, la generación de presión es efectuada mediante motor eléctrico o mediante un dispositivo (RAT Ram Air Turbine) que se extiende en el exterior de la aeronave y que aprovechando la velocidad de la misma hace girar una hélice que arrastra la bomba, o un generador eléctrico. En la actualidad los sistemas hidráulicos sirven a los usuarios, el líquido a una presión en torno a las 3.000 p.s.i. (unos 230 kg/cm2). Generalmente, en sistemas de aeronaves en los que las líneas de presión y retorno son largas, se colocan en las mismas válvulas unidireccionales o de retención, para impedir que si se produce un fallo en alguna zona el líquido no circule en sentido contrario. También se colocan válvulas de corte que, accionadas eléctricamente desde la cabina o directamente a mano, permiten desmontar las bombas u otros elementos sin necesidad de tener que drenar los depósitos ni que salga el fluido mientras se actúa en los sistemas. 122
  • 119. 11.11 – Potencia hidráulica En el siguiente cuadro sinóptico se presenta gráficamente lo que es un sistema hidráulico general, cómo se divide según la función lógica desde el depósito hasta los colectores de presión desde los que se surten los sistemas usuarios. SINÓPTICO DE UN SISTEMA HIDRÁULICO 123
  • 120. F. Gato y A. M. Gato SÍMBOLOS DE UTILIZACIÓN GENERAL Para la comprensión, lectura y fácil interpretación de los esquemas de los sistemas hidráulicos en general, todos los constructores utilizan símbolos aclaratorios para diferenciar unos elementos de otros. SÍMBOLOS DE ESQUEMAS HIDRÁULICOS En esta figura se presenta una tabla con los símbolos más utilizados por los constructores. Generalmente en el capítulo correspondiente del manual de cada aeronave vendrá una tabla para una correcta interpretación de sus esquemas. 124
  • 121. 11.11 – Potencia hidráulica ESQUEMA DE UN SISTEMA HIDRÁULICO En esta figura se presenta uno de los sistemas hidráulicos de una aeronave Airbus A-340 donde se pueden encontrar parte de los símbolos anteriormente descritos. En la siguiente figura se presenta el esquema de uno de los dos sistemas principales de una aeronave MD-87 donde se puede ver tanto la arquitectura del sistema como la de los elementos a los que suministra energía para su funcionamiento. 125
  • 122. F. Gato y A. M. Gato ESQUEMA DEL SISTEMA HIDRÁULICO 126
  • 123. 11.11 – Potencia hidráulica 11.11–2 – FLUIDOS HIDRÁULICOS El fluido hidráulico es el elemento que hace posible la transmisión de energía y presión, actúa como lubricante reduciendo el rozamiento entre las partes sujetas al mismo y evacua en parte el calor que se produce durante el funcionamiento. Los tipos de líquidos empleados más conocidos son tres: 1. Líquidos de origen vegetal. Son mezclas de aceite de ricino y alcohol, generalmente coloreadas de azul. Son poco usados por su marcada tendencia a la corrosión y porque después de largos periodos de tiempo, se espesan y dificultan la acción de las válvulas. Por otra parte, si se mezclan con los de origen mineral, forman una sustancia gomosa que se pega en las válvulas y en los demás elementos del sistema produciendo anormalidades de funcionamiento. 2. Líquidos de origen mineral. Proceden del petróleo y se colorean, generalmente, de rojo; se emplean en mayor escala que los anteriores por ser menos corrosivos, siendo los de la serie MIL-H 5606 y equivalentes los más utilizados en la actualidad. 3. Líquidos no inflamables (de origen sintético). Por razón de las características de inflamabilidad de los fluidos hidráulicos derivados del petróleo, los fabricantes de productos químicos y los constructores de aviones han realizado conjuntamente una serie de trabajos con el fin de obtener un producto no inflamable de cualidades adecuadas para su utilización en los sistemas hidráulicos. De esta forma, en América, se han obtenido el Skydrol, fabricado por la Monsanto Chemical Company en colaboración con la Douglas Aircraft Company, el H-2, desarrollado por la R. M. Hollingshead Corporation conjuntamente con la U. S. Navy. O también el fabricante Chevron Internacional Oil Co., con su producto Hyjet-IV. Estos productos han probado su no inflamabilidad en diferentes ocasiones y su utilidad, al mismo tiempo que han proporcionado características físicas superiores a las derivadas del petróleo, tales como mejores cualidades lubricantes, márgenes de temperaturas de funcionamiento mayores y mejor resistencia a la corrosión, en algunos casos son miscibles, es decir, que un sistema con un líquido se puede recargar con otro, pero siempre después de comprobar en los manuales que en ese momento, y con esas características puede ser así. 127
  • 124. F. Gato y A. M. Gato LA VISCOSIDAD Una de las características más importantes de los líquidos hidráulicos de los sistemas de las aeronaves es la viscosidad, que se puede definir como la resistencia que pone el fluido a moverse. Esta característica aumenta cuando la temperatura disminuye, además los fluidos hidráulicos presentan la particularidad de que deben moverse a través de una conducción o tubería, apareciendo una cierta resistencia al desplazamiento creada entre la propia pared del tubo y el líquido hidráulico. Al existir esta resistencia hay pérdida de energía a través de toda la tubería. La resistencia aumenta con la velocidad de circulación del líquido y es proporcional a la viscosidad del líquido. La viscosidad de un líquido hidráulico se mide con un aparato llamado viscosímetro que mide el tiempo que tarda en salir una cierta cantidad de líquido a través del cuello de un recipiente, de longitud y sección determinada, en la siguiente figura se puede observar un esquema de un viscosímetro. ESQUEMA DE UN VISCOSÍMETRO 128
  • 125. 11.11 – Potencia hidráulica PUNTO DE INFLAMACIÓN Y ENCENDIDO Se conoce como punto de inflamación a la temperatura a la que un líquido produce suficiente vapor o gas como para originar momentáneamente una llama cuando se le aproxima algún elemento capaz de producir una ignición. Llamamos punto de encendido a la temperatura a la cual un líquido produce la suficiente cantidad de gas o vapor de modo que al aproximarle una llama el líquido se inflama y sea capaz de continuar autónomamente encendido y quemándose aun cuando la llama original se retire. Los líquidos hidráulicos de los sistemas de las aeronaves deberán tener tanto un punto como otro lo más elevado posible y lo más alejado de las temperaturas normales calculadas para su funcionamiento normal. Asimismo deberá producir a temperaturas de funcionamiento, la mínima cantidad de gases o vapores. ESTABILIDAD QUÍMICA Otra de las propiedades importantes que debe contener un líquido hidráulico de los sistemas de las aeronaves es lo que se puede entender como estabilidad química, o su capacidad para resistir los procesos degenerativos como la oxidación y la descomposición, que se producen cuando se trabaja durante largos periodos de tiempo, almacenado en depósitos y conducciones, unas con más circulación de líquido que otras y a temperaturas muy diferentes, lo que hace que estos procesos se vean favorecidos. Conviene observar que la temperatura de los líquidos en los sistemas se suele tomar a la llegada del líquido de retorno al depósito, y ésta no es la temperatura a la que trabaja, porque en muchos casos ya ha pasado por el circuito de refrigeración (si lo tiene instalado). En zonas de trabajo de gran rozamiento, como bombas, o zonas de paso donde la temperatura es elevada, o por conducciones muy estrechas, la temperatura del líquido hidráulico puede ser bastante elevada, y por el contrario el líquido que alimente a los elementos situados en zonas frías, como pueden ser los actuadores de alerones, spoilers o timones, donde llegará a mucha más baja temperatura. El líquido, al circular por el circuito, arrastra las impurezas, restos metálicos producidos por los rozamientos, etc., causas que aceleran los procesos autodegenarativos, que afectan a la vida de los líquidos. PRECAUCIONES EN LA OPERACIÓN CON LOS LÍQUIDOS HIDRÁULICOS Aunque no forme este tema parte de un sistema específicamente, sí se cree conveniente exponer aquí unos comentarios sobre los cuidados y precauciones que 129
  • 126. F. Gato y A. M. Gato se deben observar durante los procesos de manipulación de los líquidos hidráulicos, haciendo mayor precisión en el manejo de los líquidos que anteriormente hemos denominado de origen sintético, que aparte de las precauciones y protecciones generales en el manejo de todos los líquidos, tienen éstos por su propia naturaleza y condiciones químicas. Los líquidos que más se utilizan son los del tipo Skydrol y los del tipo LD-IV, que si bien no destacan por ser muy tóxicos a la ingestión en pequeñas cantidades, ni por tener alta peligrosidad para la salud, sin embargo, si el líquido salta a los ojos, o si se toca uno con las manos partes sensibles y de piel delicada del cuerpo se producen rápidas y fuertes irritaciones que son muy incómodas, por el gran escozor momentáneo que producen, en estos casos se deberá lavar rápidamente con agua fresca la parte afectada y aplicar alguna crema de uso general. Si se expone a los vapores que produce, por ejemplo una pérdida por un poro o una fina grieta, aparecerá un fuerte y rápido rechazo de las vías respiratorias, que desaparecerá al cesar la exposición, por todo esto es muy recomendable y obligatorio el respeto a las medidas de prevención descritas en los manuales, y a las normas de prevención de riesgos laborales que existen en la reglamentación laboral (como pueden ser los guantes, ropa apropiada, gafas y caretas, etc.), conocimientos que son parte de la formación del Técnico pero en otro apartado de la misma. Otra parte muy importante para el técnico es la prevención de la contaminación por sustancias externas durante las operaciones de mantenimiento, para lo cual, aparte de respetar las normas descritas en las correspondientes tareas, no hay que olvidar las normas generales como: - Mantener las herramientas limpias y secas. - Limpiar las conexiones antes de desconectarlas. - Tapar las tuberías mientras permanezcan desconectadas. - Comprobar la limpieza de los elementos que se van a montar así como sus conexiones. - Cuando se efectúe un montaje se deberá poner especial cuidado en evitar la aparición de limaduras, o partículas metálicas que aparecerán si se intenta forzar la conexión al no coincidir los hilos de las roscas de las uniones. 130
  • 127. 11.11 – Potencia hidráulica 11.11–3 – GRUPO DE ALMACENAJE DE FLUIDOS DEPÓSITOS El depósito en un sistema hidráulico es el componente que se encarga de almacenar suficiente fluido para alimentar las bombas y el sistema, así como de recibir el líquido de retorno cuando está operando el sistema. La forma de suministrar el fluido a las bombas ha ido perfeccionándose, de tal forma que en los sistemas primitivos las bombas se alimentaban por gravedad, al situar el depósito más alto que la bomba. Posteriormente se introdujeron sistemas para presurizar el depósito a fin de que las bombas sean alimentadas con mayor efectividad. Los depósitos se pueden dividir en dos tipos: integrales o en línea. Los integrales no son en realidad un depósito porque son unos ensanches en algunas zonas del sistema que permiten acumular una mayor cantidad de líquido ligeramente superior a la necesaria para el trabajo del sistema, por lo que no merece mayor comentario. Los depósitos en línea constituyen un elemento independiente y aislado del sistema, conectado al mismo mediante tuberías, en su interior se prevé una zona de expansión para permitir la expansión del fluido por calentamiento o por las burbujas de gas que se pueden producir durante el funcionamiento, por lo tanto los depósitos en línea no deben ser llenados al máximo. En algunos se instalan visores o indicadores exteriores que permiten observar el líquido, tanto en nivel como en color. Los depósitos pueden estar diseñados de modo que en su interior se mantenga la presión atmosférica, no presurizados, o bien pueden ser depósitos presurizados. En los primeros, la simple presión atmosférica junto con la succión de la propia bomba, hace que el fluido se dirija a la bomba, por lo que generalmente son utilizados en aeronaves que tienen una altitud de vuelo pequeña. Los depósitos presurizados se emplean en aeronaves que operan a mucha altitud, o en vuelos invertidos. En algunos sistemas los depósitos son dotados de unas aletas separadoras interiores que evitan el chapoteo del líquido cuando el avión se mueve. De esta forma ni se generan burbujas y se desgasifica el líquido de las posibles burbujas que pudiera traer el líquido de retorno. 131
  • 128. F. Gato y A. M. Gato DEPÓSITO DE HIDRÁULICO PRESURIZADO POR SU SISTEMA 132
  • 129. 11.11 – Potencia hidráulica En esta figura se presenta un depósito presurizado por la presión de su mismo sistema, es de forma cilíndrica y está protegido por una envuelta perforada, interiormente está formado por dos cámaras separadas por una membrana móvil, a modo de pistón, que puede desplazarse hacia arriba o hacia abajo, a esta membrana va unido un vástago que sobresale por la parte superior del depósito en mayor o menor longitud, dependiendo de la posición de la membrana. La cámara inferior alberga el hidráulico y la superior está en comunicación con la atmósfera a través de un respiradero protegido por un filtro para evitar la entrada de impurezas, por ello la cantidad de hidráulico en el depósito determinará la altura de la membrana y la longitud que sobresale el vástago. En el extremo del vástago hay un índice que se desplaza sobre la escala indicando la cantidad de hidráulico en el depósito. La membrana está comprimiendo al hidráulico por la acción de la propia presión del sistema, que es recibida en el interior del vástago, que actúa como un pequeño pistón forzando a éste hacia abajo. Esta presión hidráulica (3.000 p.s.i. aprox.) entra por una abertura en la parte inferior del depósito. Por diferencia de áreas entre el pistón y la totalidad de la membrana (100:1), la presión resultante sobre el hidráulico es de unas 30 p.s.i. aprox., que es la presión con que el depósito entrega el líquido al sistema. En la parte superior del vástago hay una válvula desde la que puede efectuarse tanto el sangrado del aire del depósito, como el alivio de la presión del mismo, con nada más que pulsar manualmente la válvula. Cuando la presión en el depósito sobrepasa los límites determinados (unas 45 p.s.i. aprox.) la válvula se abre evacuando el exceso de presión por medio de un tubo hacia un pequeño depósito que está en las inmediaciones del depósito principal. En la parte inferior del depósito se instala el sensor de temperatura del líquido, y en la parte superior se monta el transmisor de cantidad, y el interruptor de bajo nivel. Con respecto a los depósitos presurizados por aire, bien sea desde el sistema neumático, o desde el aire acondicionado, son más sencillos ya que solo llevan en su interior los mecanismos de indicación de cantidad, y el aire a presión que entra en el interior es regulado y filtrado por elementos que componen el subsistema de presurización del depósito y se expondrán en otro capítulo. Como accesorios se instalan en la parte superior parte de los componentes de la presurización; en la parte inferior, se suele instalar un racor para la salida de líquido hacia las bombas, otro para la llegada del retorno del sistema y otro para el grifo de drenaje. En el lateral dispone de un indicador/transmisor de cantidad, y un interruptor de bajo nivel, como se puede observar en la siguiente figura. 133
  • 130. F. Gato y A. M. Gato DEPÓSITO PRESURIZADO POR AIRE Estos depósitos estancos mantienen la presión aunque falte el suministro de aire durante algún tiempo, también es posible su presurización desde tierra y el servicio se puede efectuar desde una estación con acceso fácil desde el suelo, dependerá de cada modelo de aeronave el lugar donde esté ubicado. La presurización de este tipo de depósitos está alrededor de las 45 a 55 p.s.i. aproximadamente. 134
  • 131. 11.11 – Potencia hidráulica SISTEMAS DE RECARGA DE FLUIDOS El servicio de recarga de fluidos hidráulicos se efectúa en todas las aeronaves de una forma parecida y con las mismas precauciones a respetar. Principalmente hay dos formas de efectuar una recarga de los depósitos, manualmente por gravedad, o por presión, teniendo esta operación dos formas de ejecutarse, una por medio de la bomba manual, o por medio de un equipo de presión para pruebas. Las conexiones para efectuar este servicio están generalmente en el fuselaje, en una estación protegida por un registro de apertura mediante cerrojos de acción manual. Desde la estación de recarga se pueden recargar los depósitos de todos los sistemas de la aeronave como puede observarse en la figura siguiente: Si se utiliza un bidón de hidráulico y la bomba manual, se conecta un extremo del tubo de carga a la entrada de succión de la bomba y el otro se introduce en el bidón. Con el mando de la válvula selectora en la posición de paso al depósito que se desee llenar, se comienza a actuar la bomba manual y el líquido comienza a pasar al depósito. Para esta operación no es necesario despresurizar el depósito, pero el sistema deberá estar sin presión. Si se dispone de un carro a presión para la carga de hidráulico, éste debe conectarse al acoplamiento que a tal efecto existe en el panel de servicio. El líquido 135
  • 132. F. Gato y A. M. Gato pasa a través de la válvula reductora, donde se disminuye la presión, y continúa hasta el depósito, a través de la válvula selectora y filtros. PANEL DE RECARGA DE HIDRÁULICO En esta figura se presenta una estación de recarga de los sistemas hidráulicos de una aeronave Airbus 340, donde pueden verse desde la palanca accionadora de la bomba manual, los puntos de conexión de las instalaciones de carga, indicadores, válvula selectora y el punto desde donde se puede conectar la instalación de nitrógeno para presurizar los depósitos. SISTEMAS DE PRESURIZACIÓN DEL DEPÓSITO Los depósitos se mantienen a presión para que al llegar el líquido presurizado a las bombas no caviten, y para que con los movimientos de la aeronave no se produzcan oleajes que formen burbujas de aire. 136
  • 133. 11.11 – Potencia hidráulica Los depósitos se pueden presurizar por la propia presión hidráulica de su sistema, como se describía al principio del capítulo 11.3, y por presión neumática desde el sistema neumático de la aeronave. A continuación se describe un sistema de presurización de los depósitos de una aeronave con tres sistemas hidráulicos con sus correspondientes depósitos: PRESURIZACIÓN NEUMÁTICA DE LOS DEPÓSITOS DE HIDRÁULICO En este esquema se puede ver cómo tiene dos fuentes de alimentación de aire, una desde un motor directamente y otra desde el sistema neumático, con dos unidades de control de presión, conexiones para presurizar desde una fuente externa, indicadores de presión, válvulas de seguridad y válvulas de despresurización de cada depósito. En la unidad de presión de aire se incorpora un separador de líquido que recoge la humedad o hidráulico contenido en el aire de forma que éste sea lo más puro posible a la entrada de los depósitos. Desde los transmisores de presión se envían señales analógicas al CFDS desde donde se controlan los datos y genera un aviso en la página de ESTATUS cuando la presión desciende del valor programado (45 - 55 p.s.i.) y después de la parada de los motores. ACUMULADORES DE PRESIÓN Hasta ahora se ha hecho referencia a que el depósito en un sistema hidráulico sirve de almacén al fluido que se suministra a los diversos componentes del sistema. Sin embargo, existe otro tipo de depósito, conocido como acumulador, cuyo fin es el de almacenar el fluido a presión, razón por la cual, en muchos casos, es conocido también como depósito de presión. Sus funciones son las siguientes: 137
  • 134. F. Gato y A. M. Gato 1 Mantener la presión en el circuito correspondiente, almacenando energía en forma de líquido a presión y suplementando con ella el efecto de la bomba en los puntos de máxima carga. 2 Suministrar una cantidad limitada de fluido, dependiente del número y dimensiones de los acumuladores, en caso de fallo de la bomba. 3 Amortiguar las oscilaciones de presión originadas por las pulsaciones del líquido suministrado por la bomba. 4 Absorber los choques del fluido, que se presentan, por ejemplo, cuando el regulador de presión cierra el circuito y dirige el líquido hacia el depósito. 5 Reducir la frecuencia de funcionamiento del regulador con la consiguiente disminución de averías en este elemento y en las bombas. Los acumuladores y los depósitos de presión no deben ser instalados en el espacio comprendido entre el tabique cortafuegos y el motor, excepto en el caso en que formen parte integrante de éste. Ninguno de los acumuladores y depósitos a presión hasta ahora reseñados constituyen una excepción y, por tanto, no deben ser instalados en ningún caso entre el motor y la plancha cortafuegos. En los sistemas hidráulicos no siempre se incluyen acumuladores que, en general, en los equipos de presión directa, aparecen unidos con los reguladores de presión o válvulas de descarga, como medio para mantener la presión constantemente elevada en las válvulas de mando, cuando la bomba no funciona por no actuar el grupo impulsor. Cuando se proyecta un sistema hidráulico para una aeronave, puede incorporarse un acumulador si el proyectista así lo juzga conveniente. Su función primordial consiste en almacenar energía y la secundaria servir de amortiguador. Sin embargo, puede instalarse un acumulador en algún caso particular de un sistema en el que su misión principal sea la de servir de amortiguador o de activador para dar una más rápida respuesta a un movimiento determinado (Función LAF en el A-320) porque así lo exijan circunstancias especiales. Existen bastantes tipos de acumuladores que se utilizan según crea el diseñador. A continuación presentaremos los más utilizados en la aviación actual, como son lo acumuladores esféricos de diafragma o de bolsa y los cilíndricos de pistón libre o de bolsa. Es de resaltar que generalmente el elemento neumático que se debe utilizar para la carga de los acumuladores sea nitrógeno seco, por no contener humedad, si los manuales de la aeronave no aconsejan otra cosa. ACUMULADORES DE DIAFRAGMA Consiste en dos semiesferas de acero, huecas, que se unen entre sí mediante rosca o por tornillos, según el modelo de que se trate. Entre las dos mitades existe un diafragma de caucho sintético, que divide el depósito en dos cámaras, una para neumático y otra para fluido. Normalmente, el acumulador se monta según la forma 138
  • 135. 11.11 – Potencia hidráulica y disposición señaladas en el dibujo, es decir, con la cámara de neumático situada en la parte inferior y la de fluido en la superior. La mitad superior posee un racor para su acoplamiento con el sistema general, por el que penetra el fluido que obliga al diafragma a elevar la presión del neumático contenido en la parte inferior. Un filtro transversal a la admisión evita la rotura del diafragma cuando el acumulador se carga previamente de neumático y cuando se vacía el fluido del sistema. ACUMULADOR DE DIAFRAGMA La mitad inferior está dotada de una válvula a través de la cual se carga la cámara correspondiente con nitrógeno comprimido a determinada presión; durante esta operación el diafragma se despliega y adapta a la superficie interior del hemisferio superior. Cuando la presión del fluido en el sistema sea mayor que la del neumático en la mitad inferior, penetrará en la cámara superior y forzará al diafragma a descender y a comprimir el neumático en la inferior. Cuando hay una sobrecarga, el nitrógeno fuertemente comprimido tiende a obligar al fluido, a volver al sistema, y si la bomba falla empuja al diafragma y proporciona una cantidad limitada de fluido a presión capaz de accionar algún determinado mecanismo. 139
  • 136. F. Gato y A. M. Gato ACUMULADOR DE BOLSA Otro tipo de acumulador es el representado en la figura siguiente, que consiste en un recipiente esférico de acero con dos entradas diametralmente opuestas. Una bolsa de caucho sintético está unida por un casquete con la entrada inferior, y la superior está en comunicación con el sistema de presión. ACUMULADOR DE BOLSA Cuando el acumulador no contiene fluido y la carga de aire disminuye, la bolsa tiene aproximadamente las mismas dimensiones que la caja del acumulador, es decir, no presenta ninguna dilatación ocasionada por la presión de aire. Un disco metálico colocado en el centro de la bolsa evita que ésta se introduzca en el orificio de entrada de líquido superior cuando el sistema se vacía de fluido. El funcionamiento de este acumulador es idéntico al de diafragma. ACUMULADOR CILÍNDRICO Este tipo ha sido ampliamente aceptado por su robustez y seguridad de funcionamiento. Uno de los primitivos acumuladores construidos corresponde a este tipo, pero presentaba grandes dificultades para obtener una separación adecuada entre las cámaras de aire y líquido, por lo que se producía la mezcla entre ambos constituyentes y carecía de una regularidad de funcionamiento aceptable. En la actualidad con los tipos de juntas de que se dispone, su efectividad ha aumentado tanto que se utiliza hasta en los modernos aviones. 140
  • 137. 11.11 – Potencia hidráulica ACUMULADOR CILÍNDRICO DE PISTÓN LIBRE El acumulador correspondiente a la figura anterior ha sido construido por Bendix Aviation Corporation, y consiste en un cilindro con una toma provista de una válvula de aire en un extremo y otra para fluido en el opuesto. Un émbolo fluctuante con juntas anulares tóricas divide la zona interior en dos cámaras y evita las fugas de aire y fluido entre ambas. En funcionamiento, el acumulador se carga con aire a una presión de, aproximadamente, un tercio de la del sistema con la cámara de fluido completamente vacía. Tan pronto como se pone en funcionamiento el sistema, la bomba hidráulica produce una elevación de presión que obliga al émbolo a moverse, produciendo un aumento de la presión del aire al ser comprimido de la misma forma, como ocurre en los tipos de diafragma y de bolsa. Cuando en el sistema la presión es máxima, el volumen de la cámara de aire es aproximadamente la mitad de la del fluido. INSTALACIÓN Y DESMONTAJE DE LOS ACUMULADORES Cuando se proyecta un sistema hidráulico para una aeronave, se coloca siempre el acumulador de forma que las tuberías sean lo más cortas posible y se estudian las temperaturas que prevalecen en el recorrido para evitar la existencia de cambios excesivamente bruscos. 141
  • 138. F. Gato y A. M. Gato El proyecto y construcción de un acumulador afecta a toda la instalación. Por ejemplo, para una forma de acumulador de bolsa, ésta tiende a flotar en el líquido cuando contiene aire y por ello suele montarse en posición vertical con la válvula de aire en la parte superior; la entrada de fluido, en este caso, permanecerá abierta durante un período de tiempo mayor y se sitúa en la parte inferior. Antes de proceder a la instalación de un acumulador nuevo se carga con neumático, a poder ser y si los manuales no aconsejan otro producto, se cargarán con nitrógeno seco a la presión requerida, se quita la tapa del racor de unión y se conecta al circuito de presión. El nivel del fluido en el depósito se comprueba después de instalar el acumulador, si bien la importancia de esta operación es muy relativa, ya que varía con el sistema. Para proceder a su desmontaje es necesario, en primer lugar, reducir la presión del sistema a cero maniobrando sobre alguno de los mecanismos hidráulicos, en tanto que la presión del neumático en el acumulador se descarga desatornillando parcialmente la válvula y, sin soltarla, se deja escapar el nitrógeno hasta que pierda totalmente la presión. A continuación puede desconectarse el acumulador del sistema hidráulico de la aeronave teniendo cuidado de proteger en forma conveniente todas las entradas y salidas por medio de tapones. REVISIÓN Y ENTRETENIMIENTO Los acumuladores deben ser examinados visualmente para comprobar si hay fugas exteriores; en primer lugar de fluido y después de neumático, para lo cual se introducen en agua jabonosa, o líquido apropiado, que formará burbujas en aquellos puntos en los que existan pérdidas de nitrógeno. El conjunto de la válvula de neumático debe ser desmontado para descubrir las pérdidas interiores. Si por este orificio sale fluido hidráulico, por lo menos deberá ser cambiado el diafragma y, posiblemente, todo el conjunto. Si las dos mitades del acumulador están anilladas una a la otra, las operaciones generales de montaje y desmontaje se apartan de las que generalmente pueden considerarse como propias de una revisión, y deberán ser realizadas en el taller. La carga puede efectuarse por medio de un manómetro de alta presión, desde una botella externa, si bien, la comprobación en la mayoría de los casos se efectuará en el manómetro que llevan adjunto a la válvula de carga de neumático El manómetro debe vigilarse atentamente, y la lectura de la presión neumática será la que indique el manómetro después de quitarle la presión hidráulica al sistema. Cuando se sustituye la válvula de aire debe cambiarse por otra de alta presión especial para acumuladores hidráulicos para aeronave. 142
  • 139. 11.11 – Potencia hidráulica VÁLVULA DE CARGA Y ACUMULADOR Para resistir la acción del fluido en los acumuladores hidráulicos se emplean juntas de caucho sintético o cuero. Finalmente, el Técnico de mantenimiento está obligado a conocer las instrucciones especiales dictadas en cada caso por los fabricantes de equipos hidráulicos puesto que, si bien las expuestas en este libro, en general, son comprensibles y correctas, no pueden sustituir por completo a las detalladas que el fabricante da para el entretenimiento de sus propios productos de los que conoce sus fallos y los remedios a aplicar en cada caso. VÁLVULAS AISLADORAS (CORTAFUEGOS) En el circuito de admisión de las bombas, entre éstas y el depósito se instalan en las aeronaves unas válvulas de corte, al objeto de aislar el sistema. Estas válvulas son de actuación manual o de actuación eléctrica desde la cabina de mandos y están asociadas al mando o palancas cortafuegos. 143
  • 140. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULA DE CORTE POR INCENDIO En esta figura se presenta una válvula de corte de actuación mecánica, a través de cables de acero trenzado y poleas desde la cabina de mandos, con la que equipa Douglas a las series MD. En la figura siguiente se presenta una válvula cortafuegos de actuación eléctrica junto con su circuito de alimentación, y su localización en el ala de la aeronave. 144
  • 141. 11.11 – Potencia hidráulica CIRCUITO ELÉCTRICO Y VÁLVULA CORTAFUEGOS Este conjunto de válvula está formado por dos partes, motor con su caja de engranajes y válvula esférica, unidas por tornillos, la apertura o cierre mediante un giro de 90 grados de la bola arrastrada por el motor, la bola siempre gira en la misma dirección. En la parte exterior de la válvula, hay un indicador visual que marca la posición de la válvula, presentando un color rojo cuando está cerrada y de color verde cuando está abierta. Al eje de la válvula van unidas las levas que actúan los micros límite. El tiempo de actuación está entre 1,5 y 2 segundos. 145
  • 142. F. Gato y A. M. Gato 11.11–4 – GENERACIÓN DE LA PRESIÓN La generación de presión en un sistema hidráulico consta básicamente de las bombas que se alimentan de líquido precedente del depósito, lo presionizan y lo entrega al colector para que desde allí los sistemas usuarios puedan utilizar la presión para lo que sea necesario. Las bombas pueden ser de diversos tipos, ciñéndonos a las que se utilizan en las aeronaves, y con respecto al gasto, pueden ser de desplazamiento fijo o gasto fijo y de desplazamiento variable o gasto variable. Las primeras presentan un gasto de fluido constante para cualquier velocidad de rotación (régimen); por ejemplo, una bomba de este tipo puede estar proyectada para dar un gasto de 11 litros por minuto a 2.800 (r.p.m.) independientemente de la presión necesaria, en tanto que ésta no exceda de un cierto valor máximo. Las de gasto variable proporcionan una cantidad de líquido que varía según las necesidades; por ejemplo, puede ser proyectada para mantener una presión de 10 kg/cm2 con una variación del gasto del fluido comprendida entre 0 y 20 litros por minuto. En cuanto a la forma de presionización del líquido, en el medio aeronáutico se emplean principalmente las bombas de engranajes, de rotor, de paletas y de émbolos variables. BOMBAS DE ENGRANAJES Constan de dos piñones que giran engranados en el interior de un cárter, con un juego entre los dientes de los piñones y entre los dientes y el cárter o cuerpo de la bomba muy pequeño. Sobre la figura puede verse la disposición correspondiente a las lumbreras de entrada y salida de acuerdo con la marcha de los piñones. La entrada está en comunicación con el depósito, y la salida con la tubería de presión. El piñón de mando o conductor está unido sólidamente a un eje prolongado hasta el exterior del cárter, provisto de juntas de estanqueidad para evitar fugas de líquido o entradas de aire. Cuando el piñón de mando gira en distinto sentido al de las agujas del reloj, arrastra al otro en sentido contrario, y el paso del fluido desde la entrada a la salida se efectúa por los espacios existentes entre dos dientes consecutivos y el cárter. 146
  • 143. 11.11 – Potencia hidráulica BOMBA DE ENGRANAJES Como los dientes de ambos piñones engranan con un juego muy ajustado, el líquido es obligado a penetrar por el orificio de salida en dirección a la tubería de presión. BOMBA DE TIPO ROTOR Actúa según el mismo principio que la de engranajes, pero la disposición y forma de los piñones es diferente. Consta esencialmente de un cárter que contiene un manguito, un rotor cilíndrico dentado interiormente con cinco dientes anchos, un piñón de mando con cuatro dientes estrechos y una tapa del cárter con dos aberturas en forma de media luna y las lumbreras de aspiración e impulsión. El rotor se desliza suavemente en el interior del manguito y posee un movimiento rotativo mandado por el piñón interior que está unido con el eje y descentrado con relación al rotor, de forma tal que en todo momento, entre ambos piñones, se efectúa el engrane por un solo diente. Cuando el piñón de mando gira lo hace también el rotor hasta que los dientes se separan y se acopla el par siguiente. Una de las aberturas del cárter, en forma de media luna, está conectada con la admisión y la otra con el conducto de descarga. Cuando el piñón de mando gira en sentido contrario al de las agujas del reloj, el otro gira en la misma dirección y el líquido penetra por la abertura correspondiente a la admisión para llenar el espacio antes señalado entre el piñón y el rotor. 147
  • 144. F. Gato y A. M. Gato BOMBA DE ROTOR Al continuar girando, el espacio indicado disminuye, y el líquido es forzado a salir por el orificio correspondiente en el cárter y lanzado por la salida hacia la tubería de presión. 148
  • 145. 11.11 – Potencia hidráulica BOMBA DE TIPO DE PALETAS Consta de un cárter que contiene un cilindro descentrado de acero, cuatro álabes o paletas, un rotor hueco de acero y un acoplamiento para el mando del rotor. Las paletas montadas en el rotor dividen la capacidad interior del cilindro en cuatro secciones, cuyo volumen varía al girar aquel a causa de la excentricidad antes señalada. Cuando el rotor gira, el volumen de cada sección disminuye gradualmente desde un máximo hasta un mínimo en media vuelta, creciendo en la media revolución siguiente hasta volver a alcanzar el máximo señalado anteriormente. BOMBA DE PALETAS Durante el aumento de capacidad de una sección, se establece una comunicación con la entrada de líquido por una ranura del manguito por el que pasa para llenar este espacio. Durante la media revolución siguiente, al disminuir la capacidad de la sección, conectada entonces con la salida, el líquido es impulsado hacia la tubería de presión pasando por otra ranura del manguito. Esta acción está basada en el principio de incomprensibilidad de los líquidos. La bomba de paletas se emplea raramente en los aviones modernos, debido a que los impulsos de presión causan fuertes vibraciones en las tuberías. Sin embargo, se encuentra aplicada en algunos tipos de aviones antiguos, por lo que puede ser interesante conocer su funcionamiento. 149
  • 146. F. Gato y A. M. Gato BOMBAS DEL TIPO DE ÉMBOLO En la figura siguiente se muestra un tipo de esta clase de bomba, de desplazamiento constante, de la que son muchas las variedades conocidas en los aviones modernos. Sin embargo, todas están proyectadas y funcionan según los mismos principios, diferenciándose únicamente en detalles, tales como los referentes a la acción mutua de émbolos y cilindros. BOMBA DE ÉMBOLOS La bomba de la figura anterior consta de un bloque de cilindros y un conjunto émbolo-mando del plato de pistones contenidos en el cárter. La tapa del cárter unida 150
  • 147. 11.11 – Potencia hidráulica a un extremo del mismo, posee los orificios de admisión y escape. El bloque contiene siete cilindros equidistantes, cuyo movimiento se efectúa por medio de un eje articulado. ESQUEMA DE BOMBA HIDRÁULICA DE PISTONES El conjunto émbolo-mando del plato de émbolos comprende las bielas y los émbolos, y la transmisión de movimiento entre las cabezas de biela y el platillo transmisor, así como los de los pies de biela con los émbolos, se realizan por medio de rótulas, que permiten a cada conjunto émbolo-biela moverse libremente con relación a los demás elementos y al platillo empujador. Cada émbolo se desplaza alternativamente en el interior de un cilindro del bloque y forma un cierto ángulo con el platillo. El conjunto gira por medio de una fuente exterior de potencia, que puede ser un mecanismo auxiliar del motor del avión. El bloque de cilindros es forzado a girar a la misma velocidad que el grupo de mando mediante un acoplamiento universal doble. Por el ángulo que forma el bloque de cilindros con el platillo se desplazan alternativamente los émbolos, y así, el líquido es aspirado del depósito e impulsado hacia las conducciones del sistema. 151
  • 148. F. Gato y A. M. Gato En la tapa se hallan situados los orificios de entrada y salida del líquido, y la estanqueidad de los diversos elementos para evitar toda fuga se consigue mediante juntas especiales intercaladas entre las superficies de contacto. Cuando gira el platillo impulsor también lo hace el acoplamiento universal, constituido por un eje rígido con acoplamientos flexibles en ambos extremos y que, a su vez, hace girar el bloque de cilindros. Durante una media vuelta del bloque, un cilindro determinado se aleja en relación con el platillo empujador, lo que hace que el émbolo correspondiente se desplace dentro alejándose análogamente de la parte superior del cilindro, y como durante esta carrera del émbolo el cilindro se encuentra en comunicación con la lumbrera de admisión, el líquido penetra en el cilindro hasta llenarlo. Después de pasar el émbolo por el punto muerto inferior, el cilindro se pone en comunicación con el conducto de impulsión, por la lumbrera correspondiente en la tapa, de forma tal que durante la carrera siguiente correspondiente a otra media revolución, obliga al líquido contenido en el cilindro a salir por la lumbrera indicada en dirección a las tuberías de presión. Simultáneamente, tres cilindros comunican con la aspiración y otros tres con la salida, quedando uno aislado, de tal modo que cuando uno cesa la impulsión de líquido otro la inicia, estableciéndose una circulación, que se conserva en todo momento tan pequeña y constante como es posible, a través de la lumbrera correspondiente. Una variación de este tipo de bomba es la llamada de plato variable, que consiste en que el plato que soporta y gira los pistones puede variar su inclinación mediante un pequeño cilindro que es actuado por la misma presión que produce la bomba, esta variación de ángulo está sujeta al consumo de energía hidráulica de los sistemas que sirve, de modo que al efectuar un consumo la presión decae y el plato se inclina aumentando el caudal, según va disminuyendo el consumo la presión va aumentando y el plato va perdiendo inclinación, manteniendo la máxima presión cuando el consumo es menor. El plato mantiene siempre una inclinación determinada porque necesita un pequeño caudal para lubricación y refrigeración de la misma bomba. Este tipo de bomba es el que generalmente se instala en las aeronaves actuales, porque además de su gran rendimiento permite eliminar del sistema el regulador de presión, ya que el control de la variación del ángulo del plato controla la presión en todo momento. En el capítulo siguiente se tratan en profundidad tanto las posiciones de los controles como la forma en que varía el ángulo del plato de pistones. Hasta aquí quedan presentados los diferentes tipos de bombas generadoras de presión, y en los siguientes capítulos se tratarán básicamente las formas de generar la presión en los sistemas de las aeronaves actuales, entendiendo que conocidos estos no ofrece ninguna dificultad la comprensión y manejo de otros más sencillos. 152
  • 149. 11.11 – Potencia hidráulica BOMBAS PRINCIPALES Llamamos bombas principales de un sistema a las que generalmente son arrastradas por el motor de la aeronave, en la actualidad la gran mayoría de las aeronaves ya llevan bombas de pistones axiales, de ángulo variable y compensado por presión. Una parte del líquido que entra en la bomba está destinado a lubricar y refrigerar la misma y vuelve al depósito a través del filtro de retorno de la carcasa. En cuanto a la presión que produce, todos los sistemas están en torno a las 3000 p.s.i. a cero galones de flujo. BOMBA HIDRÁULICA ARRASTRADA POR MOTOR Las bombas están unidas al cárter del motor con bridas y tornillo y la toma de fuerza se efectúa a través de un casquillo-acoplamiento fusible que en caso de agarrotamiento rompe por las marcas, lo que permite que el motor siga funcionando y la bomba permanezca parada sin originar más daños. Este tipo de bombas tiene tres posiciones fundamentales, una de baja presión, que suele entregar la mitad de la capacidad, que se utiliza en vuelo cuando solo se utilizan los mandos de vuelo que generalmente funcionan a baja presión, otra posición es la de alta presión y la tercera es la posición de corte. A continuación trataremos cada una de las tres posiciones por separado. 153
  • 150. F. Gato y A. M. Gato CONDICIÓN DE BAJA PRESIÓN La condición de baja presión resulta de la colocación del interruptor de control en posición de baja presión (LOW). ESQUEMA DE UNA BOMBA HIDRÁULICA EN CONFIGURACIÓN DE BAJA PRESIÓN Esta acción energiza el solenoide de baja que corta el paso de presión hidráulica a la corredera de control, el muelle de dicha corredera queda distendido y por ello es necesaria menos presión actuando en la cabeza de la corredera para vencer la fuerza del muelle. Al desplazarse la corredera hacia abajo, el hidráulico a presión pasa al pistón de control de inclinación del plato de arrastre de los pistones. El ajuste de la presión del muelle es el correspondiente a una inclinación del plato de pistones para producir 1.500 p.s.i. Esta presión es suficiente para vencer la tensión del muelle de la válvula de blocaje, abriendo la salida de presión de la bomba hacia los sistemas. 154
  • 151. 11.11 – Potencia hidráulica CONDICIÓN DE ALTA PRESIÓN Esta condición se produce al colocar el interruptor en la posición de alta presión (HI) lo que mantiene desenergizados los dos solenoides. ESQUEMA DE UNA BOMBA HIDRÁULICA EN CONFIGURACIÓN DE ALTA PRESIÓN La propia presión que está generando la bomba pasa a través del solenoide de despresionización desenergizado y comprime el muelle de control de la válvula de corredera, por ello será necesaria más presión en la cabeza de la corredera para vencer la tensión del muelle comprimido para permitir el paso de hidráulico a presión, hacia el pistón de control de inclinación del plato. En estas condiciones son necesarias 3000 p.s.i. para vencer el muelle de la corredera y permitir el paso de presión hidráulica suficiente para desplazar el pistón que colocará el plato de arrastre de los pistones en posición de no inclinación, con lo que no existirá un incremento adicional de la presión de salida de la bomba. 155
  • 152. F. Gato y A. M. Gato CONDICIÓN DE CORTE DE PRESIÓN La condición de despresurización se obtiene colocando el interruptor de control en la posición de OFF que energiza el solenoide de despresionización. Con ello la presión inicial de la bomba pasa directamente al pistón de control de inclinación del plato, colocando a éste en la posición de menos inclinación, anulando así el incremento de presión en el interior de la bomba. ESQUEMA DE UNA BOMBA HIDRÁULICA EN CONFIGURACIÓN DE CORTE DE PRESIÓN La válvula de blocaje de salida va a la condición de cerrado, dado que a la fuerza de su muelle se opone poca presión, lo que no impide el desplazamiento de la válvula cortando la salida de la bomba. Durante el funcionamiento en esta condición el caudal que produce la bomba una vez que lubrica y refrigera la misma sale hacia el depósito a través del filtro de drenaje de la carcasa de la bomba por el circuito de retorno. Es de resaltar que el filtro de drenaje de la carcasa de la bomba es uno de los elementos más importantes del sistema, porque es el primero que detecta las impurezas, o virutas que produce la bomba cuando se va deteriorando, y un esmerado cuidado y control de este elemento hace que se detecten por parte del Técnico de mantenimiento desgastes u otros deterioros antes de que puedan producir costosas averías. 156
  • 153. 11.11 – Potencia hidráulica BOMBAS AUXILIARES Llamamos bombas auxiliares a las que pueden alimentar de energía hidráulica un sistema y no están arrastradas directamente por el motor de la aeronave. Generalmente estas bombas son accionadas mediante motor eléctrico. BOMBA HIDRÁULICA ELÉCTRICA AUXILIAR Estas bombas se sitúan en lugares fácilmente accesibles, y se compone de una bomba de parecidas características a la arrastrada por el motor, unida a un motor eléctrico trifásico alimentado desde las barras principales del sistema eléctrico, y que permite alimentar todo o parte de un sistema hidráulico, bien cuando estén parados los motores, o cuando exista algún impedimento por el que el sistema no se pueda energizar mediante las bombas principales. 157
  • 154. F. Gato y A. M. Gato BOMBA HIDRÁULICA MANUAL En la figura anterior se presenta el esquema de alimentación eléctrica de una bomba auxiliar y la protección por sobretemperatura, así como una posición de funcionamiento alternativa, pero de posición momentánea (MOM), es decir, que deja de funcionar cuando se deje de mantener manualmente la posición. BOMBAS DE ACCIONAMIENTO MANUAL Cada sistema tiene su propia bomba hidráulica manual. Está situada en algún lugar de la aeronave de fácil acceso desde el suelo, está conectada entre la línea de alimentación desde el depósito y la presión del sistema. Permite la presurización de su sistema hidráulico asociado. Hay un racor de desconexión rápida en la línea de succión de la bomba para la carga del depósito de hidráulico. Esta operación se realiza desconectando el racor, metiendo la parte hembra dentro de un contenedor de hidráulico y actuando la bomba de mano, después de haber colocado en posición la válvula selectora correspondiente. El hidráulico fluirá entonces a través del filtro de presión, válvula selectora y líneas de retorno al depósito. En la figura siguiente se presenta una bomba de actuación manual junto con su ubicación y fijación en una aeronave Douglas de las series MD y DC-9. 158
  • 155. 11.11 – Potencia hidráulica BOMBA HIDRÁULICA MANUAL En la salida de presión de la bomba hay una válvula antirretorno que impide el flujo inverso. GENERACIÓN DE PRESIÓN DE EMERGENCIA La generación de presión hidráulica en caso de emergencia siempre ha sido una gran preocupación desde que se comienza a utilizar esta energía para mover los mandos de vuelo, el tren de aterrizaje, etc., por lo que en algunas aeronaves antiguas consistía en una bomba de actuación manual desde la cabina, que actuaba el piloto para desbloquear el tren y que pudiera caer por su propio peso; con el tiempo se han aumentado las funciones que se efectúan con presión hidráulica, por lo que se necesitan sistemas de generación de energía más perfeccionados. En la actualidad casi todos los modelos de aviones llevan incorporado un sistema de generación de energía hidráulica aprovechando la velocidad que lleve el avión, y sacando un brazo articulado que en condiciones normales permanece oculto en el fuselaje, en el extremo del brazo lleva una hélice de dos palas montada en un eje, en el otro extremo del eje va instalada una bomba hidráulica, que alimenta los sistemas para los que está preparado. A este elemento se le conoce como RAT (Ram Air Turbine). 159
  • 156. F. Gato y A. M. Gato TURBINA AIRE IMPACTO-TURBINA Una RAT puede estar disponible en cualquier fase de vuelo, pero cuando el avión lleva una velocidad inferior a los 125 nudos aproximadamente deja de ser eficaz, pero con esa velocidad se supone que estará aterrizando. En la figura anterior se muestra una RAT instalada por el constructor Airbus en sus modelos actuales, variando solo el tamaño y la potencia, que va adecuada a las necesidades y tamaño del modelo de aeronave. Cuando la RAT se extiende totalmente se retira un pasador que bloquea las palas en la posición de almacenaje, entonces éstas pueden girar libremente. Las palas de la hélice son de paso variable. La variación de paso de las palas tiene por objeto conseguir una velocidad de giro constante y es logrado por dos contrapesos que mueven la corredera del “governor”, la cual controla el paso de hidráulico hacia el pistón de actuación de paso de las palas. Si la velocidad de la RAT cambia, los contrapesos cambian su posición moviendo a la corredera, haciendo que cambie el paso de las palas hasta que la velocidad de la RAT es la correcta, con respecto de la velocidad del avión. 160
  • 157. 11.11 – Potencia hidráulica CONJUNTOS SOPORTE DE LA RAT Es la conexión mecánica entre la RAT y el avión. Es un brazo metálico que, en su extremo inferior tiene, en la parte delantera la hélice y en la parte posterior la bomba hidráulica. En la parte superior está la unión al avión a través de la cual pivota para su extensión o retracción. En la parte frontal hay un pasador (INDEX LOCK) que bloquea las palas de forma que éstas no pueden girar hasta que el conjunto no está totalmente extendido, para que no dañen al avión durante el ciclo de extensión. El pasador de blocaje tiene un micro de posición que evita la retracción de la RAT si el blocaje no se ha realizado correctamente. Por ello es necesario llevarla manualmente a su posición correcta antes de retraerla en tierra. En la parte inferior del soporte, entre la RAT y la bomba hidráulica, hay una bomba de rotor y un generador de impulsos. La bomba (de gerorrotor) es la que suministra la presión controlada para el cambio de paso de las palas, y el generador de impulsos proporciona datos de velocidad durante la prueba en tierra que son transmitidos a la caja de comprobación cuando está conectado. ALIMENTACIÓN ELÉCTRICA DE UNA RAT En esta figura se presenta un esquema de la alimentación eléctrica del sistema de disparo de una RAT. En el punto de giro del soporte hay dos micros. Uno de ellos comprueba la posición del pasador de blocaje y evita la retracción de la RAT si no está correctamente bloqueado. Este micro comienza a actuar cuando la RAT está a 11 grados de su posición de blocaje. El segundo micro comprueba la posición del soporte, completa el circuito eléctrico cuando el actuador está a 10,5 grados de su posición de extendido. 161
  • 158. F. Gato y A. M. Gato ACTUADOR DE LA RAT Está montado entre la estructura del avión y el soporte de la RAT. Se encarga de realizar la extensión y blocaje de la RAT en el flujo de aire. También retrae la RAT en tierra. Es del tipo cargado por muelle y es la tensión de éste lo que extiende a la RAT. La retracción de esta se realiza por presión hidráulica solamente en tierra. El actuador tiene dos solenoides y un micro. Los dos solenoides controlan la extensión, bastando uno de ellos. La RAT tiene blocajes internos tanto en posición extendida como retraída. La actuación de cualquier solenoide libera el blocaje de retracción. El actuador también retrae hidráulicamente la RAT y su flujo de retorno sufre una reducción de caudal en la última parte de su recorrido para que la entrada en su alojamiento sea suave. LÓGICAS DE EXTENSIÓN/RETRACCIÓN La extensión de la RAT puede producirse de forma automática o manual. A continuación referimos la lógica y condiciones de extensión de la RAT de un Airbus A-320. Las condiciones necesarias para la extensión automática son: - Fallo de la barra de AC 1 PP. - Fallo de la barra de AC 2 PP. - Barra caliente de batería 701 PP activada. - Avión a más de 100 nudos de velocidad. En el caso de extensión manual pueden seguirse dos procedimientos, según se extienda por la hidráulica o emergencia eléctrica. En el caso de extensión por emergencia hidráulica, las condiciones para ello son: - Barra caliente de batería 701 PP activada. - Actuar el pulsador 2805 GE RAT MAN ON en el panel de sobrecabeza de cabina. En el caso de extensión por emergencia eléctrica, las condiciones son: - Batería N.º 2 activa. - Actuar el pulsador 24 XE RAT & EMER GEN en el panel de sobrecabeza de la cabina. Para retraer la RAT, acción sólo posible con avión en tierra. Son necesarias las siguientes condiciones. - Interruptor ARM (panel de control de la RA11 m posición Arm). - Interruptor STOW (panel de control de la RA11 en posición ST0W). - Barra de batería 301 PP activada. - El micro límite de la RAT en retraído ha de estar desactivado. La RAT fuera de su posición retraída. 162
  • 159. 11.11 – Potencia hidráulica - RAT bloqueada en extendido o que el soporte de la RAT esté a más de 10º de su extensión. BOMBAS DE TRANSFERENCIA En aeronaves que tienen más de un sistema hidráulico, a fin de aumentar las posibilidades de actuación en caso de averías o situaciones comprometidas, o simplemente para poder energizar un sistema con los motores parados o sus bombas principales inoperativas, se instalan unos elementos llamados unidades de transferencia, que se componen de dos bombas hidráulicas de pistones múltiples, de ángulo fijo, montadas en el mismo eje, conectadas cada una a las instalaciones de un sistema hidráulico diferente, de forma que con un sistema hidráulico presurizado, la unidad de transferencia (PTU), Power Transfer Unit, utiliza la parte presurizada como motor hidráulico para hacer girar al eje en el que está montada la otra bomba, que al girar comenzará a presurizar el otro sistema. SISTEMAS HIDRÁULICOS CON BOMBA DE TRANSFERENCIA (PTU) En esta figura se presenta un esquema de dos sistemas hidráulicos unidos por una unidad de transferencia que dependiendo de qué sistema esté presurizado una parte trabajará como motor y la otra como bomba o viceversa. 163
  • 160. F. Gato y A. M. Gato En la siguiente figura se presenta una PTU en las dos posiciones, como motor una parte y como bomba la otra. ESQUEMA DE LA UNIDAD DE TRANSFERENCIA DE ENERGÍA 164
  • 161. 11.11 – Potencia hidráulica COLECTORES DE PRESIÓN Reciben esta denominación los elementos de un sistema hidráulico que centraliza varias conexiones de instalaciones, recibiendo por una la presión procedente de las bombas y distribuyéndola hacia los sistemas usuarios. Cada sistema hidráulico puede tener uno o varios colectores, que facilitan la interconexión COLECTOR DE PRESIÓN HIDRÁULICA En la figura se presenta un colector con una entrada procedente de la bomba y con diversas salidas, es de resaltar que generalmente todos los elementos de los sistemas aeronáuticos entre el elemento y las tuberías que se utilizan, siempre llevan unos racores de empalme a fin de proteger los cuerpos de las válvulas y demás elementos, de vibraciones y posibles deterioros a causa de los desmontajes que se producirán a lo largo de su vida útil. 165
  • 162. F. Gato y A. M. Gato Algunos sistemas de algunas aeronaves utilizan unos tipos de colectores que llevan incorporados uno o varios filtros según se presenta en la siguiente figura. COLECTOR DE SISTEMA HIDRÁULICO CON FILTROS DE PRESIÓN Y RETORNO En un conjunto de colector/filtros vienen incorporados tanto interruptores de presión, como indicadores de obstrucción de filtros, sensores de temperatura, etc. En otros casos nos encontramos con que se agrupan los colectores de presión con sus filtros formando un módulo compacto, y los colectores y filtros de retorno, de las carcasas de las bombas y del sistema formando otra unidad compacta, es decir, que hay gran variedad de formas de instalación aunque básicamente las funciones son las descritas. 166
  • 163. 11.11 – Potencia hidráulica 11.11–5 – GRUPO DE DISTRIBUCIÓN DE LA PRESIÓN Dentro de este grupo se exponen los elementos que componen la parte de un sistema hidráulico que va desde que la presión sale de las bombas hasta que llega al elemento usuario final, o elemento de actuación, como pueden ser un cilindro actuador, un motor hidráulico, etc., y a los que denominamos “circuito de presión” también entran en este grupo las instalaciones y elementos que conducen el líquido una vez utilizado, hacia el depósito para que pueda ser utilizado otra vez si es necesario, y que conocemos como “circuito de retorno”. CIRCUITOS DE PRESIÓN Siguiendo el curso del camino que recorre el líquido a presión el circuito de presión comienza a la salida de las bombas, que si éstas no entregan la presión regulada a un valor determinado, se encontrará con una válvula reguladora de presión, que dejará la presión del circuito a los valores calculados. En la siguiente figura se puede observar un completo y básico circuito de hidráulico con los circuitos de presión hasta los usuarios, y de retorno desde las unidades actuadoras hasta el depósito DISTRIBUCIÓN DE UN SISTEMA HIDRÁULICO 167
  • 164. F. Gato y A. M. Gato CIRCUITOS DE RETORNO Llamamos circuito de retorno al camino que recorre el líquido hidráulico una vez utilizado por las unidades actuadoras desde éstas hasta el depósito, pasando por los diferentes elementos como válvulas direccionales, filtros o enfriadores, que permiten que el líquido llegue al depósito dentro de las condiciones de limpieza y temperatura que permitan su reutilización por las bombas cada vez que sea necesario. Las instalaciones por donde circulan los líquidos pueden ser rígidas o flexibles, dependerá del punto donde estén instaladas, y si bien no hay unas reglas fijas, cada fabricante suele asociar las instalaciones flexibles a las zonas donde hay movimientos o vibraciones, como son la salida de las bombas, dejando las instalaciones fijas para el resto de las conducciones CONDUCCIONES RÍGIDAS Y FLEXIBLES Y SUS FIJACIONES A LA ESTRUCTURA 168
  • 165. 11.11 – Potencia hidráulica En la figura anterior se presentan varios elementos de un sistema hidráulico conectados por medio de tuberías rígidas y flexibles, y sus fijaciones a la estructura de la aeronave. En cuanto a los materiales de que están construidas, generalmente se utilizan tuberías de acero, para las rígidas de presión, de diferentes medidas y gruesos de pared. Para las rígidas de retorno se suelen utilizar más las aleaciones de aluminio, de un menor grosor, lo que reduce mucho su peso y tiene suficiente resistencia para las presiones que deberá soportar. En cuanto a las tuberías flexibles, existe gran variedad de ellas tanto para altas como para bajas presiones, y gran variedad de diámetros, así como también tuberías apropiadas para los diferentes líquidos con los que trabajan las aeronaves. Todas constan de un tubo de materiales compuestos de nueva generación y forrados de un tejido de malla de hilo de acero, lo que les proporciona una gran facilidad para las uniones. En cuanto a la forma de fijación de las instalaciones a las estructuras se utilizan generalmente soportes con bridas de diferentes formas y modelos, pero todas con elementos más o menos blandos entre el tubo y las bridas que eliminan los roces y las consiguientes consecuencias de daños y pérdidas. FIJACIÓN DE INSTALACIONES HIDRÁULICAS 169
  • 166. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULAS DE PRIORIDAD Las aeronaves, aparte de tener generalmente más de un sistema hidráulico, tienen variedad de subsistemas, que solo funcionan en diferentes momentos del vuelo, como el tren de aterrizaje, los flaps o la dirección de las ruedas de morro en los trenes tipo triciclo, de forma que algunos constructores en los colectores de presión en las tomas de energía para algunos subsistemas que funcionan durante todo el vuelo, como alerones, spoilers, etc., colocan unas válvulas de prioridad que solo dejan pasar al subsistema correspondiente una presión más reducida, con el fin de que cuando la aeronave se sitúa en vuelo de crucero se puedan situar las bombas, en posición de baja presión; de esta forma se consigue que los subsistemas necesarios durante todo el vuelo funcionen a presión reducida, y todo el sistema esté menos forzado. En la figura siguiente se muestra una válvula de prioridad, para los mandos de vuelo de un Airbus A-320, en la que se presentan dos formas de actuación. VÁLVULA DE PRIORIDAD 170
  • 167. 11.11 – Potencia hidráulica VÁLVULAS REGULADORAS DE PRESIÓN Son los elementos que tienen la función de mantener la presión en el sistema dentro de los márgenes diseñados para el trabajo del sistema, evitando excesos de presión que producirían efectos negativos para los elementos del mismo. Básicamente un regulador de presión es un dispositivo, que consiste en una válvula de bola o de tulipa, cargada con un muelle, al que se le da mediante un tornillo una tensión equivalente a la presión que se desea en el sistema. Si la presión generada por las bombas es mayor que la que tiene el muelle, levanta la válvula venciendo la fuerza del muelle y dejando pasar al circuito de retorno la cantidad de presión sobrante. REGULADOR DE PRESIÓN BÁSICO En la figura anterior se presenta un regulador de presión básico con válvula de bola que se coloca en sistemas en los que lleven instaladas bombas que no sean autorregulables, es decir, que no lleven bombas de pistones múltiples y plato variable, ya que en los sistemas que lleven este tipo, son las mismas bombas las que mantienen la presión del sistema dentro de los límites diseñados. Otra utilidad de este tipo de válvulas reguladoras es el uso como válvulas de seguridad, que reguladas a un valor un poco más alto que la presión normal, se colocan en zonas del sistema para que si por cualquier causa los elementos encargados de regular la presión, bien sean las bombas, o los reguladores, no funcionasen correctamente, sean estas válvulas las que se encarguen de mantener la presión del sistema, protegiéndolo así de un exceso de presión, y de las graves consecuencias que ello provocaría. 171
  • 168. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULA DE SEGURIDAD DE DOS ETAPAS En esta figura se muestra una sección de una válvula de seguridad de dos etapas, una para control, y una de tulipa que es la que deja pasar la presión cuando excede del valor de seguridad que instala el fabricante Airbus en varios de los sistemas hidráulicos de diferentes modelos de aeronaves, es una válvula calibrada a unas 3.400 p.s.i. para abrir, y cierra a unas 3.190 p.s.i. VÁLVULAS SELECTORAS Y DE CORTE Este tipo de válvulas consiste en un mecanismo accionado a mano o a motor, por medio del cual se puede cortar o variar el curso del líquido a presión dentro del sistema, impulsándolo hacia una dirección determinada VÁLVULA DE CORTE Esta figura muestra una válvula de corte de dos posiciones, accionada por motor eléctrico, instalada en varios puntos de los sistemas de una aeronave A-320. 172
  • 169. 11.11 – Potencia hidráulica Las válvulas selectoras son de diversas formas y modelos, utilizándose para gran variedad de funciones, en la siguiente figura se muestra un esquema de una válvula selectora de tres posiciones: VÁLVULA SELECTORA DE TRES POSICIONES En este esquema se puede ver cómo un motor hidráulico puede cambiar el sentido de giro con solo actuar en la válvula selectora y también en la posición de corte se observa cómo la presión que produce la bomba pasa a través de la válvula de seguridad al depósito. VÁLVULAS UNIDIRECCIONALES Uno de los requisitos más importantes que se debe cumplir en un sistema hidráulico es el control riguroso de la dirección en que debe moverse el líquido para que sea la que está prevista en el diseño del sistema. Por diversas causas en algunas zonas o en algunos elementos, el líquido tiende a circular en sentido contrario, o por otro camino, ello podría causar serios problemas en el sistema. Para evitar estas situaciones se colocan unas válvulas unidireccionales; en la siguiente figura se muestra una válvula unidireccional básica, aunque hay gran variedad de tipos pero todas de una forma u otra ejecutan las mismas funciones. VÁLVULA UNIDIRECCIONAL 173
  • 170. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULAS DE LANZADERA El objeto de este tipo de válvulas es el de suministrar automáticamente fluido a presión a un subsistema o usuario, desde el sistema de mayor presión cuando ese usuario sea alimentado por varios sistemas, sean normales o de emergencia. Este tipo de válvulas se instalan a la entrada de elementos o subsistemas que por seguridad puedan ser alimentados por varios sistemas, sin que sea necesaria una acción del operador de la aeronave, por ejemplo para los frenos, mandos de vuelo, etc. Según podemos observar en la figura siguiente, estarían constantemente alimentados en las entradas A y B por un sistema distinto, si por cualquier causa fallase el sistema principal, que en este caso sería el que alimente la entrada A, el sistema de emergencia a través de la entrada B alimentará los frenos por la salida C sin que el operador tenga que hacer ninguna maniobra. Si la presión en el sistema principal se restableciese, ésta empujaría la lanzadera comprimiendo el muelle para salir a alimentar al usuario por la salida C. VÁLVULA DE LANZADERA En esta figura se presenta una válvula básica, pero existen gran variedad de ellas y colocadas en diferentes partes de los subsistemas que por sus características y utilidades necesitan que los puedan alimentar dos sistemas, para que cuando uno pudiese fallar el elemento continúe prestando servicio sin que el operador tenga que efectuar ninguna maniobra. 174
  • 171. 11.11 – Potencia hidráulica VÁLVULAS DE DERIVACIÓN El objeto de este tipo de válvulas es de aplicación generalmente en el tren de aterrizaje retráctil, para derivar el fluido de la tubería superior hacia la inferior cuando el tren está saliendo. En ese momento de la maniobra, y por razón de lo elevado de su peso, desciende con tanta rapidez que el fluido no tiene tiempo de rellenar el espacio que queda detrás del émbolo del cilindro de actuación, a la vez que produce una sobrepresión en la tubería y en el lado opuesto del émbolo, en ese punto de la maniobra es cuando la válvula de derivación deja pasar el fluido de uno a otro lado para compensar esas diferencias y que el descenso del tren se realice con mayor suavidad y efectividad. VÁLVULA DE DERIVACIÓN En esta figura se presentan dos posiciones de una válvula de derivación automática, formada por un cuerpo de tres entradas, un reductor, una válvula de retención y un émbolo. El fluido del lado impulsor del cilindro de actuación del tren pasa por la entrada “A”, mueve el émbolo hacia la derecha, pasa por la válvula de retención y sale por la salida “C” hacia el conducto inferior del actuador. Cuando a la presión que suministra la bomba se le añade la que genera la pata del tren al quedar libre y bajar con rapidez, aumenta la presión en la parte “C” de la “posición 2 de la figura” y cierra la válvula de retención, es en ese momento cuando la presión de bajada que entra por la entrada “A” pasa por el reductor a la entrada “B” para rellenar el espacio creado en la parte de bajada del cilindro de actuación del tren. Cuando el tren está recogido la presión entra por “B”, desplaza el reductor hacia la izquierda y sale por “A” hacia el cilindro de actuación del tren, como puede verse en la “posición 2 de la figura”. En otros casos como en las aeronaves con patas de tren de mucho peso, los diseñadores colocan para estos cometidos unas válvulas restrictoras en un solo sentido con lo que al dejar paso libre en el otro el fluido circula con mayor rapidez, pero de una forma u otra se debe conseguir el objetivo de que las patas del tren de aterrizaje actúen con suavidad y uniformidad tanto en el movimiento de subida como en el de bajada. 175
  • 172. F. Gato y A. M. Gato VÁLVULAS DE REGULACIÓN Y CONTROL VARIAS La industria de los elementos y dispositivos hidráulicos pone a disposición de los diseñadores de los sistemas de las aeronaves una gran cantidad de válvulas y elementos con los que se construyen los sistemas. Es de resaltar que la terminología de palabras y frases para designar las piezas o las funciones, en la aeronáutica actual, no está normalizada aunque existe cierta tendencia a ir normalizando tanto los nombres como las funciones, pero en la actualidad dista mucho de que exista una normalización, aunque he tenido sumo cuidado en emplear una terminología que encaje con la más utilizada en lo que entendemos como aeronáutica civil europea. Las válvulas de regulación son en realidad unas válvulas lastradas con muelles ajustables que realizan las mismas funciones que las de descarga, o sea, evitar que la presión en algunas zonas de los sistemas hidráulicos exceda de unos valores, enviando el fluido sobrante al circuito de retorno y al depósito, manteniendo la presión por debajo de unos valores preestablecidos. Aunque en apariencia y construcción pueden ser muy diferentes y variables todas responden a un mismo fin. Las hay de diversos tipos: compensadoras, mecánicas, de corredera, combinadas, de presión con retardo, de descarga, etc. De todas formas una vez conocidas las más generales ya no ofrece ninguna dificultad el conocimiento y manejo de las que se encuentren en cualquier aeronave, ya que su funcionamiento puntual y su despiece viene exhaustivamente reflejado en los manuales de todos los sistemas que emiten los fabricantes de todas las aeronaves. FILTROS DE PRESIÓN DE LÁMINAS Los filtros de los sistemas hidráulicos son unos dispositivos que permiten la separación en un fluido, de las sustancias sólidas que pueda llevar en emulsión o en suspensión, al objeto de mantener el líquido en un aceptable grado de pureza y hacer más efectivo el funcionamiento de todos los elementos del sistema en el que estén situados. Los filtros están normalmente situados tanto en los circuitos de presión como en los de retorno, y en los de drenaje de las carcasas de las bombas. Los de presión están colocados a la salida de las bombas, los de retorno están o antes de las bombas de recuperación (si las lleva el sistema) o antes de la entrada del fluido de retorno en el depósito; los filtros de drenaje de las carcasas de las bombas están situados a la salida de estas pero en las líneas del fluido de lubricación y enfriamiento de las bombas, antes de entregar este líquido al circuito de retorno. Para su clasificación los filtros de hidráulico son generalmente de dos tipos. 176
  • 173. 11.11 – Potencia hidráulica Los que filtran el líquido por medio de láminas intercaladas en el circuito, y los que emplean tamices, entre los primeros el más común es el conocido como tipo “Cuno” y entre los de tamices el micrónico. FILTRO TIPO CUNO En esta figura se presenta un corte de un filtro de hidráulico tipo “Cuno” donde el elemento filtrante está formado por una serie de laminillas concéntricas, separadas unas de otras por medio de espaciadores, montados sobre un eje central rotativo. Tiene también una hilera de laminillas limpiadoras fijas sobre una varilla e intercaladas de tal forma que cada una penetra en el espacio libre existente entre cada dos discos consecutivos. El fluido entra por la abertura correspondiente, rodea al elemento filtrante y es obligado por la presión a pasar entre las laminillas hacia la parte interior, y circula ya filtrado hacia la salida. La limpieza de este tipo de filtros puede ser efectuada sin interrumpir el funcionamiento ni desmontarlo del sistema, solo es necesario girar manualmente el eje central, lo que hará que las partículas sólidas salgan de entre las laminillas y se depositen en la parte inferior del filtro. Este filtro tiene varias variaciones sobre el mismo sistema de filtrado, los hay con válvula de derivación o sin ella (como el de la figura anterior). Además es un tipo que en la actualidad no es muy utilizado, ya que los avances en la fabricación de cartuchos de filtrado micrónico producen unos filtros más eficaces y con un costo económico a tener en cuenta por los diseñadores. 177
  • 174. F. Gato y A. M. Gato FILTROS DE PRESIÓN MICRÓNICOS Este tipo de filtros es el más utilizado en la actualidad dado que ofrecen unas calidades de filtración muy altas, bien sean los cartuchos de rizo metálico o de láminas de papel especialmente tratado. Existen gran variedad tanto de modelos como de tamaños y prestaciones. FILTRO DE PRESIÓN MICRÓNICO En esta figura se presenta un filtro de cartucho, con tapón magnético con válvula de cierre que sirve para que al retirar el tapón magnético para una inspección, la válvula del tapón cierre el orificio y no dé lugar a pérdidas de líquido, es un filtro de presión típico, con entrada y salida del líquido por la cabeza y el recipiente del cartucho roscado y con juntas tóricas. Los filtros también es común que tengan unos indicadores de obstrucción que son unos botones de color rojo que se mantienen en su alojamiento mediante inducción magnética, y que cuando el elemento filtrante se carga de impurezas, cada vez le cuesta más al líquido pasar a través del cartucho, con lo que aumenta la presión, en el momento en que la presión vence la resistencia del imán el testigo sale indicando que el cartucho está obstruido y se deberá cambiar. 178
  • 175. 11.11 – Potencia hidráulica También hay filtros en los que este tipo de indicador además de salir para indicar obstrucción, tiene la posibilidad de salir porque la temperatura sea excesiva, en la figura siguiente se expone un filtro con esta posibilidad; si por cualquier motivo la bomba que produce la presión estuviese generando una excesiva temperatura, el casquillo bimetálico que sujeta el núcleo se expande, suelta el núcleo y este por medio del muelle empuja al indicador y lo saca de su alojamiento al vencer la fuerza del imán que lo mantenía recogido. El reasiento del tetón indicador se deberá realojar en su lugar manualmente, después de haber corregido el motivo por el que salió. FILTRO DE PRESIÓN Otra prestación que tiene este tipo de filtro es que cierra el circuito cuando se saca el cuerpo del filtro para cambiar o inspeccionar el cartucho, según se va desenroscando el cuerpo del filtro el muelle de la válvula de corte va cerrando la tulipa sobre su asiento, cortando así el paso del líquido hacia el exterior cuando se retire el cuerpo con el elemento filtrante. 179
  • 176. F. Gato y A. M. Gato También en los circuitos de presión de muchas aeronaves se instalan un tipo de filtros que además de filtrar el líquido, cuando el elemento filtrante se obstruye por cualquier causa, la válvula de derivación interna al elevarse la presión abre, y deja pasar el líquido al sistema sin filtrar, como puede observarse en los esquemas de la siguiente figura. FILTRO CON VÁLVULA DE DERIVACIÓN FILTROS DE RETORNO Los filtros instalados en el circuito de retorno, antes de que el fluido entre en el depósito, tienen la misión de que no pase nada dentro de éste sin filtrar; son del mismo tipo que los de presión aunque con tamaño y capacidad de filtrado diferente, por lo que, como con todos los elementos de la aeronave, se deberá poner sumo cuidado en tomar el tipo de cartucho filtrante reflejado en los manuales. 180
  • 177. 11.11 – Potencia hidráulica La figura siguiente corresponde a un filtro de retorno de gran capacidad, y se pueden ver los elementos que lleva instalados en la cabeza del mismo. FILTRO DE RETORNO Es un filtro de dos etapas con un indicador de obstrucción para cada una y un alojamiento (abertura 2) para el interruptor de aviso y corte por sobretemperatura, junto con los soportes, pernos y abrazaderas de anclaje y fijación a la estructura de la aeronave. Otro filtro que se instala en los sistemas es el de drenaje de las carcasas de las bombas, sobre todo en las que son del tipo de émbolos variables y son arrastradas por los motores, se instalan a la salida de las bombas y el fluido, una vez filtrado, pasa al circuito de retorno, por lo que en la mayoría de los sistemas este líquido es filtrado dos veces antes de pasar al depósito para poder ser reutilizado. Este filtro es el más delicado y el que más control demanda porque generalmente es la bomba la que más se deteriora con el uso y es en el filtro del drenaje de la carcasa donde primero se denota la degradación de la misma, es el filtro que obligatoriamente se deberá comprobar después de un cambio de bomba, antes de poner la aeronave en servicio. 181
  • 178. F. Gato y A. M. Gato ENFRIADORES DEL FLUIDO HIDRÁULICO En aeronaves de gran tamaño y largo radio de acción, que se mantienen en vuelo gran cantidad de horas, el fluido de los sistemas va adquiriendo temperatura, siendo necesario enfriarlo para que no pierda ninguna característica. El enfriador es generalmente un serpentín como el de la siguiente figura: ENFRIADOR DE FLUIDO HIDRÁULICO TIPO SERPENTÍN El serpentín se instala en el fondo de los depósitos de combustible de las alas, fijado a la estructura de las mismas mediante puentes de dos piezas y pernos. Al ser una zona fría y estar bañado en el combustible, el líquido que circula por el serpentín transmite al combustible su calor, volviendo al depósito a una temperatura dentro de los límites establecidos. 182
  • 179. 11.11 – Potencia hidráulica En aeronaves de última generación se utilizan para la función del enfriamiento del líquido de los sistemas hidráulicos unos radiadores que se fijan al intradós del ala por la parte interior, dentro de los depósitos de combustible en la parte más baja para que siempre estén sumergidos. En la figura siguiente se presenta un radiador cambiador de calor con el que el fabricante Boeing equipa a los últimos modelos de aeronaves que produce ENFRIADOR DE FLUIDO HIDRÁULICO TIPO RADIADOR Es de resaltar que las aeronaves que lleven instalados los refrigeradores de fluido hidráulico en los depósitos de combustible de las alas, en sus manuales de utilización y mantenimiento tendrán un límite de nivel mínimo de combustible en los depósitos donde estén instalados para poder utilizar el sistema hidráulico que corresponda. 183
  • 180. F. Gato y A. M. Gato 11.11–6 – GRUPO DE INDICACIÓN En este grupo se han tratado de explicar los diferentes tipos de indicación de los sistemas hidráulicos que generalmente llevan las aeronaves, al objeto de que el piloto o el técnico que opere en los sistemas tenga información del estado del mismo, que le dé la posibilidad de un mejor control y una mayor capacidad de corregir en su inicio averías que de otra forma pueden ser de gran riesgo y alto costo económico. Se efectuará un paso por todas las indicaciones, así como por las varias formas de obtener o presentar una misma indicación, que dependerá de la época en que esté diseñado y del fabricante. Básicamente, una indicación será directa o remota, constando de tres partes fundamentales y que se cumplen en todo momento: parte sensora o transmisora, situada en el punto de un sistema del que se quiere tener la información, que constará de sensores o transmisores mecánicos, eléctricos o electrónicos, que transmiten en señales visibles o eléctricas el objeto de la medición; parte transportadora de la señal obtenida, que constará de cables que llevarán las señales hasta el indicador, ya sea directamente o pasando por los computadores que corresponda, y parte indicadora que será la que transforme en indicación visible o audible, las señales recibidas. En cuanto a la forma de presentar las indicaciones en la cabina, puede ser analógica mediante un indicador de aguja sobre un sector graduado, digital mediante la presentación de los datos en valores numéricos, y electrónica mediante la presentación en pantalla de cristal líquido de esquemas y valores, según puede verse en el ejemplo de la figura siguiente. INDICACIÓN 184
  • 181. 11.11 – Potencia hidráulica INDICACIÓN DE CANTIDAD DE FLUIDO Estos sistemas indican la cantidad de fluido hidráulico existente en cada momento en el depósito de cada sistema. Cada sistema consta de un transmisor de nivel, situado en el depósito y varios indicadores situados, generalmente, uno en el depósito, otro en la estación de recarga de hidráulico, y uno o dos en los paneles de la cabina de mandos. Los transmisores son de varios tipos, del tipo “capacidad” como puede observarse en la figura siguiente, en la que el transmisor transforma el nivel del líquido en señal eléctrica que envía a su computador correspondiente, además tiene un visor directo para que pueda ser vista la cantidad con solo mirar el depósito TRANSMISOR DEL TIPO CAPACIDAD Otro tipo de transmisores muy utilizado es el de flotador, que consiste en un brazo articulado fijado en el interior del depósito, al que en un extremo se le instala un flotador y en el otro un contacto deslizante sobre una resistencia variable. Cada sistema recibe generalmente 28 V DC procedentes del centro de carga principal a través de los correspondientes fusibles de protección. Una variación del nivel de fluido en el depósito hace que se mueva el flotador y el brazo del transmisor. El brazo del flotador mueve el contacto deslizante sobre la resistencia variable, la posición de este contacto determina el tipo de voltaje que se aplica a las bobinas existentes en el indicador. Los voltajes en las bobinas producen un campo magnético que activa la aguja del indicador para que muestre sobre la esfera del instrumento el nivel de fluido del depósito. Un imán existente en el indicador mueve la aguja de este a la posición “0” cuando no hay energía eléctrica en el sistema. En la figura siguiente se representa un indicador completo de este tipo. 185
  • 182. F. Gato y A. M. Gato INDICADOR DE CANTIDAD DE TIPO FLOTADOR En gran cantidad de aeronaves, en el transmisor del depósito hay un indicador directo que se alimenta de la señal que se envía al indicador de la cabina. También esta señal es enviada al indicador que generalmente se coloca en la estación desde la que se recarga de fluido el sistema. INDICACIÓN DE PRESIÓN A lo largo del sistema y en algunos casos también en varios subsistemas usuarios del la presión hidráulica, se colocan transmisores de presión que traducen la presión en una señal eléctrica que se envía a los indicadores de la cabina de mandos, al objeto de que tanto el piloto como el técnico que opere con los sistemas tenga información en todo momento del funcionamiento del sistema. 186
  • 183. 11.11 – Potencia hidráulica TRANSMISOR DE PRESIÓN DE HIDRÁULICO En muchas aeronaves los diseñadores, al objeto de que los transmisores de presión no varíen la señal de salida, por causa de la vibración a la que pudiera estar sometido el transmisor, lo instalan en una cuna con dos casquillos y una almohadilla metálica flexible, según se puede ver en la figura anterior, con lo que se consigue una mejora en la estabilidad de la indicación. En la figura siguiente se presenta un esquema eléctrico de una indicación de presión del tipo analógica. ESQUEMA ELÉCTRICO DE UN SISTEMA DE INDICACIÓN DE PRESIÓN HIDRÁULICA En aeronaves de la generación actual, los transmisores de presión son muy convencionales, pero la forma de tratar las señales que emiten y los usuarios de esas señales varía bastante con el tipo o marca del que sea la aeronave, en la figura siguiente se expone un esquema de un sistema de indicación de presión de hidráulico de una aeronave con tres sistemas hidráulicos, y controlada por computadores de un sistema EICAS de segunda generación. 187
  • 184. F. Gato y A. M. Gato INDICACIÓN DE PRESIÓN En cuanto a la indicación de presión de las diferentes partes o subsistemas usuarios el sistema es el mismo que para la indicación general, esto se verá con detalle en el capítulo correspondiente al sistema usuario que corresponda, p.ej. frenos, mandos de vuelo, etc. INDICACIÓN DE ALTA TEMPERATURA La indicación de temperatura es otro parámetro con que se dota a los sistemas hidráulicos para poder controlar su funcionamiento. El sistema hidráulico está funcionando durante toda la operación de una aeronave, y esto produce un aumento de la temperatura del fluido que habrá de ser controlada y por diseño en condiciones normales no excederá de unos valores que mantengan el fluido con unas calidades aceptables para el uso. Si por cualquier causa interna del sistema, como roces en los mecanismos internos de las bombas, o externas, como fugas de aire caliente que incidan en algún tubo, la temperatura del fluido aumentara, al manifestarlo el sistema de indicación, se conocerá el motivo y se podrá poner en práctica el procedimiento que corresponda. 188
  • 185. 11.11 – Potencia hidráulica INDICACIÓN DE ALTA TEMPERATURA EN UNA BOMBA DE HIDRÁULICO CIRCUITO DE INDICACIÓN DE SOBRETEMPERATURA DE FLUIDO DE UN SISTEMA HIDRÁULICO En estas figuras se presentan los circuitos eléctricos de aviso de sobretemperatura de bombas generadoras de presión y sus alimentaciones eléctricas. 189
  • 186. F. Gato y A. M. Gato INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN Esta indicación tiene el objeto de avisar cuando una bomba está generando una presión por debajo de los valores requeridos, por lo que generalmente cada aeronave tiene un circuito de aviso de baja presión por cada bomba que lleve instalada, además del aviso de baja presión de todo el sistema. En la figura siguiente se presenta un ejemplo de circuito de cada una de las posibilidades descritas. INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN DE UN SISTEMA HIDRÁULICO CIRCUITOS DEL SISTEMA DE AVISO DE BAJA PRESIÓN DE LAS BOMBAS HIDRÁULICAS 190
  • 187. 11.11 – Potencia hidráulica INDICACIÓN DE PRESION DEL DEPÓSITO En sistemas que lleven los depósitos de hidráulico presurizado por aire del sistema neumático de la aeronave, se instala un aviso luminoso, que actuará encendiendo una luz y/o un letrero en la pantalla indicando que el depósito correspondiente tiene una presión neumática por debajo de los valores establecidos. En la figura siguiente se presenta un esquema de una forma bastante básica de este tipo de aviso, con el que Boeing dota a varios de sus modelos de aeronaves. ESQUEMA DE LA INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN NEUMÁTICA EN UN DEPÓSITO DE FLUIDO HIDRÁULICO INDICACIONES DE HIDRÁULICO EN EL SISTEMA ECAM En aeronaves de nuevas generaciones en los que se instalan sistemas de indicación y control de tipo electrónico, tipo ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) o similares, las indicaciones, aparte de ser tratadas por los correspondientes computadores y de ser utilizadas para más funciones que las de pura información al operador, las indicaciones se presentan en las pantallas de instrumentos de la cabina 191
  • 188. F. Gato y A. M. Gato no solo en forma de letreros que se iluminan en diferentes colores, sino que también se presentan en dibujo, representando el sistema y sus conexiones. En la figura siguiente se presenta una indicación completa del sistema hidráulico con el que Airbus dota a su gama de modelos A319, A320 y A321. INDICACIONES DEL SISTEMA HIDRÁULICO EN EL ECAM En la pantalla superior, aparecen las indicaciones relativas al sistema hidráulico en forma de frases y abreviaturas, según las que tienen establecidas las memorias de los computadores para cada situación. En la pantalla inferior se observan las siguientes indicaciones: 1 – INDICACIÓN DE CANTIDAD DE HIDRÁULICO. Aparece en color verde. Se convierte en ámbar cuando la cantidad es inferior al nivel establecido. 192
  • 189. 11.11 – Potencia hidráulica 2 – INDICACIÓN DE BAJA PRESIÓN DE AIRE EN EL DEPÓSITO. Aparecerá en color ámbar cuando la presión en el depósito cae por debajo del valor establecido. 3 – INDICACIÓN DE SOBRETEMPERATURA DEL LÍQUIDO. Medida a la llegada del retorno al depósito, se mantiene oculta y aparece en ámbar si la temperatura es superior a la normal. 4 – INDICACIÓN DE POSICIÓN DE LA VÁLVULA DE CORTE POR INCENDIO. Aparece en línea y en color verde cuando la válvula está abierta, y cruzada y en color ámbar cuando está cerrada. 5 – INDICACIÓN DE SOBRETEMPERATURA DE LAS BOMBAS ELÉCTRICAS. Se mantiene oculta y si la temperatura de alguna bomba sube más de lo establecido se enciende en ámbar. 6 – INDICACIÓN DEL CONTROL DE LA TURBINA DE AIRE DE IMPACTO (RAT). Aparece en color blanco, cuando la turbina está oculta; en verde cuando está desplegada y en ámbar cuando la RAT no está disponible o con presión aplicada para desplegar no sale. 7 – INDICACIÓN DE BOMBA ELÉCTRICA. Aparece en blanco cuando no está conectada y en ámbar si falla la bomba. 8 – INDICACIÓN DE CONTROL DE LA BOMBA ELÉCTRICA DEL SISTEMA AMARILLO. Aparece en color blanco cuando la bomba está desactivada; en color verde y unida al sistema cuando está activada y suministrando presión correctamente; y en color ámbar cuando suministra presión por debajo de los valores establecidos. 9 – INDICACIÓN DE CONTROL DE LA UNIDAD DE TRANSFERENCIA (PTU). Aparece en verde cuando su pulsador está en AUTO y la PTU sin trabajar; en color verde y unida al sistema verde cuando es alimentado desde el sistema amarillo a través de la PTU, y en ámbar cuando el pulsador está en OFF. 10 – INDICACIÓN DE LAS BOMBAS DE MOTOR Y DE BAJA PRESIÓN. Aparece en línea y en color verde cuando el pulsador está en ON y la presión es correcta; en línea cruzada y color ámbar cuando el pulsador está en OFF y las letras LO en color ámbar cuando el pulsador está en ON y la bomba suministra baja presión. 11 – INDICACIÓN DE IDENTIFICACIÓN DEL SISTEMA. 193
  • 190. F. Gato y A. M. Gato 12 – INDICACIÓN DE PRESIÓN DEL SISTEMA. Aparece en verde cuando la presión en el sistema está dentro de los valores establecidos, y en ámbar cuando la presión cae por debajo de ellos. 13 – INDICACIÓN DE IDENTIFICACIÓN DE LA BOMBA DE MOTOR. Está normalmente en verde y se convierte en ámbar cuando el N2 del motor que la arrastra gira a un valor inferior al ralentí. 194
  • 191. 11.11 – Potencia hidráulica 11.11–7 – INTERCONEXIÓN CON OTROS SISTEMAS Cuando las aeronaves tienen más de un sistema hidráulico independiente, para tener más oportunidades de que no se llegue a encontrar en situaciones comprometidas, se les dota de la posibilidad de que, bien mediante tuberías controladas por una válvula de corte, con mezcla de líquido, o por medio de motobombas hidráulicas (PTU) se pueda presionizar un sistema tomando como suministrador de presión otro sistema que tenga las bombas operativas, con lo que los subsistemas que se suministrasen del que tiene las bombas inoperativas puede seguir en funcionamiento, y sin que el fluido hidráulico de un sistema se mezcle con el otro. INTERCONEXIÓN DE SISTEMAS En la figura anterior se presenta el ejemplo de un esquema de la interconexión de sistemas sin mezcla de fluido. Cuando un elemento de un sistema, ya sea mando de vuelo, freno, etc., es actuado por más de un sistema, o tiene un actuador por sistema con lo que no hay interconexión hidráulica, lo hace con un actuador y una válvula de lanzadera a la que le llega la presión de los dos sistemas y predominará el que más presión tenga. En otros casos la interconexión de un sistema con otro o parte de él se produce con una simple conexión mediante tubo y a través de una válvula de corte actuada generalmente por un motor eléctrico. 195
  • 192. 11.12 – PROTECCIÓN CONTRA HIELO Y LLUVIA 11.12–0 – GENERALIDADES ...............................................................................199 11.12–1 – FORMACIÓN DE HIELO, CLASIFICACIÓN, REGÍMENES DE ENGELAMIENTO Y DETECCIÓN......................................................202 11.12–2 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO DE AIRE CALIENTE ...............208 11.12–3 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO ELÉCTRICO .............................223 11.12–4 – SISTEMAS DE DESHIELO ..................................................................234 11.12–5 – PROTECCIÓN CONTRA LA LLUVIA.................................................246 197
  • 193. 11.12–0 – GENERALIDADES La lluvia, la nieve y el hielo han sido siempre factores que han afectado a todos los medios de transporte. Las aeronaves se ven afectadas especialmente en lo que a estos fenómenos se refiere, tanto en tierra como en vuelo. Uno de los mayores peligros para la navegación aérea es el ENGELAMIENTO de las aeronaves debido a que se produce una merma de la eficiencia aerodinámica reduciendo la sustentación, aumentando la resistencia al avance, reduciendo las tomas de aire de los motores, mayor peso, con lo que tenemos una reducción de la elevación, aumento de arrastre, pérdida de potencia, aumento del consumo de combustible, menos velocidad y reducción de la maniobrabilidad, entre otras consecuencias, como se puede ver todas de carácter negativo para la operación. Debido a estas condiciones a las aeronaves se les crea una necesidad de protegerse para lo cual se las dota de un conjunto de elementos y componentes cuya misión es proteger contra los agentes atmosféricos descritos, las necesarias y diversas partes de la misma. A este sistema se le denomina PROTECCIÓN CONTRA EL HIELO Y LA LLUVIA que encuadrado en el capítulo 30 del sistema ATA describe en diferentes subcapítulos, o subsistemas: ANTIHIELO para evitar la formación del mismo; DESHIELO para deshacer el hielo una vez formado; ANTILLUVIA para mejorar la visibilidad del piloto en las aproximaciones hacia el aterrizaje, en los despegues y durante los desplazamientos de la aeronave por las zonas apropiadas en los aeropuertos, en los momentos en que fenómenos meteorológicos como la lluvia, la nieve, etc., reduzcan la visibilidad, permitiendo que la aeronave opere bajo condiciones de engelamiento y lluvia. Para evitar la formación de hielo la solución más generalizada consiste en un sistema de calefacción eléctrica o por aire caliente, aunque también existen otros medios como recubrir las palas de las hélices de barnices especiales, que evitan la fijación del hielo en las superficies protegidas. Para eliminar el hielo una vez formado en las zonas de riesgo para la aeronave, hay sistemas mecánicos formados por una especie de bolsas de goma, que se denominan Zapatas Neumáticas montadas en los bordes de ataque de las alas o de los estabilizadores horizontales, en las tomas de aire, etc., que mediante su inflado y desinflado varían su forma, con lo que el hielo se rompe, salta y con la velocidad se esparce por la atmósfera. Este sistema es poco utilizado en la actualidad y lo encontraremos montado en aviones pequeños o medios que no superen los 300 nudos de velocidad aproximadamente, y que estén propulsados por motores turbohélice o de explosión, es un sistema altamente eficaz. 199
  • 194. F. Gato y A. M. Gato También se utiliza un sistema que mediante un depósito, tuberías, válvulas, etc., distribuye glicol u otro líquido anticongelante sobre las zonas en las que hay peligro de formación de hielo. Cuando la aeronave está en tierra se le practican operaciones de deshielo mediante el riego de la misma con líquido apropiado y en la forma conveniente, con medios externos a la aeronave. En los aviones actuales, impulsados por motores de propulsión a chorro (reactores), el sistema utilizado es térmico por aire caliente, es decir, que se hace circular aire caliente extraído de las etapas altas de los motores. Este aire convenientemente controlado en presión y temperatura circula por unos tubos situados en el interior de la aeronave hacia el interior del revestimiento de las partes a proteger (bordes de ataque de las alas, del empenaje vertical de los estabilizadores horizontales, entradas de los motores, tomas de aire de impacto, etc.) manteniéndolas calientes para impedir que el hielo se forme y se quede adherido a las mismas. Para partes como cristales de cabina de pilotos, tubos Pitot, sondas de temperatura, tomas de presión estática y registros de servicios se utilizan resistencias eléctricas. Es conveniente recordar que existen varios tipos de hielo, el GRANULAR y el VÍTREO o también denominado COMPACTO de características distintas pero de grandes efectos negativos para la operación, la ESCARCHA de características parecidas al hielo granular pero que se suele formar en tierra generalmente por las noches, cuando la aeronave está parada. El GRANULAR tiene aspecto rugoso, se forma cuando la temperatura ambiente es tan fría que las gotas de agua que chocan contra las superficies del avión se congelan instantáneamente sin tiempo de resbalar sobre las mismas. El hielo VÍTREO o COMPACTO es de aspecto cristalino, se forma cuando la temperatura está ligeramente por encima o por debajo del punto de congelación, las gotas de agua resbalan por las superficies formando una capa de hielo transparente; también se forma capa de hielo de estas características cuando, con el avión aparcado, hay mucha humedad y las temperaturas están próximas a los cero grados; entonces se condensa sobre las superficies formando una capa transparente. En la tabla que se presenta a continuación se pueden ver las zonas y el tipo de protección contra el hielo que generalmente tienen las aeronaves actuales. 200
  • 195. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia Zona del avión Tipo de protección Borde de ataque del ala Neumática Térmica Borde de ataque de los estabilizadores de cola Neumática Térmica Cristales y morro del avión Eléctrica Alcohol Entrada de aire al motor y a los conductos de presurización Eléctrica Neumática Avisadores de pérdida Eléctrica Tomas de aire (presión dinámica y estática) Eléctrica Mandos de vuelo Eléctrica Alcohol Carburador Térmica Alcohol Drenaje de agua de los lavabos Eléctrica TABLA DE ZONAS A PROTEGER Y TIPOS DE PROTECCIÓN 201
  • 196. F. Gato y A. M. Gato 11.12–1 – FORMACIÓN DE HIELO, CLASIFICACIÓN, REGÍMENES DE ENGELAMIENTO Y DETECCIÓN FORMACIÓN DEL HIELO En condiciones ordinarias el agua se congela a 0 ºC o 32 ºF, pero en un ambiente totalmente calmado puede ocurrir que con seis grados negativos (-6 ºC) no se produzca la solidificación. La formación de hielo en una aeronave se debe a la congelación de las gotas de agua que chocan con los bordes de ataque de las superficies expuestas (alas, estabilizadores, timones, etc.), cuando se dan dos condiciones fundamentales: que le aeronave vuele a través de zonas con lluvia o nubes húmedas, y que en esas zonas la temperatura esté por debajo de los 0 ºC, que es cuando se dan las condiciones físicas de lo que se llama estado de sobrefusión. Cuando la aeronave está en vuelo el hielo se suele producir muy rápidamente y en muchos casos no hay tiempo de evitar circular por regiones con ese riesgo, lo que hace necesario que la aeronave esté dotada de sistemas de prevención que la protejan de los peligros que acarrea la formación de hielo en cualquier zona de la misma; hay casos documentados de formaciones de hielo de más de 50 mm de espesor en dos o tres minutos, produciendo tanto un gran exceso de peso como una pérdida grave de las condiciones aerodinámicas. Las condiciones negativas para el vuelo, que el fenómeno de engelamiento produce, pueden llevar a la aeronave a una situación de pérdida de control total de la misma, por lo que es de suma importancia que estén operativas y sean eficaces todas las protecciones que puede tener una aeronave. Cuando las aeronaves están paradas en tierra y bajan las temperaturas, si llueve o hay humedad se forma hielo sobre la aeronave, siendo necesaria su retirada con los métodos y procedimientos indicados en cada caso. Lo mismo ocurre en caso de que el fenómeno meteorológico sea la nieve, el granizo o la cellisca. En la actualidad son todos los aeropuertos, en los que existen más o menos riesgo de sufrir condiciones meteorológicas como las descritas, los que se dotan de los medios mecánicos y productos químicos necesarios para tratar adecuadamente la aeronave antes de salir a efectuar un vuelo. CLASIFICACIÓN DEL HIELO En las aeronaves se forman principalmente tres tipos de hielo: el llamado granular y el vítreo o compacto y la escarcha. 202
  • 197. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia El Hielo GRANULAR se presenta generalmente en aires estables, como los estratos característicos, forman una superficie rugosa erizada, blanca u opaca-lechosa, que se deposita en vuelo en los bordes de ataque de las alas y de las superficies de cola, conos centrales de las hélices, el fuselaje, las hélices, y en muchos casos en las cabezas de los remaches o tornillos con que se fijan algunas partes a otras y que por su grosor sobresalen de las superficies una medida considerable. También se deposita en las entradas de aire de los motores, los tubos Pitot, las sondas de temperatura, etc. La formación de esta clase de hielo es más lenta que la del hielo compacto, y su desprendimiento resulta más fácil por cualquier procedimiento, ya sea mecánico, térmico o químico. Este tipo de hielo también se forma con la aeronave parada en tierra, cuando se dan las condiciones meteorológicas para ello, como lluvia o mucha humedad y temperaturas bajas, debiendo ser quitado antes de emprender el vuelo. El hielo VÍTREO o COMPACTO se adapta a la configuración de las superficies en las que se forma, constituyendo una especie de caparazón continuo, a modo de revestimiento transparente o translúcido, con un aspecto superficial de vidrio, generalmente difícil de percibir a la vista, es de formación rápida, se forma desde los bordes de ataque de las superficies hacia atrás, resulta bastante difícil de desprender por cualquier procedimiento. También se forma cuando la aeronave está en tierra y las condiciones meteorológicas son propicias a su formación, por lo que sobre todo en las inspecciones prevuelo hay que cerciorarse muy bien de que este tipo de hielo no sea posible encontrarlo en ningún punto de le aeronave. Aparece frecuentemente en las zonas atmosféricas con gotas de agua grandes y subfundidas, o en zonas de lluvia engelante, condiciones que se presentan a menudo cuando se sobrevuelan zonas montañosas. La ESCARCHA se forma en el aire claro debido a la cristalización por sublimación (cambio directo del estado gaseoso al sólido sin pasar por el líquido) cuando el aire húmedo se pone en contacto con una superficie muy fría, se suele formar durante la noche cuando las temperaturas son cercanas o inferiores a 0 ºC. La escarcha origina una resistencia aerodinámica adicional, y representa un verdadero peligro a las velocidades más bajas y críticas, sobre todo en aeronaves pequeñas, por tanto debe ser retirada de la aeronave antes de efectuar el despegue. REGÍMENES DE ENGELAMIENTO Pueden considerarse en general dos regímenes de engelamiento: el máximo intermitente y el máximo continuo. 203
  • 198. F. Gato y A. M. Gato Régimen de máximo intermitente Este régimen de engelamiento se caracteriza por la exposición del avión a valores altos de contenido de agua líquida en la atmósfera, normalmente se superpone al régimen de “Máximo Continuo”, es aplicable en particular a zonas o elementos que no toleran la más mínima formación de hielo, como álabes guía de entrada al compresor, las tomas de aire del motor, etc., y que aproximadamente no se corresponda con una distancia horizontal superior a las tres millas. Régimen de máximo continuo El engelamiento así denominado se caracteriza por un contenido de agua líquida en la atmósfera de bajo a moderado nivel y con exposición del avión durante un largo periodo de tiempo, más o menos equivalente a una longitud horizontal de veinte millas. Se trata de un régimen de engelamiento que afecta principalmente a las superficies expuestas continuadamente al impacto de las gotas de agua extremadamente frías, como son las alas y los estabilizadores. Otros factores influyentes Además del diámetro de las gotas de agua y de la velocidad de la aeronave, la investigación y la experiencia han añadido otro grupo de factores que afectan a la formación del hielo, que, aunque en menor medida, no por eso dejan de ser menos importantes en el engelamiento estructural de una aeronave, factores como la forma del perfil alar, cuanto más delgada sea la sección transversal del ala, habrá menos tendencia a que las gotas pasen por la superficie en determinadas condiciones. La limpieza aerodinámica y la lisura del revestimiento son otros factores a tener en cuenta ya que un perfil alar poco liso y poco limpio presentará una mayor superficie para detener las gotas de agua que se congelen. Otro factor importante es la turbulencia de las nubes, que mantiene gotas de mayor tamaño; también es de tener en cuenta la diferencia de temperatura entre el ala y el medio ambiente a su alrededor. La lluvia engelante se puede encontrar en el aire claro por debajo de un banco de nubes, cuando el aire cálido y húmedo se ve obligado a subir por encima del aire frío, éste puede enfriarse lo suficiente para producir saturación y precipitación, las gotas que caen si están a la temperatura de engelamiento o por debajo de él se solidificarán instantáneamente al contacto con la aeronave, siendo el fenómeno más peligroso, porque proporciona una gran cantidad de hielo en poco tiempo. DETECCIÓN DEL HIELO Generalmente, en las aeronaves actuales los sistemas de protección contra el hielo solo se activan por voluntad del piloto pulsando los botones de conexión, cuando el resultado de los análisis de los datos que presenta el radar da la información meteorológica 204
  • 199. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia que ofrecen los servicios correspondientes, de la observación de la temperatura exterior, la observación visual directa de la zona que se está atravesando o la que se aproxima; en algunas aeronaves hay un testigo en forma de una pequeña sonda que al ser de poco diámetro y estar en el exterior delante de los cristales de las ventanas centrales de la cabina, se inicia la formación de hielo antes que en el resto de la aeronave, con lo que sirve de testigo anticipado, y se ve que va adquiriendo un color blanquecino, con toda esa información el piloto puede tener un criterio claro de cuándo debe activar las protecciones antihielo. Una variante de este tipo de sondas, que al estar situadas en el morro de la aeronave y a la vista del piloto no están sometidas a variaciones bruscas del flujo de aire a su alrededor y como están construidas en un material ferromagnético, la variación de la longitud del material cuando se le somete a un campo magnético fluctuante, produce como resultado una vibración axial a una determinada frecuencia. Cuando el hielo se acumula en el detector, la frecuencia de vibración disminuye, esta variación, al sobrepasar los valores programados en el computador correspondiente, emite una señal de alerta al piloto para que active el sistema de protección antihielo, o esa misma señal va al sistema de activación automática de la protección contra el hielo si la aeronave lleva instalado este sistema. Otras aeronaves, procesando los datos de temperatura y del radar que ofrecen las computadoras, emiten una señal de aviso de riesgo de engelamiento para que el piloto active los sistemas correspondientes. En experimentación se encuentra un detector de hielo mediante rayo láser, que básicamente consiste en que una unidad dirige un rayo láser hacia la zona a medir, la luz que despide detrás de los cristales de hielo de la nube, llamada luz retroreflejada, pasa por un detector que envía los datos a un computador que los utiliza para determinar qué nubes tienen cristales de hielo y pueden ser peligrosas para la aeronave. En el momento oportuno, cuando esté generalizado su uso, será posible activar automáticamente los sistemas de protección con las debidas garantías. Algunas aeronaves en zonas críticas llevan colocadas unas mechas fijas a las superficies, en las que si se deposita hielo, al desprenderse éste puede infligir daños en partes de la aeronave, como ejemplo en una aeronave que lleve los motores en la parte posterior del fuselaje, sería peligroso el hielo que se forme en el extradós de las alas en la parte del encastre, ya que si se desprende puede ser ingerido por el motor o dañar partes del empenaje de cola. Estas mechas tienen que ser comprobadas antes de cada vuelo, cerciorándose de que están sueltas y no pegadas a la superficie por la acción del hielo. En la figura siguiente se presentan dos tipos de mechas que el fabricante BoeingDouglas instala en los modelos Boeing 717 y todas las series de los Douglas MD en la parte superior de las alas. 205
  • 200. F. Gato y A. M. Gato MECHAS DETECTORAS DE HIELO SISTEMAS ANTIHIELO Un sistema antihielo es el que evita la formación de hielo y un equipo deshelador es el que elimina el hielo que ya se ha formado. Los equipos para realizar estas funciones se pueden agrupar en tres clases: MECÁNICOS: Son los revestimientos neumáticos que se emplean en partes de la aeronave como: bordes de ataque de las alas, de las superficies del empenaje de cola, antenas de radio, y otros puntos como algunas entradas de aire; el más significativo es el llamado de zapatas neumáticas que se expone detalladamente en el capítulo 11.12-4. QUÍMICOS: Son los líquidos y pastas antihielo. La pasta antihielo se emplea en algunas hélices y el líquido se emplea en los parabrisas, hélices, carburador de motor, o las secciones de accesorios de algunos reactores. TÉRMICOS: Son los calentadores eléctricos, de aire de escape o del compresor del motor. La calefacción eléctrica se emplea en los tubos Pitot, los revestimientos de algunas zonas que necesiten calefacción, sondas de temperatura, tomas de presión estática o antenas y mástiles de drenaje. El aire caliente procedente del escape o del compresor se utiliza en las alas, en el empenaje de cola, parabrisas, estradas de aire o carburador. 206
  • 201. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia Los equipos de antihielo deben utilizarse antes o en el momento de entrar en las zonas de engelamiento y deben estar continuamente en funcionamiento hasta que la aeronave salga de dicha zona. Los revestimientos neumáticos de antihielo deben emplearse intermitentemente durante el vuelo y solo después de que se haya acumulado encima una capa de hielo de un grosor apreciable. Son muy útiles para desprender el hielo granulado, pero no tanto para el hielo vítreo. No deben emplearse durante el despegue o el aterrizaje. Los térmicos de aire caliente pueden considerarse tanto de deshielo como de antihielo, según el momento en que se pongan en funcionamiento. Habitualmente es más efectivo como antihielo. 207
  • 202. F. Gato y A. M. Gato 11.12–2 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO DE AIRE CALIENTE Entre los sistemas que protegen del hielo a una aeronave, el más eficiente y que más profusión tiene entre las aeronaves propulsadas por motores a reacción es el sistema de aire caliente, que evita la acumulación de hielo en los bordes de ataque de las superficies, mediante el paso a través de la parte interior de los bordes de ataque de un flujo de aire caliente, canalizado mediante conductos a lo largo del borde de ataque, bien del ala o de los slats si lo lleva instalado. Este aire procede del sangrado de las etapas medias y altas de los compresores de los motores, a través del sistema neumático y de los componentes correspondientes a su sistema, calienta los bordes de ataque de las zonas en las que está instalado saliendo al exterior por los orificios practicados a tal fin. En la figura siguiente se presenta un esquema completo del sistema antihielo de una aeronave Douglas series MD que lleva este tipo de sistema en las alas, la cola, los motores y las aletas delanteras. ESQUEMA DE UN SISTEMA DE ANTIHIELO DE AIRE CALIENTE 208
  • 203. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia La pérdida de potencia de los motores reactores durante el empleo de los sistemas de antihielo está en torno al 8%, con el correspondiente aumento del consumo específico de combustible, siendo el consumo de energía más alto que en las aeronaves de motores convencionales. A fin de no penalizar en exceso los motores, las aeronaves que llevan sistemas de antihielo en dos zonas diferenciadas (alas y cola) disponen de unos dispositivos de control que cuando se utiliza el aire caliente para la zona de cola, en la zona de las alas queda cerrada la válvula de paso y control; una vez transcurrido el tiempo programado, el sistema de control cerrará la válvula de cola y abrirá la válvula de corte de las alas, con lo que el aire fluirá hacia los bordes de ataque de los slats que al estar plegados hacen la función de “borde de ataque del ala”. El aire caliente para el antihielo de los motores de tamaño medio y grande no está controlado por el sistema neumático de la aeronave sino que tiene puertas y tubos de sangrado, válvulas y demás elementos específicos para el deshielo del mismo motor; en motores de pequeño tamaño el sangrado de aire es único para el sistema neumático y el antihielo del motor se presenta con gran amplitud en la asignatura de motor en el módulo 15 de EASA. Generalmente cada motor alimenta de aire caliente a su sistema neumático, y de aquí al sistema antihielo de su ala, pero al estar interconectados los sistemas neumáticos es posible que el antihielo de un ala se alimente de aire del lado opuesto, a través de los tubos de alimentación cruzada del sistema neumático, como puede observarse en la figura anterior, forma que le permite disponer de antihielo en las dos alas incluso con el sangrado de un lado inoperativo por cualquier causa. Hay momentos en el vuelo, como durante el aterrizaje, donde es crítica la formación de hielo en las superficies aerodinámicas, donde los flaps están deflectados en una gama mayor que en los despegues (el máximo o cercano a él), a algunas aeronaves se las dota de un segundo conducto de alimentación al sistema desde el sistema neumático con su propia válvula reguladora, como se puede observar en el esquema de la figura anterior, asegurándose durante esa fase el suministro de aire caliente a las superficies aerodinámicas. Esta posibilidad supone un consumo extra de aire extraído de los motores, pero dado que la fase del vuelo en la que se utiliza es corta y que durante la misma a los motores no se les está demandando la máxima potencia, esa prestación es a juicio de los diseñadores una condición asumible que genera más ventajas que perjuicios. CONTROL DE LA PRESIÓN Cuando la aeronave está en vuelo y se activa el sistema de protección contra el hielo, el aire caliente controlado por el sistema neumático fluye a través de la válvula reguladora de presión de antihielo, que controla la presión corriente abajo de la misma. 209
  • 204. F. Gato y A. M. Gato Al demandar al sistema neumático aire en gran cantidad, la válvula de sangrado de alta abre para cubrir esa demanda y entrega aire caliente que el anticipador y el termostato se encargarán de controlar, según puede observarse en la siguiente figura. CONTROL DE LA PRESIÓN EN UN SISTEMA ANTIHIELO DE AIRE CALIENTE Con el motor funcionando hay aire a presión en la abertura corriente arriba de la mariposa de cierre de la válvula y en su regulador de referencia, este aire a presión, una vez que se limpia en el filtro y lo regulan en presión las cámaras reguladoras de diafragma, y mediante la apertura de los pasos correspondientes por las válvulas de solenoide, llega a la cámara superior de apertura de la válvula que comienza a abrir dejando pasar el aire, que al venir de las etapas del compresor de alta del motor, aumenta la presión y la temperatura en los conductos corriente abajo de la válvula, esta presión es conducida mediante un tubo de señal hasta la cámara inferior de la válvula que se opone a la apertura, y que cuando alcanza un valor determinado la válvula tiende a cerrar, según va variando la presión la válvula va modulando y haciendo correspondencia entre la apertura de la válvula y el gasto de aire de los sistemas. La válvula de control situada al comienzo del sistema de antihielo controla la presión corriente abajo de la misma utilizando la presión en los conductos del sistema antes y después de la mariposa de la válvula; los valores de funcionamiento de esta 210
  • 205. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia válvula cuando está instalada en una aeronave Douglas de la serie MD, están en torno a las 20 - 22 libras por pulgada cuadrada (p.s.i.). En aeronaves con motores en las alas el sistema suele ser más sencillo, del sistema de neumático de cada motor, parte el conducto hacia la válvula de control que como puede observarse en la figura siguiente se presenta el esquema de antihielo del ala de un Airbus A-340. ANTIHIELO DE ALA Esta válvula suele ser de control neumático y de funcionamiento convencional, es decir, que controla la apertura o cierre de la mariposa utilizando la presión neumática existente en los lados de la misma dirigida por una o varias válvulas de solenoide, de la forma expuesta anteriormente. En varios tipos de aeronaves el control de la entrega del aire del sangrado de las etapas altas cuando se está alimentando el sistema de antihielo, se efectúa controlando la presión de la señal de actuación de la válvula de sangrado, mediante un anticipador y un termostato, utilizando la temperatura del aire de sangrado. El anticipador es un elemento que consta de dos partes básicas, un cuerpo con la válvula y un elemento sensor, según se presenta en la figura siguiente: 211
  • 206. F. Gato y A. M. Gato ANTICIPADOR NEUMÁTICO El cuerpo aloja la válvula cargada con muelle que controla la presión de referencia de la válvula de sangrado, el elemento sensor consta de dos tubos concéntricos de idéntico coeficiente de dilatación y soldados en su extremo inferior, en el otro extremo el tubo interior soporta el adaptador que contiene el muelle, la válvula de bola y un anillo retenedor de la bola. El anticipador va instalado en el interior del conducto de alimentación cruzada delante del termostato. Cuando la temperatura del aire está estabilizada, la dilatación de los dos tubos es la misma y la válvula está cerrada con la bola pegada contra su asiento. Cuando se produce un aumento de temperatura, el tubo exterior se dilata más rápidamente que el tubo interior al que arrastra, permitiendo que la bola se separe de su asiento y ventilando al exterior parte de la presión que actúa sobre la válvula de sangrado, que tenderá a 212
  • 207. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia cerrarse y como consecuencia disminuirá el incremento rápido de la temperatura del aire de sangrado que se entrega a los sistemas que quedarán protegidos de una subida rápida y excesiva de temperatura. Al estabilizarse de nuevo la temperatura las dilataciones de los tubos se equilibran y la válvula de bola se cierra, pasando la apertura de la válvula a ser controlada por el termostato. El termostato neumático tiene la misión de que la temperatura que el sistema neumático de la aeronave entrega al sistema de antihielo, no exceda de los límites establecidos, para lo cual se coloca corriente abajo del anticipador. El termostato es en apariencia física igual que el anticipador, el cuerpo tiene los mismos elementos y funcionan de la misma manera, la diferencia está en que los tubos que forman el elemento sensor son de materiales con un coeficiente de dilatación por temperatura distinto. Ante un incremento de temperatura del aire procedente de la válvula de sangrado el tubo exterior de la parte sensora del termostato se dilata más que el interior, por ser de coeficiente de dilatación más alto, al estar soldados los extremos en la parte inferior el tubo exterior al dilatarse arrastra al tubo interior que tira de la válvula de bola, la despega de su asiento y parte de la presión que mantiene abierta la válvula de sangrado sale hacia al exterior, facilitando que la válvula tienda a cerrar, con lo que tanto la presión como la temperatura bajarán. La alimentación de presión desde la cámara de actuación de la válvula de sangrado es única para los dos elementos. Uno de los fenómenos que impiden el correcto funcionamiento de estos dos elementos es el grado de magnetización que adquieren al encontrarse durante todo el tiempo de funcionamiento del sistema neumático inmersos en una corriente de aire, por lo que periódicamente deberán ser pasados por un desmagnetizador. En la siguiente figura se muestra el esquema de un termostato, cómo va instalado en un sistema neumático de una aeronave Douglas MD y en una Boeing 717, que llevan un sistema similar. 213
  • 208. F. Gato y A. M. Gato TERMOSTATO CONTROL DE LA TEMPERATURA La protección por alta temperatura en las diferentes zonas relacionadas con el sistema antihielo por aire caliente se obtiene mediante la instalación de sensores, que tendrán diferentes límites de protección dependiendo de las zonas donde estén instalados. Estos sensores, una vez que la temperatura a su alrededor sobrepasa el límite calculado, cierra el circuito e informa en la cabina de mandos de la incidencia, bien mediante luz, letrero encendido en el panel de avisos, o un aviso en las pantallas de presentación de los sistemas, ya que la presentación será según el sistema que tenga instalado la aeronave. En la figura siguiente se presenta un esquema de las protecciones por sobretemperatura de antihielo de superficies aerodinámicas con que los fabricantes Douglas y Boeing dotan a varios de sus modelos. 214
  • 209. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia SENSORES DE SOBRETEMPERATURA DE ANTIHIELO DE SUPERFICIES AERODINÁMICAS DISTRIBUCIÓN Y CONTROL DEL FLUJO Desde las válvulas de control de presión del sistema hasta las superficies a proteger contra el hielo, el aire caliente es conducido por tubos de acero a través de los túneles laterales del fuselaje si el sistema neumático está en la parte posterior de la aeronave; y por los espacios entre el larguero delantero del ala y el revestimiento del borde de ataque, si la aeronave lleva los motores en el ala hasta salir por las aberturas correspondientes manteniendo caliente toda la zona del borde de ataque. En la figura siguiente se presenta un tramo de la conducción del aire caliente, donde puede observarse la fijación de los conductos a la estructura de la aeronave. 215
  • 210. F. Gato y A. M. Gato CONDUCTOR DE DISTRIBUCIÓN DE AIRE También pueden apreciarse en este esquema los venturis que se instalan para la activación del flujo, ya que normalmente sufre varios cambios de dirección y necesita ser activado. Hay sistemas en los que en esta zona lleva un interruptor de corte del sistema cuando siente una presión por debajo de unos límites establecidos. En aeronaves que tienen slat, cuando está recogido forma el borde de ataque del ala, que choca con el aire y es donde hay riesgo de formación de hielo, por esta causa lo que se mantiene caliente es en realidad el borde de ataque del slat. Al ser los slats elementos móviles que salen hacia delante, desde el borde de ataque del ala hasta el slat el aire caliente se conduce mediante un tubo telescópico que se extiende a la vez que se extienden los slats. En la figura siguiente se presenta un tubo telescópico en posición de recogido donde puede observarse tanto la fijación a la 216
  • 211. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia CONDUCTO TELESCÓPICO DE ANTIHIELO DE ALA estructura, como los mecanismos con los que cuenta para tapar la abertura por donde pasa el tubo telescópico al bajar el slat, este mecanismo consiste en una tapa cargada con un muelle que se mantiene plegada por medio de una leva fijada al telescópico cuando el slat está recogido, al extenderse el slat la leva deja libre la tapa, que es empujada por el muelle a la posición de cierre del hueco para impedir que se formen torbellinos aerodinámicos, que son perjudiciales para la sustentación y maniobrabilidad del ala. Fijada al tubo exterior del telescópico se instala una carena que cuando los slats están retraídos configura la parte inferior del tubo con el intradós del ala. Una vez que el aire pasa por el tubo telescópico, se distribuye por un tubo con orificios de salida a todo lo largo del borde de ataque del slat, manteniendo así caliente toda la zona según se puede observar en la siguiente figura: 217
  • 212. F. Gato y A. M. Gato DISTRIBUCIÓN DE AIRE EN LOS BORDES DE ATAQUE DE LOS SLATS Para el control del flujo en algunos casos, aunque más frecuente en las instalaciones de antihielo de motor, se utilizan unas válvulas controladas por la misma temperatura, mediante una lámina espiral bimetálica, como puede verse en la siguiente figura. VÁLVULA TERMOSTÁTICA DE CORTE Y REGULADORA DE FLUJO El aire caliente procedente del sangrado calienta el espiral bimetálico que al variar de posición hace girar la estrella móvil, haciendo confrontar más o menos los orificios del disco fijo con las aspas de la estrella móvil, dejando así pasar el aire que se necesita según la temperatura existente. SISTEMA DE INDICACIÓN Las indicaciones que se presentan en la cabina de mandos son luminosas, bien con luces de colores iluminando los letreros en los paneles de avisos, o presentando 218
  • 213. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia en las pantallas del sistema los letreros correspondientes. Las indicaciones más comúnmente presentadas son las de alta presión, alta temperatura, baja presión, baja temperatura de uno o varios puntos del sistema. En la figura siguiente se presenta un esquema a modo de ejemplo de las indicaciones que ofrece un sistema de antihielo de una aeronave Douglas MD-87. ESQUEMA DE AVISOS DE PRECAUCIÓN DE PROTECCIÓN CONTRA EL HIELO Los sensores informan a sus controles electrónicos, los cuales elaboran las señales que se presentarán en los paneles de avisos de la cabina, en este caso en unas pantallas de cristal líquido. En aeronaves de la generación actual que llevan instalado el sistema ECAM como el Airbus en todos sus modelos, las indicaciones referentes al sistema de antihielo de las alas se presentan en la página de sangrado neumático según se puede observar en la figura siguiente: 219
  • 214. F. Gato y A. M. Gato INDICACIONES EN ECAM DEL ANTIHIELO DE ALA Al poner en ON el pulsador de antihielo aparece la información en color verde en la zona MEMO de la pantalla superior, y en la pantalla inferior se iluminan en blanco las indicaciones ANTI-ICE en los costados al lado de los triángulos que representan el flujo de sangrado de motor hacia los sistemas izquierdo y derecho de antihielo de las alas, los triángulos estarán en verde cuando las válvulas están abiertas y la presión regulada correctamente. La información ANTI-ICE aparece en ámbar cuando el pulsador está en ON y al menos una válvula está cerrada, o en alta o baja presión, o una válvula no está cerrada en tierra después de 35 segundos, o cuando el pulsador está en OFF y al menos una válvula no está cerrada. Los triángulos pasan a ámbar cuando una válvula no está cerrada y los sensores corriente abajo detectan alta o baja presión, y también cuando en tierra una válvula no se cierra después de 35 segundos. 220
  • 215. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia El aviso ANTI-ICE es sustituido por dos aspas (XX) en color ámbar si el dato de posición de pulsador seleccionado no está disponible, también los triángulos son reemplazados por aspas (XX) en color ámbar si el dato de posición de una válvula o del pulsador WING ANTI-ICE no están disponibles. En cuanto a las inhibiciones durante las diferentes fases del vuelo se presentan en la tabla de la siguiente figura: AVISOS DEL SISTEMA DE ANTIHIELO DE ALA ANTIHIELO NEUMÁTICO PARA LOS CRISTALES DE LA CABINA La protección contra el hielo y el empañamiento de los cristales de la cabina de mandos también puede ser realizada mediante aire caliente que procede de los sangrados de neumático de los motores, y que se utiliza de dos formas, una utilizando un doble cristal con cámara intermedia por la que se hace circular el aire caliente, 221
  • 216. F. Gato y A. M. Gato controlado en presión por su válvula correspondiente, que impide que se forme hielo en el exterior del cristal. Este sistema está prácticamente en desuso al valorar los inconvenientes que conlleva, el ruido que hace y que en los momentos críticos del despegue con lluvia es necesario sangrar el aire de los motores. Otra forma de utilizar el antihielo neumático es formando una cortina de aire caliente por la parte exterior, que a la vez que no deja formar hielo en el cristal impide que la lluvia disminuya la visibilidad del piloto a través del cristal. Debido a las velocidades a las que se vuela en la actualidad no resulta nada fácil el desvío de las gotas de agua, aunque la temperatura del aire evapora las gotas que se estrellan contra el cristal. Para el antiempañamiento el sistema utiliza el mismo aire de sangrado, pero al circular por el interior de la cabina la presión y la temperatura que se necesitan es menor, por lo que tiene su propia válvula reguladora de presión de control eléctrico por medio de un solenoide, y de actuación neumática tomando aire del propio sangrado antes de la mariposa de cierre. Ninguna de las dos formas anteriormente descritas se utilizan en las aeronaves actuales, aunque sí se utilizaron en lo que se considera la “aviación histórica” y en algunas aeronaves militares, ya que los avances conseguidos en la fabricación de los cristales, en los materiales de los elementos calefactores, el aumento de las velocidades de vuelo y que con los sistemas que se utilizan en la actualidad no es necesario el sangrado del aire de los motores; por todo lo anterior no es nada aconsejable la utilización del neumático ni para el antihielo ni para evitar el empañamiento interior de los cristales de la cabina. 222
  • 217. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia 11.12–3 – SISTEMAS ANTIHIELO TÉRMICO ELÉCTRICO Determinadas zonas o elementos de las aeronaves van protegidos contra el hielo por medio de resistencias eléctricas en el interior de los mismos, entre estos elementos se encuentran los tubos Pitot, las tomas de presión estática, sondas de temperatura exterior, mástiles de drenaje de agua, estaciones de servicio de aguas, medidores del ángulo de ataque o tuberías de conducción de aguas, mantas eléctricas en algunas bodegas o en aeronaves de largo recorrido, la calefacción en las zonas de anclaje de las rampas de las puertas de entrada. Todas estas zonas o elementos calefactados, sean de uno u otro fabricante, cumplen condiciones generales, como que las sondas de temperatura exterior solo están operativas en vuelo o con la mitad de los motores en funcionamiento, o en algunos elementos que cuando la aeronave está en tierra puede estar operativa la calefacción, pero a un voltaje menor, es decir, que existen gran variedad de modalidades. Todas las zonas están protegidas de alta temperatura mediante sensores que cortan el suministro eléctrico al alcanzar una temperatura determinada. ANTIHIELO EN LOS SENSORES DE DATOS DE AIRE Los sensores de datos de aire, es decir, los elementos que se colocan en el exterior de la aeronave, en el fuselaje, se utilizan para efectuar la toma de presión tanto estática como dinámica, la temperatura, o el transmisor del ángulo de ataque que necesitan los computadores y los instrumentos para efectuar sus cometidos, que al estar fuera de la aeronave tienen el riesgo de que se forme hielo a su alrededor que les impida cumplir su función. Para proteger estos elementos de ese riesgo, se les dota de unas resistencias eléctricas que embebidas en su interior en el momento de su fabricación, o mediante mantas con resistencias con las que se envuelven los tubos, mantienen durante el vuelo estos elementos a una temperatura que impide la formación de hielo cuando la aeronave cruce zonas que tengan en ese momento riesgo de engelamiento. La calefacción de estos elementos es prácticamente igual en la mayoría de las aeronaves actuales, no así las formas de control y vigilancia del funcionamiento. En la figura siguiente se presenta la distribución de los elementos relacionados con los datos de aire, y que disponen de calefacción en una aeronave Douglas MD-80 en todas sus series. 223
  • 218. F. Gato y A. M. Gato SENSORES DE DATOS DE AIRE El sistema dispone para cada elemento con calefacción de un circuito de supervisión de corriente en paralelo con el correspondiente circuito de alimentación. Estos circuitos pasan a través de un contacto en el selector del medidor de la caída de tensión, de forma que seleccionando el elemento correspondiente se comprueba el funcionamiento del circuito. La corriente supervisada en el indicador del galvanómetro corresponderá al circuito de alimentación del calentador indicado por la posición del selector exclusivamente. En la figura siguiente se presenta un ejemplo de un diagrama funcional de un sistema de calentamiento de sensores de datos de aire con el que Mc Donnell Douglas equipa la mayoría de sus modelos. 224
  • 219. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia CALENTAMIENTO DE SENSORES DE DATOS DE AIRE El circuito de alimentación se energiza en cuanto se coloque el selector en cualquier posición que no sea la de OFF alimentando a todas las sondas, pero solo la seleccionada será la que muestre su indicación. En aeronaves de la generación actual todas estas funciones las controlan unos computadores, que, bien en la posición de automático, o en la de activación manual (pulsando el mando en el panel de la cabina), una vez que se cumplan las condiciones programadas comienza el calentamiento de las sondas, Pitot y todos los elementos programados. En tierra el calentamiento de los tubos Pitot se reduce y el de la sonda de TAT se corta. El computador de calentamiento de sondas monitorea la corriente de calentamiento y genera un aviso al alcanzar un umbral preestablecido. En caso de fallo de calentamiento de una sonda, el computador de control envía una señal al ECAM y también al sistema centralizado de fallos de mantenimiento. En estos sistemas es de tener muy en cuenta que si se desconectan los fusibles automáticos tanto de los computadores de control como de la unidad de control de tren 225
  • 220. F. Gato y A. M. Gato de aterrizaje (LGCIU), o la unidad de interfaz de vibración del motor (EIVMU), la calefacción de las sondas pasa a modo de vuelo y se activa, por lo que hay que ser en sumo cuidadoso con los procedimientos. En la figura siguiente se presenta un ejemplo de este sistema en un Airbus A-340. ARQUITECTURA DE UN SISTEMA DE CALEFACCIÓN DE SONDAS DE DATOS DE AIRE En la figura anterior se muestra la arquitectura de un sistema de calentamiento de sondas de datos de aire, con todos los elementos y sistemas que están interconectados, y cómo los tres computadores controlan los mismos elementos excepto la sonda de TAT que solo es controlada por los computadores del CAP y del F/O, en la que también se pueden ver las condiciones de funcionamiento descritas anteriormente, es un sistema que el fabricante Airbus instala actualmente en los modelos A320 y A-340. En el panel de control en la cabina hay un automático que envía o corta una masa al computador asociado para su reset de reinicialización. Los avisos de fallo del sistema de calefacción de sondas se presentan en la pantalla del ECAM y quedan grabados en las memorias del CFDS (Centralized Fault Display System), que, como todos los avisos en aeronaves de esta última generación, se presentarán en la fase del vuelo que está programada, como puede observarse en la figura siguiente. 226
  • 221. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia PRESENTACIÓN DE AVISOS DE CALEFACCIÓN DE SONDAS En este cuadro se describe cómo está asociado cualquier fallo que aparezca en la pantalla del ECAM con un toque de carillón y la iluminación de las luces de Master Caution, así como las fases del vuelo en las que el aviso está inhibido. ANTIHIELO EN LAS VENTANILLAS DE LA CABINA DE MANDOS Este sistema tiene como misión conseguir tres objetivos, evitar la formación de hielo en el exterior de los parabrisas, evitar el empañamiento interior de los cristales de la cabina de vuelo y proporcionar a los cristales al calentarlos una mayor resistencia al impacto de aves u otros objetos, al circular por zonas en las que pueda existir ese riesgo. A tal efecto las ventanillas se calientan por el empleo de unas resistencias eléctricas transparentes incorporadas como parte integrante de la misma ventanilla. En cuanto a evitar la formación de hielo exterior, los cristales tienen moldeada una capa conductora en la cara posterior de la capa exterior del cristal que al hacerse pasar por ella una corriente eléctrica calienta dicha capa, evitando la formación de hielo exterior; en cuanto al empañamiento disponen de una capa conductora en la cara delantera de la capa interior, que al hacer pasar una corriente eléctrica calienta la capa interior evitando el empañamiento del cristal por su cara interna. 227
  • 222. F. Gato y A. M. Gato CALEFACCIÓN DE CRISTALES DE CABINA DE MANDOS En la siguiente figura se presenta un esquema con las secciones de los diferentes cristales de una cabina de vuelo en la que se puede ver cómo los cristales están compuestos de capas de diferentes materiales y grosores, dependiendo de la posición que ocupen en la cabina. También se observa que no todos llevan protección antihielo pero sí llevan todos protección antiempañamiento. En los parabrisas delanteros, tanto los elementos calefactores como los antivaho están hechos de cables resistivos transparentes alimentados por corriente alterna y conectados en serie, el control de su funcionamiento lo ejecutan en unas aeronaves un controlador para cada cristal y en otras un computador para una parte de la aeronave y otro para la otra parte. En cuanto al control de temperatura del antivaho lo efectúan unos sensores generalmente de lazo, que cortan la alimentación cuando llega a los valores de temperatura programados, en caso de que el control se efectúe mediante computador los sensores se limitan a informar de la temperatura a los computadores, que son los que controlan el calentamiento. En las siguientes figuras se presenta un ejemplo de cada uno de estos tipos. 228
  • 223. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia DIAGRAMA FUNCIONAL DEL SISTEMA ANTIHIELO/ ANTIEMPAÑAMIENTO DE VENTANILLAS ESQUEMA DE CALEFACCIÓN DE LOS CRISTALES DE CABINA DE MANDOS DE UN AIRBUS A-340 229
  • 224. F. Gato y A. M. Gato Una vez que el sistema es conectado, los controladores van a dar a cada cristal un aumento progresivo de potencia eléctrica, a fin de que no se produzca un shock térmico en el cristal frío que pueda dañar el cristal. Generalmente cada cristal tiene dos circuitos sensores, situados en los bordes del cristal, a fin de que si se avería uno se pueda conectar el otro y que se alargue la vida útil del cristal. Los avisos de fallo se presentan mediante luces o letreros en los paneles de avisos de la cabina en los sistemas convencionales, en cuanto a las aeronaves en las que la calefacción de cristales la controlan computadores, estos generan y presentan en las pantallas de la cabina los avisos correspondientes, que se presentarán durante las fases del vuelo en las que no esté programada su inhibición. En la siguiente figura se presenta un cuadro con los avisos y fases de presentación de una aeronave de la marca Airbus que lleva instalado un sistema ECAM. DIAGRAMA DE AVISOS DE FALLO DE CALEFACCIÓN DE CRISTALES 230
  • 225. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia ANTIHIELO EN LAS ESTACIONES DE SERVICIO DE AGUA Y RESIDUOS Las estaciones de servicio de agua potable, las estaciones de drenaje de los lavabos, las instalaciones y tuberías cuando la aeronave está en tierra y los mástiles de drenaje de las cocinas, cuando la aeronave está tanto en vuelo como en tierra, como antihielo llevan unas resistencias o calentadores eléctricos, que una vez alimentados eléctricamente van a posibilitar esa protección. Los calentadores que se utilizan generalmente pueden ser de tres tipos: en línea, integrales y de mantas eléctricas o “tipo ribbon”. CALENTADORES EN LÍNEA PARA TUBOS DE AGUA Cuando el elemento calefactor es un cable situado en el interior de la tubería tenemos un calentador en línea. En la figura siguiente se muestra un ejemplo de este tipo de calentador, que también lleva instalado un sensor de temperatura para el control de la energización que efectúan las cajas de control o los computadores, dentro de la gama de temperaturas para la que estén programadas. Este tipo de calefacción se instala generalmente en zonas en las que existe riesgo de que durante el vuelo o en largas paradas en zonas con temperaturas exteriores bajas, se pueda congelar el agua de las instalaciones. CALENTADOR DE TUBOS DE AGUA EN LÍNEA 231
  • 226. F. Gato y A. M. Gato CALENTADORES INTEGRALES Llamamos calentadores integrales a los que tienen el elemento calefactor dentro del material que compone la tubería. Este tipo de calefactor se emplea normalmente en los mástiles de drenaje de las cocinas, que va directamente al exterior, porque son cantidades muy pequeñas. Los mástiles se colocan en la parte inferior del fuselaje en el exterior de la aeronave. La colocación del elemento calefactor se efectúa durante la construcción del mástil, bien en el momento de la fundición del mástil en aluminio, o después colocando el hilo calefactor alrededor del tubo del mástil y recubriéndolo con una fibra de vidrio. En la siguiente figura se presenta un ejemplo de este tipo de calefacción, donde se observa que tiene instalado un interruptor de corte por sobretemperatura además de un sensor. MÁSTIL DE DRENAJE DE LA COCINA 232
  • 227. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia CALENTADORES DE MANTAS ELÉCTRICAS (TIPO RIBBON) Cuando el elemento calefactor está colocado alrededor de las tuberías, en forma de manta, se instala en zonas o elementos que tienen todo o parte de ellos en zonas no presurizadas de la aeronave, como ocurre con las bocas de carga de agua potable y en las de descarga de las aguas residuales, que se encuentran en las estaciones de servicio de aguas tanto potables como de los lavabos. También se colocan en tubos que pasen por zonas de la aeronave consideradas de riesgo de congelación, como pasos de tubos por zonas no presurizadas o de poca renovación de aire. CALEFACCIÓN POR MANTAS ELÉCTRICAS (TIPO RIBBON) En aeronaves que efectúan vuelos de larga duración también se coloca este tipo de calefacción de mantas en los mecanismos de los anclajes de las rampas de deslizamiento de las puertas, a fin de que si fuese necesaria su utilización esté en perfectas condiciones. Es frecuente que en aeronaves que desarrollan su actividad en zonas frías y con riesgo de que durante prolongadas escalas, al permanecer desenergizada eléctricamente, se congele el agua de las tuberías, se puedan alimentar eléctricamente los calentadores desde la red fija del aeropuerto, cuando la aeronave está energizada la alimentación es proveniente de la barra de servicio. 233
  • 228. F. Gato y A. M. Gato 11.12–4 – SISTEMAS DE DESHIELO DESHIELO POR ZAPATAS NEUMÁTICAS Este sistema de deshielo se coloca en los bordes de ataque de las superficies aerodinámicas del avión, principalmente en las alas, y los estabilizadores de la cola. Es un sistema muy apropiado para aeronaves pequeñas o de mediano tamaño propulsadas por turbohélice, es un sistema que no necesita gran potencia para funcionar y no tiene un coste económico excesivo. Desde el punto de vista de su construcción, las zapatas se componen de unas bandas de caucho y lona en medio de las cuales hay unos tubos de caucho cerrados por un extremo, y su función es inflarse y desinflarse sucesivamente, con lo que varían su volumen, lo que hace que se rompa la capa de hielo de los bordes de ataque donde vaya instalado, el hielo una vez roto se despega y con la velocidad del avión se desprende. SISTEMA DE DESHIELO POR ZAPATAS NEUMÁTICAS Los tubos están vulcanizados dentro de las capas de caucho, y los extremos libres de los tubos se unen mediante manguitos flexibles al sistema de distribución de aire a presión. La zapata va recubierta de una capa fina de material flexible y 234
  • 229. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia conductor de la electricidad para impedir la acumulación de electricidad estática. En la figura anterior se muestra un esquema de un sistema de deshielo por zapatas neumáticas. El aire con el que se inflan los tubos de las zapatas proviene, dependiendo del tipo de avión, bien del lado de presión de la bomba de vacío en caso de motores de explosión, o si son turbohélices del sangrado que se efectúa en el compresor del avión. El desinflado de los tubos de las zapatas se produce por el lado de vacío de la bomba, o si son de sangrado de compresor el desinflado se produce por medio de venturis. REGULACIÓN DE LA PRESIÓN Desde la fuente de alimentación, ya sea desde un escalón del compresor del motor o desde un compresor específico, llega el aire a la válvula reguladora, que generalmente estará controlada por un solenoide, que una vez activado regula la presión utilizando la misma presión procedente del compresor para que mediante los diafragmas de las cámaras neumáticas, con sus muelles regulados en banco, mantengan la presión corriente abajo de la válvula dentro de los límites establecidos. En la siguiente figura se presenta un esquema de una válvula reguladora de presión en sus dos posiciones VÁLVULA REGULADORA DE PRESIÓN 235
  • 230. F. Gato y A. M. Gato REGULADOR DE TIEMPO El centro del sistema de control es el regulador de tiempo, que generalmente es de funcionamiento eléctrico-electrónico, su función es accionar los solenoides de las válvulas distribuidoras en el orden y a los intervalos requeridos y programados, para proteger a la aeronave en las diversas condiciones de formación de hielo. Un interruptor de control en el panel de control en la cabina, junto con interruptores de actuación manual de las válvulas, las luces indicadoras de posición, fusibles, y un dibujo de la aeronave con las zonas de deshielo marcadas forman el panel de control del que se presenta un dibujo en la siguiente figura. PANEL DE CONTROL DE ANTIHIELO DE UNA AERONAVE FOKKER DISTRIBUCIÓN DEL AIRE La distribución del aire a lo largo de la aeronave se efectúa generalmente por tubos metálicos de aluminio de pared fina o tubos de fibra, por razones de peso y de que la presión de trabajo no es alta. Una vez que el aire ha sido regulado en presión llega a las válvulas distribuidoras, una para cada zona o sector, y son éstas las que, obedeciendo bien a un temporizador automático, o al sistema manual, se van abriendo y cerrando, permitiendo que una vez se infle un circuito neumático de las zapatas y otra vez otro, conectando el anterior al 236
  • 231. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia circuito de vacío o al ambiente exterior para que se desinfle variando así la superficie donde esté instalado, así de una forma secuencial durante el tiempo que permanezca operando. En la figura siguiente se muestra la instalación de unas válvulas distribuidoras de una aeronave de mediano tamaño de la marca Fokker con los correspondientes tubos de entradas y salidas de aire. VÁLVULAS DISTRIBUIDORAS Según la instalación en la superficie las zapatas pueden ser de dos tipos, el más común lleva los tubos inflables instalados a lo largo de la envergadura del borde de ataque; y otro tipo, donde los tubos se instalan en sentido transversal, es decir, paralelos a las costillas del ala. En la figura siguiente se presenta una zapata del sistema de antihielo instalada en el borde de ataque de un ala. 237
  • 232. F. Gato y A. M. Gato INSTALACIÓN DE ZAPATAS ANTIHIELO EN UN BORDE DE ATAQUE DE UN ALA FORMAS DE FUNCIONAMIENTO Desde el punto de vista de su funcionamiento las zapatas trabajan de dos formas, una SIMULTÁNEA, es decir, que se inflan todos los tubos a la vez, y otra llamada SECUENCIAL en la que primero se inflan los tubos centrales, con lo que se rompe la capa de hielo y después los laterales, que despegan el resto de la capa del borde de ataque troceándose el hielo, por acción de la velocidad del avión el hielo es arrastrado, con lo que el borde de ataque queda limpio y la superficie mantiene las condiciones aerodinámicas necesarias; así continúa la secuencia durante todo el tiempo que esté activado el sistema, en ambos casos el aire a presión es transportado por tubos y controlado por válvulas normalmente actuadas mediante solenoides. En la figura siguiente se muestra cómo están fijadas las entradas de aire en el interior del borde de ataque y cómo se inflan de una forma secuencial. 238
  • 233. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia SECUENCIA DE ACTUACIÓN DE LAS ZAPATAS En cuanto a la velocidad cíclica depende de la aeronave, ya que algunas tienen la posibilidad de varias velocidades, generalmente dos: “rápida”, con unos diez a doce ciclos por minuto y “lenta”, con cuatro a seis ciclos, modos que seleccionará el piloto de acuerdo a la necesidad. SISTEMAS DE DESHIELO POR IMPULSOS El engelamiento es un tema de suma importancia en la aeronáutica, y es por lo que todo lo relacionado con él está en constante evolución tecnológica, tanto en el perfeccionamiento de los sistemas ya desarrollados como en el desarrollo de sistemas nuevos, así aparece el sistema de deshielo por impulsos electromagnéticos, que someten a la capa de hielo a una aceleración muy alta que rompe la capa de hielo. Para que este sistema sea eficaz es suficiente que la capa de hielo sea de un milímetro de espesor, con lo que los trozos que se desprenden ofrecen un riesgo de daño, para las partes de la aeronave que pueden sufrir el impacto de los pequeños trozos, nulo o muy pequeño y la pérdida de las características aerodinámicas de la superficie es de un mínimo valor. El objetivo es conseguir que a los motores no se les penalice tanto con el sangrado de aire en las etapas del compresor para el antihielo, las zonas donde en principio puede ser más eficaz serían las entradas de aire a los reactores, operaciones que redundan en el menor consumo de combustible y una mayor autonomía de la aeronave. DESHIELO DE LA AERONAVE EN TIERRA Debido a los percances y accidentes ocurridos en los últimos años en los que después de las investigaciones sobre lo ocurrido, se ha podido saber que el hielo ha sido uno de los elementos que más ha influido en los mismos, estas operaciones de deshielo han tomado gran protagonismo y se han desarrollado ampliamente cuando las condiciones meteorológicas lo aconsejan. 239
  • 234. F. Gato y A. M. Gato La operación del avión en el despegue y ascenso puede verse muy comprometida por la presencia de hielo en las superficies, debido a la disminución de las prestaciones aerodinámicas, es decir, que produce una disminución de la sustentación y un aumento de la resistencia aerodinámica junto con el aumento de peso por la acumulación del hielo, sitúan al avión en unas condiciones que comprometen las prestaciones aerodinámicas necesarias para realizar las referidas fases de vuelo. En cuanto a la valoración de la necesidad de que se efectúen estas operaciones antes de comenzar un vuelo, será potestad del comandante tomar la decisión, si bien las autoridades aeroportuarias, y hasta los departamentos de Mantenimiento, están también implicados en la operación y tienen su cuota de responsabilidad en el asunto. Las operaciones de deshielo o de antihielo de un avión en tierra se ciñen en realidad a un proceso de rociado del avión con un líquido que tiene propiedades depresoras del punto de congelación del agua, mediante la maquinaria y utillaje correspondiente. Los fluidos son compuestos ya comerciales que tienen como base el alcohol y la glicerina, aunque con los avances de la química podríamos encontrarnos otra cosa, de todas formas el proceso estará en los manuales de operaciones de cada compañía y son temas de actualización permanente entre los fabricantes y las compañías aéreas. Estos líquidos, normalmente mezclados incluso con agua y a unas temperaturas elevadas (50 ºC o más), proporcionan la desaparición del hielo, nieve, etc., que pudiera tener el avión antes de volar, se le llama operación de deshielo. Cuando las condiciones meteorológicas lo requieren, se somete a la aeronave a un proceso de deshielo y antihielo ya cerca de la cabecera de la pista de despegue que proporciona a la misma una capa protectora de fluido durante un tiempo, que son los minutos que se utiliza para situarse en posición y despegar. MÉTODOS DE APLICACIÓN Cada superficie del avión debe tratarse de una forma diferente, y daremos aquí unas normas generales porque las específicas para cada avión y situación las encontraremos en los referidos Manuales de Operación de cada Compañía Aérea. Al objeto de impedir los esfuerzos innecesarios a la estructura de las alas por razón de un peso mal distribuido, las alas y las superficies horizontales de cola se limpiarán siempre desde el borde marginal hacia el encastre con el fuselaje y desde el borde de ataque hacia el de salida. El deshielo del fuselaje se realizará de arriba hacia abajo y deberá ser extremadamente cuidadoso este proceso en aviones que tengan un motor en el empenaje vertical de cola o lleven en el encastre de la deriva la toma de aire del motor central, porque una operación de deshielo-antihielo poco cuidadosa, con el motor en marcha, puede provocar una ingestión de hielo en los motores que le provoquen una parada por 240
  • 235. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia extinción de la combustión, una entrada en pérdida del compresor o daños en los álabes del compresor que podrían llegar hasta su inutilización. Las zonas situadas entre las alas o los estabilizadores y las superficies móviles, como alerones, spoilers o timones, se deshielan colocando estos de forma que la inclinación facilite la caída por gravedad del hielo o la nieve acumulada. Hay que tener sumo cuidado en no ejercer una aplicación directa del fluido sobre los sensores, tubos Pitot u orificios de entrada de las tomas de presión estática, etc., por el peligro que entraña de ocasionar tanto lecturas erróneas en los instrumentos como averías en los mismos. Hay que aplicar el tratamiento especialmente en la cúpula de radar para evitar que trozos de hielo desprendidos golpeen el parabrisas de la cabina de pilotos, y lo dañen o impidan la visión del piloto. Las entradas de los motores o del APU son zonas en las que la aplicación del fluido deberá ser nula o mínima debido al riesgo que pueden correr las actuaciones de los mismos, para estas zonas en motores reactores nos encontraremos con bastante frecuencia con que hay que elevar intermitentemente el régimen de los motores hasta más del 70% de N1 para provocar una fuerte entrada de aire que elimine la posible acumulación de hielo, tanto en la entrada como en los álabes, guía del compresor o los álabes de fan. SECUENCIA DE LAS OPERACIONES DE DESHIELO DE UNA AERONAVE EN TIERRA 241
  • 236. F. Gato y A. M. Gato En esta figura se representa la secuencia que el operador del equipo de deshielo en tierra debe seguir para efectuar una correcta operación de deshielo. LA ELIMINACIÓN DEL HIELO VÍTREO EN TIERRA En ocasiones, al llegar el avión de un vuelo largo y con el combustible remanente muy frío, en las zonas donde éste toque la parte superior de los tanques (si son integrales), se forma en la parte superior del ala una capa de hielo vítreo, producto de la congelación de la humedad de lluvia reciente, lloviznas, el caso es que se detecta una capa de hielo transparente, que es sumamente peligrosa, difícil de ver, hasta el punto de que en muchos casos es necesario tocarlo, hay aviones que colocan unas mechas de cordón de algodón atado en unos soportes del extradós del ala para que se toquen, y poder comprobar si están móviles. Este hielo hay que eliminarlo antes de que el avión vuelva a irse a volar, porque un desprendimiento de esa capa podría causar graves desperfectos en los empenajes de cola, en los motores si los lleva posteriores, y hasta en el fuselaje perforándolo. Las formas de eliminar este hielo son varias, pero podemos destacar: rociado del extradós del ala con líquido de deshielo; llenado de los tanques con combustible a temperaturas sobre cero que, mezclándose con el remanente, lo eleve de temperatura y desaparezca el riesgo, todo esto si la cantidad necesaria para efectuar el próximo vuelo es suficiente como para que el remanente se caliente lo necesario; también desaparecerá si el tiempo entre la llegada y el despegue es suficiente para que el combustible remanente alcance temperaturas por encima de 0 °C. TIPOS DE LÍQUIDOS PARA DESHIELO O ANTIHIELO Como se ha indicado anteriormente, el engelamiento del avión en tierra se soluciona por lo común en el curso de dos operaciones consecutivas. En primer lugar se lleva a cabo el deshielo de las superficies del avión, para lo cual se aplica mezcla de agua caliente y el tipo I de fluido deshielo/antihielo. A continuación, con las superficies aerodinámicas limpias, se aplican los fluidos antihielo para preservar estas superficies del engelamiento durante un tiempo determinado, pero suficiente para realizar el despegue. En la actualidad hay dos tipos de fluidos de deshielo/antihielo que se conocen como TIPO I y II, que son de uso general en todo el mundo. El fluido TIPO I de deshielo/ antihielo tiene un contenido mínimo de 80% de glicol que, al ser un compuesto con dos grupos de hidroxilo y alcoholes, se caracteriza por su gran solubilidad en el agua, y una viscosidad en función de su temperatura. La característica física más importante del fluido TIPO I es su baja viscosidad, que mantiene incluso a temperaturas muy bajas; esto indica que el fluido escurre 242
  • 237. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia rápidamente de las superficies del avión, dejando sólo una capa fina sobre ellas. Por estas razones este fluido tiene una eficacia limitada como antihielo. En la actualidad este fluido mezclado con agua caliente se emplea básicamente en la operación de deshielo del avión a la vez que ayuda a quitar la contaminación y suciedad que se encuentra normalmente en las superficies del avión. Los fluidos TIPO II son también derivados de los glicoles y se emplean fundamentalmente en las operaciones de antihielo. Son más viscosos que el anterior y forman capas más espesas y duraderas sobre las superficies. La particularidad más notable es que su viscosidad disminuye de forma apreciable con la velocidad del aire de manera que en vuelo escurre muy rápidamente, puede decirse que tiene un comportamiento (no newtoniano) en el sentido de que su viscosidad depende de las fuerzas cortantes a las que está sometido. Así pues la acción aerodinámica del aire durante la carrera de despegue produce esfuerzos cortantes entre las láminas del fluido que tienen la virtud de disminuir su viscosidad, ello permite que escurra fácilmente de las superficies del avión después de la rotación, momento en el que se alcanzan velocidades en torno a los 110 nudos. Con esto se pretende conseguir un mayor tiempo de permanencia del líquido sobre las superficies del avión, denominándose tiempo de permanencia al tiempo transcurrido entre su aplicación y el momento en que aparecen los cristales de hielo en el fluido, en este tiempo debe mantener la protección antihielo del avión, durante el tráfico normal hasta la cabecera de pista y durante el despegue incluso en un aeropuerto congestionado. La tabla adjunta muestra los tiempos de permanencia del fluido ISO TIPO II en diversas condiciones de engelamiento y temperatura exterior. TABLA DE PREMANENCIA EN HORAS Y MINUTOS DEL LÍQUIDO ANTIHIELO ISO TIPO II 243
  • 238. F. Gato y A. M. Gato El empleo del fluido ISO TIPO II como antihielo por debajo de -25 ºC debe mantener un margen de 7 ºC respecto al punto de congelación del fluido, por ejemplo si el punto de congelación es de -38 ºC se puede emplear hasta -31 ºC. Es necesario considerar el empleo de fluidos ISO TIPO I para los casos donde no pueda emplearse ISO TIPO II. Hay que tener en cuenta también que estos líquidos están en una constante actualización de sus prestaciones por parte de los fabricantes, que inmediatamente son comunicadas a las compañías usuarias. Los fluidos TIPO II no deben emplearse como norma general en aeronaves de pequeño tamaño cuya velocidad de rotación en el despegue sea inferior a unos 85 nudos; la carrera de despegue de estas aeronaves suele ser de unos 15 a 20 segundos, de tal manera que no se desarrollan fuerzas cortantes suficientes como para disminuir la viscosidad del fluido. Estas aeronaves podrían realizar una rotación con una capa espesa de fluido en las alas, rugosa desde el punto de vista aerodinámico, que puede comprometer las actuaciones de la aeronave en esta fase. Para estas aeronaves sería adecuado el empleo de fluidos TIPO I, que tiene menor viscosidad. En las aeronaves de mayor velocidad de rotación, sin embargo, el fluido TIPO II es un excelente antihielo porque la mayor velocidad del aire y también el tiempo de la carrera de despegue (30 a 50 seg. aproximadamente) favorecen la presencia de fuerzas cortantes que disminuyen la viscosidad del fluido y facilitan su desaparición de las alas tras su rotación. EFECTOS AERODINÁMICOS DE LOS FLUIDOS DE DESHIELO/ANTIHIELO La capa de fluido deshielo/antihielo del avión, cuando está presente durante la carrera de despegue, se somete a fuerzas cortantes por efectos aerodinámicos que provocan su inestabilidad. Se manifiesta por la presencia en ella de ondulaciones que en realidad es rugosidad de la superficie del avión contemplándose desde el punto de vista aerodinámico. El resultado de esta rugosidad física sobre el ala es la disminución del coeficiente de sustentación y el incremento de resistencia aerodinámica. Se origina así el hecho curioso de que fluidos que protegen contra la rugosidad superficial debida a la presencia de hielo, introducen otra rugosidad propia, que puede perjudicar la actuación del avión durante el despegue. Las experiencias realizadas han permitido establecer que la pérdida de sustentación en estos casos está relacionada con el espesor de la capa de fluido en el borde de salida del ala. Aparecen de esta forma criterios aerodinámicos para aceptar o rechazar fluidos que los fabricantes pretenden introducir en las categorías I y II. Los fluidos que superan un límite de espesor en las condiciones de prueba son rechazados. En realidad se rechazan aquellos fluidos que ocasionan una pérdida de sustentación superior a la admisible para esta fase de operación del avión. 244
  • 239. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia El límite superior de aceptación está relacionado con el margen de seguridad que se establece para V2 respecto a la velocidad de pérdida. Recordamos que V2 es la velocidad de seguridad de despegue. La normativa señala que este margen debe ser el 13% para el ala limpia, sin embargo, para el caso que nos ocupa se acepta reducir el límite al 10%. La normativa entiende aquí que la presencia de fluido en el ala y otras superficies del avión es una situación transitoria que desaparece después de la rotación. Como ejercicio, operando en las ecuaciones aerodinámicas, se puede comprobar que para cumplir el límite del 10% de velocidad en cuanto a margen de seguridad respecto a la velocidad de pérdida, la disminución del coeficiente de sustentación del ala, en estos casos, no debe ser superior al 5,24%. En la práctica casi todos los aviones comerciales admiten esta pérdida de sustentación sin más problemas operativos, aunque también es verdad que algunos han debido ajustar su carga de pago durante las operaciones con fluidos antihielo. 245
  • 240. F. Gato y A. M. Gato 11.12–5 – PROTECCIÓN CONTRA LA LLUVIA En las aeronaves, al desarrollar sus vuelos en condiciones meteorológicas adversas como la lluvia en cualquier grado de intensidad, disminuye tanto la visibilidad del piloto que puede llegar a impedirla o dificultarla en gran medida. Para evitar estos inconvenientes se dota a las aeronaves de sistemas que mantengan la visibilidad a través de los parabrisas delanteros, sistemas neumáticos (ya tratados en el capítulo del neumático como antihielo), sistemas electromecánicos, que consiste en una pala limpiadora y su brazo actuador movidos por un motor eléctrico a través de un convertidor, o sistemas de líquido repelente de lluvia, que permite rociar el cristal por el exterior con el líquido repelente a presión, para que durante un tiempo la lluvia no se adhiera al cristal y no perjudique la visión a través de él, otro sistema es la utilización de cristales hidrófobos, que son cristales con un revestimiento externo de un material repelente de la lluvia. SISTEMAS DE LIMPIAPARABRISAS Los limpiaparabrisas que tienen como objetivo mantener la visibilidad a través de los cristales, los parabrisas de los pilotos, son muy eficaces hasta los 250 nudos de velocidad, barren un arco de unos 70º aproximadamente, según la aeronave de que se trate, y a unas velocidades seleccionadas por el piloto que generalmente oscilarán entre los 160 ciclos o recorridos en velocidad lenta y los 275 ciclos en la velocidad rápida. El sistema consta de panel de control, motor actuador eléctrico, convertidor, brazo actuador y pala de limpieza o escobilla. El panel de control se sitúa en le cabina en lugar de fácil acceso para los dos pilotos (en algunas aeronaves tienen un panel para cada uno), en este panel se encuentra el mando de control del motor eléctrico, que tiene además de las posiciones de velocidad de barrido de la escobilla, una posición de aparcamiento del brazo que lo sitúa en la parte inferior del marco del cristal, a fin de que no estorbe a la visibilidad desde dentro de la cabina. En este panel también se sitúan los mandos de control del líquido repelente de lluvia. El motor eléctrico es el encargado de accionar a través del convertidor el brazo con la escobilla, normalmente está alimentado de 28 V DC, es de velocidad variable, y está provisto de filtros antiparasitarios, un interruptor térmico de reposición automática y un microinterruptor accionado por leva. Va unido al motor mediante tornillos y se sitúa en el interior del fuselaje. 246
  • 241. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia El convertidor es un conversor de torsión que une el eje del motor con el brazo actuador de la pala limpiadora, tiene un eje estriado que sobresale a través del fuselaje para la fijación del brazo y la regulación del arco de recorrido de la escobilla. En la figura siguiente se presenta un sistema de limpiaparabrisas actuado por motor eléctrico, y una vista de un panel de control. SISTEMA LIMPIAPARABRISAS El brazo actuador, aparte de ser el elemento que une la pala con el eje del convertidor, tiene las funciones de regular el arco de limpiado y la tensión o fuerza con la que la pala resbala sobre el cristal. La regulación del arco se produce haciendo coincidir las estrías del eje del convertidor con las del hueco del extremo del brazo. La regulación de la tensión del brazo se efectúa actuando sobre el tornillo de ajuste del brazo, según se puede ver en el ejemplo de la figura siguiente. 247
  • 242. F. Gato y A. M. Gato CONJUNTO BRAZO ACTUADOR-PALA LIMPIADORA Como precaución general no se deben actuar los limpiaparabrisas con los cristales secos, pero si fuese necesario efectuar alguna prueba hay que colocar una almohadilla entre el cristal y la escobilla del brazo o mojar los cristales con agua, a fin de que los cristales no se rayen. REPELENTES DE LLUVIA Este es un sistema que fundamentalmente ayuda a mantener la visibilidad exterior, desde el interior de la cabina a través de los cristales parabrisas, extendiendo sobre la cara exterior de los mismos una capa de un líquido repelente de lluvia, que disminuye la adherencia de las gotas de agua sobre el cristal. Esta protección no es de larga duración, por lo que el piloto tendrá que actuar sobre los interruptores periódicamente, generalmente el uso del repelente se utiliza en caso de lluvia fuerte y a altas velocidades, pues en tierra y en el despegue si la lluvia no es muy fuerte es suficiente el limpiaparabrisas para mantener una correcta visibilidad a través de los cristales. Como aviso general no es conveniente aplicar el líquido repelente sobre el cristal cuando esté poco mojado o seco, pues se forma una película que impide la visibilidad y es altamente corrosivo para el revestimiento del fuselaje. En caso de una aplicación inadvertida se hace necesario lavar el cristal lo antes posible. 248
  • 243. 11.12 – Protección contra hielo y lluvia El sistema consta de una o dos botellas de un solo uso que almacenan el producto a presión, una válvula selectora (si el sistema es de dos botellas ya que una será de reserva), una válvula de corte para cada cristal accionada por solenoide, una tobera pulverizadora para cada cristal, dos pulsadores (uno por parabrisas) situados en el panel de mandos de la cabina, una luz letrero de aviso de botella de reserva en uso (si lleva dos) y tuberías de conducción del líquido repelente. ESQUEMA FUNCIONAL DEL SISTEMA REPELENTE DE LLUVIA Cuando es necesario se acciona el pulsador correspondiente que energiza el solenoide y abre la válvula de corte, pasados 0,3 segundos un relé de tiempo abre su contacto y corta la alimentación eléctrica al solenoide de la válvula que se vuelve a cerrar, durante ese lapso de tiempo se han pulverizado unos 3 o 4 c. c. sobre el cristal, que habrá formado una capa que durará unos 8 minutos aproximadamente, debiendo volver a pulsarse otra vez si sigue siendo necesario. UTILIZACIÓN DE CRISTALES HIDRÓFOBOS A partir de enero de 1996 por motivos medioambientales se prohíbe el uso del líquido repelente que se venía utilizando, y es cuando la industria saca al mercado los 249
  • 244. cristales con revestimiento hidrófobo, que consiste en una capa de material repelente de lluvia que está en la parte exterior y que basa su eficacia en que tiene la propiedad de originar ángulos de contacto con las gotas de agua de unos 80 a 100 grados (ángulo de contacto es el formado por la superficie del cristal y la tangente en el borde de la gota). Los revestimientos hidrófobos, aunque son muy resistentes a los productos que generalmente se utilizan en la aeronáutica, tienen una vida relativamente corta (unas 1.500 horas de vuelo) comparada con la del cristal, por lo que es necesario cambiar la capa de revestimiento con cierta frecuencia. En la figura siguiente se muestra un ejemplo de las diferencias de ángulo de contacto de las gotas de agua con el parabrisas en caso de no llevar ninguna protección, llevando protección por líquido repelente y con un cristal con capa hidrófoba. ÁNGULO DE CONTACTO
  • 245. 11.13 – TREN DE ATERRIZAJE 11.13–0 – GENERALIDADES ...............................................................................253 11.13–1 – CONSTRUCCIÓN Y AMORTIGUACIÓN ...........................................267 11.13–2 – EXTENSIÓN Y RETRACCIÓN ............................................................284 11.13–3 – INDICACIONES Y AVISOS ..................................................................323 11.13–4 – RUEDAS, FRENOS, ANTIDESLIZAMIENTO Y FRENADO AUTOMÁTICO .....................................................................................336 11.13–5 – NEUMÁTICOS ......................................................................................370 11.13–6 – DIRECCIÓN DE RUEDAS (CONDUCCIÓN DEL AVIÓN EN TIERRA).................................................................................................376 11.13–7 – CONTROL TIERRA–VUELO ...............................................................383 11.13–8 – PATÍN DE COLA....................................................................................386 251
  • 246. 11.13–0 – GENERALIDADES Tren de aterrizaje: Conjunto de elementos que permiten al aeroplano rodar sobre el suelo o deslizarse sobre el agua o hielo. La necesidad del tren de aterrizaje se comprende fácilmente, recordando que la fuerza de sustentación, producida por las alas del aeroplano, es proporcional a la segunda potencia de su velocidad, respecto al aire. La aeronave despega cuando esta fuerza supera al peso del mismo. Para que ocurra esto es preciso que su velocidad, respecto al aire, alcance un valor determinado, lo que se consigue rodando sobre el terreno mediante el “tren de rodadura”, o bien deslizándose sobre el agua, con el “tren de flotación”. Tanto el tren de rodadura como el de flotación o deslizamiento están incluidos en la denominación genérica (aunque incompleta) de tren de aterrizaje. Durante el aterrizaje propiamente dicho, la misión del tren de rodadura (o la del tren de flotación) es doble, pues, además de servir para rodar sobre la pista (o deslizarse sobre el agua) y contribuir a su frenado hasta que el avión se para (a este recorrido se le llama “carrera de aterrizaje”), tiene que absorber y amortiguar la energía del choque en el momento de posarse la aeronave. Para operaciones sobre hielo o nieve se requiere un tren de deslizamiento especial. TREN DE ATERRIZAJE En esta figura se presenta una aeronave con el tren de aterrizaje extendido del tipo triciclo retráctil, donde se puede ver la ubicación de las diferentes patas y compuertas de cierre de los alojamientos que lo componen. 253
  • 247. F. Gato y A. M. Gato Los primeros trenes de aterrizaje consistían en un conjunto de ruedas acopladas de formas muy diversas y sujetas, más o menos rígidamente, al fuselaje o a las alas del aeroplano. El tren en esas condiciones ofrece una gran resistencia al avance del avión en vuelo, por lo que se trató de reducir dicha resistencia carenando el tren. En las siguientes figuras se muestra un ejemplo de cada uno de los tipos. TREN SIN CARENAR TREN CLÁSICO CARENADO A pesar de ello, la resistencia aerodinámica producida por el tren carenado seguía resultando muy sensible a altas velocidades. Para evitar ese inconveniente se ideó el tren de aterrizaje escamoteable o retráctil, que únicamente se despliega para realizar la maniobra de aterrizaje y el rodaje en tierra, volviendo a recogerse, alojándose en el fuselaje o en las alas una vez terminado el despegue. De esta forma el tren queda oculto y se consigue que no presente ninguna resistencia durante el vuelo normal. 254
  • 248. 11.13 – Tren de aterrizaje TREN RETRÁCTIL Tanto los trenes de rodadura fijos como los plegables pueden ir dispuestos de diversos modos en el aeroplano. Los más frecuentes son el llamado tren clásico y el triciclo. Asimismo, en algunos aeroplanos grandes de carga, se ha utilizado el tren de rodadura oruga, es decir, que generalmente en el tren principal llevan las ruedas en fila unas a continuación de otras. TREN TRICICLO RETRÁCTIL DE ORUGA 255
  • 249. F. Gato y A. M. Gato En un principio para aviones pequeños y de mediano tamaño se utilizaba el llamado tren clásico, es decir, patas fuertes delante del centro de gravedad y un patín de cola, en unos casos orientable y en otros de giro libre, con una rueda más pequeña que se sitúa en la cola, que permite, maniobrando sobre los frenos, sobre el timón de dirección o sobre el propio patín, controlar el avión sobre la pista. Este modelo de tren tiene la característica de que en tierra el avión queda inclinado de cola, lo que resulta bastante incómodo para la carga y descarga así como para el acceso de los pasajeros, en la siguiente figura se muestra un avión con este tipo de tren. TREN CLÁSICO Al aumentar de tamaño y peso los aviones se comienza a diseñar un tren de aterrizaje con dos patas de tren principal detrás del centro de gravedad y una más sencilla en el morro, orientable, manejada por el piloto y que permite gran maniobrabilidad durante su recorrido por las pistas y aparcamientos, se le denomina tren triciclo; en la siguiente figura se presenta una muestra de un avión con el tren tipo triciclo. TREN TRICICLO RETRÁCTIL El tren de rodadura lleva un sistema de amortiguación para absorber la energía de impacto del aterrizaje. 256
  • 250. 11.13 – Tren de aterrizaje Con el fin de reducir las carreras de aterrizaje, los trenes de aterrizaje suelen llevar incorporado un equipo de frenado que controla el piloto. Los trenes de flotación son muy variados en su forma, prácticamente la única variación es que unos hidroaviones tienen el fuselaje en forma de casco de nave (capaz de flotar y deslizarse sobre el agua) y otros no. Las cargas de impacto sobre los trenes de flotación son mucho menores que sobre los de rodadura, por lo que los flotadores suelen ir unidos directamente, sin amortiguadores, a los planos o al fuselaje. TREN DE FLOTACIÓN TREN DE FLOTACIÓN A lo largo de la historia se han fabricado muchas clases de trenes de aterrizaje, y han estado en continuos cambios de diseño, por lo que se hacen unos breves comentarios de varios de ellos, nada más que por recuerdo de la historia, porque en la actualidad los trenes tienen amortiguadores en las patas, la mayoría son del tipo triciclo, pocos clásicos, y generalmente salvo en la aviación ligera son retráctiles, con una, dos, cuatro o seis ruedas en cada pata, y las grandes aeronaves actuales se diseñan con tres o cuatro patas para el tren principal. Quedan aparte los grandes cargueros o las aeronaves para transportes especiales que se les diseñan trenes acordes con las necesidades relacionadas con lo que van a transportar. 257
  • 251. F. Gato y A. M. Gato Tren de aterrizaje arrojable. Es aquel cuyo conjunto está diseñado para ser soltado del avión una vez concluido el despegue. Se utilizó en algunos aeroplanos primitivos y experimentales, cuyo aterrizaje se realizaba sobre una especie de patín metálico o refuerzo especial acoplado al fuselaje. El apelativo de tren de aterrizaje no es, evidentemente, adecuado para este equipo, ya que se utilizaba sólo para el despegue. Tren de aterrizaje articulado. Tren de aterrizaje en el que la rueda de la pata principal va acoplada a la estructura de la misma por medio de un brazo articulado. Tren de aterrizaje carenado. Es aquel cuyos elementos visibles (patas y ruedas) están cubiertos por chapa, lo que les confiere forma fuselada, con el fin de disminuir su resistencia aerodinámica. Tren de aterrizaje con resorte de anillo. Es aquel cuyo elemento amortiguador está constituido por una serie de anillos elásticos de acero superpuestos, acoplados entre sí por medio de superficies cónicas en su interior y cilíndricas en su exterior. Es un dispositivo muy eficaz para absorber la energía del impacto en el aterrizaje, pero presenta algunos inconvenientes en otros aspectos, por lo que no se ha generalizado su empleo. Tren de aterrizaje de esquíes. Es el que dispone de esquíes en lugar de ruedas con el fin de realizar operaciones sobre nieve o hielo. Se designa también con el nombre de tren de aterrizaje tipo esquí, en algunos tipos de aeronaves de mediano tamaño (sobre todo militares) se les dota de esquíes y ruedas a la vez que sobresalen de los esquíes cuando va a aterrizar en pista. Tren de aterrizaje fijo. Es aquel que no puede ser escamoteado durante el vuelo. Se utilizó en los aviones antiguos y se sigue empleando en aparatos de baja velocidad. Puede ir carenado o no. Tren de aterrizaje flotante. Es el que está compuesto por elementos flotadores, con el fin de poder soportar al aparato cuando se posa en el agua. Se utiliza en hidroaviones, aviones anfibios y helicópteros. Tren de aterrizaje hidráulico. Va equipado con amortiguadores hidráulicos para absorber la energía desarrollada en el impacto del avión al tocar el suelo. Tren de aterrizaje orientable. Es el que va montado de tal modo que sus ruedas pueden orientarse siguiendo la dirección correcta del avión, cuando aterriza con un viento cruzado. Tren de aterrizaje oruga Bonmartini. Está proyectado para todo terreno en el que la banda de rodadura consiste en una banda neumática que tiene forma de correa sin fin. 258
  • 252. 11.13 – Tren de aterrizaje Tren de aterrizaje para maniobras en tierra. Dispositivo de ruedas que puede acoplarse a un hidroavión con el fin de facilitar sus maniobras en tierra (en la orilla del mar, por ejemplo). A continuación se describirán los elementos componentes de los trenes de aterrizaje más comunes, sus formas de actuación, de control y de la indicación en la cabina de mandos, del estado y posición de las patas, y compuertas, etc. Tren de aterrizaje con bogies. Al aumentar el peso de las aeronaves se hace imprescindible que las cargas estén repartidas y dentro de unos límites aceptables de peso por centímetro cuadrado cuando están en tierra, es por lo que se han ido variando a lo largo de la historia tanto las normas y formas de construcción de las pistas, como la construcción de las patas del tren de aterrizaje que no solo deberán soportar el peso en el momento del aterrizaje sino que lo soportará durante todo el tiempo que esté la aeronave en tierra. (BOGIE) DE CUATRO RUEDAS Como puede observarse en la figura anterior, para cubrir esta necesidad y sobre los diseños de patas con amortiguador, se varía el número de ruedas que se colocan por pata. Se puede observar cómo sobre una viga soporte se coloca en el extremo inferior de la pata, más o menos perpendicular a ésta, con la unión articulada, y con cilindros amortiguadores para eliminar el cabeceo. 259
  • 253. F. Gato y A. M. Gato Estos amortiguadores además efectúan una función en el aterrizaje, de disminución de cargas en las ruedas delanteras del carretón, ya que al ser la viga del mismo articulada, está diseñada para que tenga más peso la parte de las ruedas posteriores, por lo que al sacar el tren para aterrizar primero asienta las ruedas traseras, durante el tiempo que tardan en tocar pista las ruedas delanteras, los amortiguadores habrán disipado parte de la energía, con lo que la carga sobre las ruedas delanteras es menor. Sobre esta viga se colocan transversalmente los ejes para las ruedas formando pares, en los extremos de sendos ejes, que a su vez, van agrupados en conjuntos de dos, tres e incluso más ejes. Cada uno de estos conjuntos se designa con la voz inglesa “bogie” y está constituido por un bastidor al que se acoplan convenientemente los ejes de las ruedas. TREN DE ATERRIZAJE SOBRE UN “BOGIE” DE CUATRO RUEDAS 260
  • 254. 11.13 – Tren de aterrizaje La pata correspondiente del tren va unida al citado bastidor controlando su plegado y despliegue, y en ella va alojado el amortiguador principal. La citada pata es la única conexión que existe entre la estructura del avión y el “bogie”. Este tipo de tren se conoce también con el nombre de tren de aterrizaje de carretilla. Con objeto de mantener la configuración del avión sin discontinuidades superficiales, el alojamiento de cada pata del tren retráctil va equipado con un juego de puertas y compuertas, con bisagras o deslizantes, cuyo movimiento está coordinado con el de la pata correspondiente, de modo que una vez recogido o extendido el tren las compuertas móviles se cierran, permaneciendo abiertas únicamente durante las operaciones de subida y bajada. En la figura siguiente se muestra una pata de tren principal con las compuertas fijas y móviles, así como las riostras articuladas para la fijación de la pata a la estructura de la aeronave y que le permiten el recorrido para la extensión y la retracción de la pata. Cada pata va arriostrada con diversos elementos mecánicos (vigas, tirantes, etc.) que aseguran su resistencia a la flexión. Cuando se trata de tren retráctil, las uniones de estos elementos mecánicos entre sí, y con el cuerpo de la pata, van provistas de las articulaciones oportunas para permitir el plegado. PATA DE TREN PRINCIPAL Y COMPUERTAS En los aviones modernos, las operaciones de recogida y despliegue del tren están controlados por martinetes hidráulicos, que llevan incorporados sistemas de blocaje para las dos posiciones extremas. 261
  • 255. F. Gato y A. M. Gato En los aeroplanos con tren triciclo, el subsistema de tren de morro (o tren de proa) es la parte del sistema que soporta el morro del avión cuando está en tierra. Está constituido por una sola pata que, junto a las del tren principal, asegura la estabilidad del equilibrio del avión sobre el suelo. El elemento de rodadura de la misma está constituido por una rueda (o dos gemelas formando un diábolo), orientable para el control del avión en su marcha por tierra. Una de las finalidades principales de que se instalen dos ruedas en las patas de morro, y en las de tren principal, es por seguridad para que en caso de reventar una quede la otra para continuar sin que ocurra una inconveniencia o accidente. La pata del tren de morro (o tren de proa) si es retráctil va acoplada a través de un conjunto de elementos mecánicos, convenientemente articulados, a la estructura resistente del fuselaje. En la figura de la página siguiente se presenta una vista de una pata de morro con los tirantes y soportes de fijación, mecanismos de extensión y retracción, y de blocaje y desblocaje de la pata tanto en la posición de extendida como en la de recogida. Los dispositivos para la bajada y recogida del tren de morro forman parte del subsistema general del mecanismo de extensión y retracción del tren, que se trata en el capítulo (11.13-2) con la profundidad conveniente. 262
  • 256. 11.13 – Tren de aterrizaje PATA DE MORRO En la pata de morro la actuación de este mecanismo está dirigida por un martinete hidráulico, cuya acción es simultánea con la de los martinetes de las compuertas. El subsistema del tren principal es la sección del sistema que proporciona la mayor parte del apoyo para el avión en tierra. Por esta causa está situado en la zona central del aeroplano. Generalmente, el tren principal está formado por dos patas, equipadas con amortiguadores, para absorber la energía del impacto en el aterrizaje. No obstante, 263
  • 257. F. Gato y A. M. Gato hay aviones que por su gran peso disponen de cuatro patas principales (como el Boeing 747 o el Airbus 380). En la figura siguiente se presenta una pata de tren principal de un B-757. PATA DE TREN PRINCIPAL Las patas van ligadas, a través de herrajes adecuados, a los largueros del ala o del fuselaje. Cuando se trata de un tren retráctil, este montaje lleva incluidos dispositivos de articulación. A cada una de las patas va convenientemente acoplado el elemento de rodadura, formado por una o dos ruedas, o en el caso de muchos aviones de transporte, por un carretón con cuatro o más ruedas. Las del tren principal van equipadas con un freno, generalmente de disco, para contribuir a la parada del avión en tierra. REQUISITOS Y NORMAS PARA EL TREN DE ATERRIZAJE Los organismos de Aviación Civil de cada país encuadrados en diversos organismos multinacionales elaboran las normas que deben cumplir las aeronaves y sus elementos, a las que se ciñen los constructores. Respecto al tren de aterrizaje deben cumplir requisitos de robustez para soportar cargas y velocidades; en los trenes retráctiles, tiempos de duración de la maniobra de extensión y retracción; requisitos de control e indicación en cabina, de protección contra deterioros de los elementos montados en los alojamientos en caso de explosión de las ruedas. 264
  • 258. 11.13 – Tren de aterrizaje En cuanto a los requisitos de mantenimiento, debido a que ya en los diseños los fabricantes corrigen gran parte de los defectos que hayan aparecido en los modelos anteriores, y si aparecen nuevos defectos con cierta entidad, se preparan boletines de reforma que se implementan con lo que los errores quedan subsanados. Tampoco olvidan los fabricantes el gran prestigio que da a su marca cuando un modelo de aeronave lleva instalado un buen tren de aterrizaje. También ayuda en la consecución de un buen tren, los avanzados medios electrónicos para diseñar y efectuar los cálculos necesarios. Generalmente, podría decirse que en cuanto al tren de aterrizaje las normativas son ampliamente superadas por las prestaciones que ofrecen los fabricantes, además de que en las listas de equipo mínimo MEL (Minimun Equipment List) tanto del fabricante como de la compañía operadora y en los procedimientos operativos también sobrepasan las condiciones mínimas de utilización. Caso aparte son los requisitos específicos que deben cumplir las aeronaves militares que no se comentan por no ser objeto de estudio en este libro. Hasta aquí unos breves comentarios sobre el tren de aterrizaje, sus tipos y funciones emplazando al lector en los capítulos siguientes donde se tratarán con la debida profundidad todos los elementos que lo componen, sus funciones y la forma de llevarlas a la práctica. EL TREN DE ATERRIZAJE EN AERONAVES LIGERAS En este tipo de aeronaves se utiliza bastante el tren fijo con amortiguadores sencillos, bien oleoneumáticos o de ballesta, que aunque penalizan bastante en vuelo por la resistencia que ofrecen, se gana también bastante con la disminución de peso. TREN DE BALLESTA 265
  • 259. F. Gato y A. M. Gato TREN FIJO CON AMORTIGUADOR En las figuras de esta página se presentan dos tipos de estos trenes que por su sencillez no requieren casi mantenimiento y son bastante aptos para operar en pistas poco preparadas. Por su forma también hay fabricantes que denominan estos tipos como “Trenes de palanca”. 266
  • 260. 11.13 – Tren de aterrizaje 11.13–1 – CONSTRUCCIÓN Y AMORTIGUACIÓN Como es sabido desde el principio el tren de aterrizaje es uno de los componentes de una aeronave que ha sufrido grandes variaciones tanto en su estructura como en los elementos que lo componen, así como en la forma de fijación a la estructura de la aeronave. Los elementos fundamentales de un tren de aterrizaje se pueden dividir en los siguientes grupos: estructura y anclaje al avión, amortiguadores, tirantes de fijación, articulaciones de torsión y blocaje, ruedas, frenos y neumáticos. ESTRUCTURA Y ANCLAJE AL AVIÓN Construidos en acero forjado de alta resistencia son una o varias piezas con muñones que le sirven de puntos de giro y sujeción al fuselaje o a los largueros de las alas. En su interior dan cabida al amortiguador, así mismo lleva los puntos de unión de las riostras longitudinales o transversales que permiten las maniobras de las patas y la absorción de esfuerzos. PATA DE TREN PRINCIPAL 267
  • 261. F. Gato y A. M. Gato Sobre estos elementos suelen ir las orejetas donde enganchan los actuadores de recogida o extensión en caso de aviones con tren retráctil. Los anclajes a los montantes de las cuadernas del fuselaje o de los largueros de las alas se efectúan por medio de casquillos de materiales diferentes en aviones pequeños o de cojinetes esféricos en aviones grandes. Estos conjuntos transmiten al fuselaje las cargas verticales y horizontales que se producen tanto durante el despegue como en el aterrizaje cuando el avión está en tierra. PUNTOS DE FIJACIÓN DE LAS PATAS En esta figura se presenta un dibujo de la zona de anclaje y fijación de una pata de tren principal de un Airbus 320 donde se observan los puntos de giro de la pata, como están unidos los herrajes a la estructura así como los refuerzos de larguerillos con que a su vez se ha reforzado la estructura de la zona, todo a fin de que se puedan repartir las cargas. 268
  • 262. 11.13 – Tren de aterrizaje PUNTO DE GIRO DE LA PATA PUNTO DE GIRO DE COJINETE En las figuras anteriores se muestra cómo son los dos puntos de giro de una pata de tren principal de un Airbus A320 con sus cojinetes, arandelas de ajuste, casquillos y arandelas de frenado con las correspondientes placas de fijación. Son puntos estos de suma importancia para el mantenimiento, donde hay que poner mucha atención en las inspecciones, porque al ser zonas sometidas a grandes esfuerzos son muy susceptibles de aparecer grietas, arrugas, abolladuras o abultamientos producto de la corrosión interna del material. 269
  • 263. F. Gato y A. M. Gato También es de tener en cuenta el medio donde trabajan las patas, es muy hostil, ya que las pistas nunca están todo lo limpias que debieran, en casos de lluvia están mojadas, con charcos, mucha suciedad, a la velocidad que se circula en los aterrizajes y en los despegues las patas sufren muchos inconvenientes, hay que vigilar mucho las holguras de los elementos, los puntos de giro, las varillas de las compuertas, etc., porque producen desequilibrios y ruidos durante el rodaje por las pistas. Otro asunto muy importante para el mantenimiento es la limpieza de las patas, alojamientos y la lubricación de los puntos de giro y articulaciones, tanto de las patas como la de todos los elementos que a ellas van unidos, como riostras, tijeras de torsión, etc. Para minimizar las consecuencias de estas condiciones de trabajo tan adversas, los planes de mantenimiento que cada constructor y operador programan incluyen tanto inspecciones periódicas de corto plazo como lubricar y engrasar los puntos de giro de todos los elementos que componen el tren. Planes de mantenimiento que si se respetan se consigue una conservación de los elementos buena, que permitirá que tanto su duración en el tiempo como su rentabilidad económica sea la programada. AMORTIGUADORES Los amortiguadores son los elementos con los que cuenta el tren de aterrizaje para absorber la energía del choque que se produce al tomar contacto con el terreno o al circular sobre las pistas durante las maniobras en tierra. Estos elementos deben cumplir con dos características fundamentales, una la absorción de energía en el aterrizaje y la otra una capacidad de amortiguamiento de las oscilaciones que tengan origen en la irregularidad del terreno. A lo largo de la historia de la aviación se han utilizado varios tipos de amortiguadores, desde los primitivos de caucho hasta los modernos oleoneumáticos pasando por los amortiguadores de aceite. Todos ellos con sus respectivas variantes, se dan a continuación unas sucintas nociones sobre cada uno de ellos, a modo de conocimiento histórico, ya que en la actualidad generalmente se utiliza el amortiguador oleoneumático en sus diferentes formas y tamaños. 270
  • 264. 11.13 – Tren de aterrizaje AMORTIGUADOR DE CAUCHO AMORTIGUADOR DE ANILLOS Amortiguadores de caucho, son los primeros utilizados, constan de unos anillos usados a compresión dentro de un cilindro, la otra variante se basa en la deformación de unos anillos metálicos dentro de un cilindro con unas guías de centrado, pero tienen el inconveniente de ser excesivamente duros. 271
  • 265. F. Gato y A. M. Gato HIDROMECÁNCO AMORTIGUADOR ACEITE Otra modalidad de disipación de la energía cinética en los aterrizajes y de absorber los golpes por las irregularidades del terreno es la de utilizar amortiguadores de aceite, con aceite y muelles que se llaman oleomecánicos o con aceite y neumático (aire o generalmente nitrógeno seco) que se conocen por oleoneumáticos. Los amortiguadores de aceite, o de hidráulico puro, fueron bastante utilizados en su tiempo y basan su actuación en el aprovechamiento de la compresión elástica del aceite, en unión con la deformación del propio cuerpo del amortiguador, al ser sometido a mucha presión, para hacer de fuerza recuperadora. En cuanto al amortiguador oleomecánicos ya se parece más a los actuales y consiste (según puede verse en la figura anterior) en tres cámaras, una con aire a presión, otra con aceite y una tercera en la que se encuentra el extremo inferior del pistón con un muelle de recuperación. Al chocar la rueda el aire es comprimido por el pistón haciendo de muelle, pero disipa poca energía porque el aire es muy comprensible, aunque le habilitaron una válvula de retorno entre las cámaras de aire y aceite pero no consiguieron la efectividad deseada, y solo se utilizó en la aviación alemana, en la actualidad se conservan en lo que se denomina “aviación histórica”, que dentro del mantenimiento de aeronaves es un sector de bastante importancia. 272
  • 266. 11.13 – Tren de aterrizaje AMORTIGUADORES OLEONEUMÁTICOS Los amortiguadores oleoneumáticos están constituidos fundamentalmente por dos cámaras, una hidráulica que contiene aceite y otra neumática que se llena con nitrógeno seco a presión. AMORTIGUADOR 273
  • 267. F. Gato y A. M. Gato Según se presenta en la figura anterior, los amortiguadores oleoneumáticos están formados por un cilindro exterior que forma parte de la estructura o cuerpo de la pata de tren, que en su interior tiene la superficie cilíndrica y rectificada; por el interior se desliza el pistón, que en su parte inferior lleva los manguitos y ejes (bujes) donde se alojan las ruedas y los conjuntos de frenos de las mismas. El funcionamiento básico de un amortiguador oleoneumático consiste en que cuando la rueda del avión entra en contacto con el suelo en el aterrizaje o con irregularidades en el suelo al circular, se transmite un movimiento vertical desde la rueda al amortiguador, el pistón se desplaza hacia arriba y obliga al líquido hidráulico a cambiar de cámara a través de los orificios correspondientes, estos orificios están calibrados a la medida necesaria para que con el paso de este líquido la cámara de nitrógeno disminuya comprimiéndolo y aumentando la presión en la misma. Las cargas dinámicas o energía a disipar se absorben al transformarse en calor y calentarse el líquido al pasar por los orificios y comprimir el nitrógeno, disminuyendo el volumen de la cámara por la entrada del hidráulico y aumentando la presión en la misma. En muchos modelos el orificio central de paso de líquido es obturado parcialmente por una aguja o vástago cónica, fijado a la parte inferior del pistón del amortiguador, que según se va comprimiendo el amortiguador va disminuyendo la sección de paso, todo esto para que al principio del recorrido pase más aceite, y según se va comprimiendo el neumático se va disipando menos energía, que es lo que se necesita porque la aeronave habrá descendido mucho su velocidad, lo que da un aterrizaje progresivo y suave. Para guardar la estanqueidad entre el pistón y el cilindro se utilizan juntas tóricas de diversas secciones y formas, y anillos de teflón cortados en diagonal que al aumentar la presión se desplazan en el sentido de aumentar el diámetro exterior ajustando con más precisión a la pared del cilindro y haciendo estancas las cámaras que impiden que salga al exterior el aceite o el nitrógeno a presión que hay en su interior. En el casquillo portajuntas, en unos canales de menos diámetro, cuando se instalan las juntas nuevas, se coloca un juego de juntas de repuesto que el estar instaladas en zona de menor diámetro no efectúan trabajo y no sufren desgaste, así cuando las juntas que trabajan produzcan pérdida de líquido, solo hay que sacar la tuerca de retención y con presión neumática hacer bajar al casquillo portajuntas, cortar las juntas deterioradas y sacando las de repuesto de su alojamiento colocarlas el los ligares de trabajo. Esta operación es mucho más sencilla y rápida que la sustitución total de las mismas, lo que alarga el tiempo de trabajo con menos tiempo de paro por mantenimiento. Los amortiguadores pueden ser de una o de dos etapas. Los de una etapa interiormente tienen una varilla y un plato de orificios que amortiguan la extensión y la retracción del mismo. 274
  • 268. 11.13 – Tren de aterrizaje Los de dos etapas se componen de un plato central o primario, y el retroceso del amortiguador proporciona el control del flujo desde la cámara de retroceso hacia la cámara de nitrógeno, formando la segunda etapa. Esto es adicional al control del flujo del fluido desde la cámara de retroceso de nitrógeno hacia la cámara de compresión. ESQUEMA DE UN AMORTIGUADOR OLEONEUMÁTICO En esta figura se muestra un esquema de un amortiguador oleoneumático con sus cámaras de compresión, retroceso, de nitrógeno y orificios de paso del aceite en los dos modos de trabajo, compresión y extensión. El tubo interior del amortiguador contiene una primera etapa de orificios, los cuales son parte del diafragma inferior. El movimiento del tubo de amortiguación a través del bloque de orificios, el cual es parte del conjunto del tubo central, da el punto de corte, a la primera etapa de amortiguación. El llenado de la cámara de hidráulico se efectúa con aceite MILH5606 y a continuación, a través de la válvula correspondiente, se llena la cámara neumática con 275
  • 269. F. Gato y A. M. Gato nitrógeno a una presión que dependerá de si el amortiguador está comprimido o que el avión esté elevado sobre gatos con el amortiguador extendido. El valor de la presión a poner será el que marque el fabricante en sus características y que para aviones comerciales se encuentra del orden de entre 4 y 5 a 1, es decir, si extendido se le aplican unos 300 p.s.i. cuando el amortiguador esté comprimido alcanzará valores entre 1.200 y 1.500 p.s.i. Unos valores más altos provocarían en el avión tendencia a rebotar y cuando los valores están por debajo de los establecidos el riesgo es que el amortiguador se quede pegado al elevarse el pistón en el cilindro. En la aviación general los valores son mucho más bajos, alrededor de 2 y 2,5 a 1. En la figura anterior se presenta una 276
  • 270. 11.13 – Tren de aterrizaje tabla con los correspondientes diagramas de alturas y presiones de un amortiguador de una aeronave Douglas MD-87. De todas formas las relaciones de comprensión de los amortiguadores vienen descritas en los manuales de mantenimiento del fabricante, además en condiciones estáticas no superan los 1.800 a 2.000 p.s.i., que son las presiones medias que generalmente dan los carros de servicio de nitrógeno en tierra. En muchos aviones de tren retráctil, triciclo y con la dirección en la rueda de morro, en el interior del amortiguador de la pata de morro lleva dos levas de centrado. LEVAS DE CENTRADO DE LAS RUEDAS DE UNA PATA DE MORRO Cuando el amortiguador está completamente extendido (normalmente en el despegue) las levas se embragan produciendo el centrado fijo de las ruedas y las deja en posición de poder ser retraídas y alojadas en el interior del fuselaje. TIRANTES DE FIJACIÓN Para soportar las cargas laterales en las patas de tren principal y las longitudinales en el fuselaje se utilizan tirantes de fijación que unen el cuerpo de la pata a la estructura del avión. 277
  • 271. F. Gato y A. M. Gato TIRANTES DE FIJACIÓN DE UNA PATA DE TREN PRINCIPAL En la figura anterior se presenta una pata de tren principal con sus elementos de sujeción, y la función de los mismos, durante las tres posiciones que tiene el tren. Estos elementos de sujeción, cuando el tren es retráctil se construyen articulados para que, variando su ángulo, se plieguen y permitan que los martinetes de extensión y retracción recojan el tren. Como puede verse en la figura siguiente, donde se muestra un tirante de resistencia y uno de blocaje de la pata en posición de tren abajo y blocado. 278
  • 272. 11.13 – Tren de aterrizaje TIRANTES DE FIJACIÓN Y BLOQUEO DE UNA PATA DE TREN PRINCIPAL En otros diseños nos encontramos que además de las tirantes articulados cuando las patas son grandes, se les colocan unos tirantes fijos rígidos con los extremos pivotantes que acompañan a la pata en todo su recorrido y que ayudan a soportar los esfuerzos longitudinales. PATA CON TIRANTES ARTICULADOS Y FIJOS En aeronaves de tren fijo los tirantes de fijación son tubos de acero de alta resistencia con acoplamientos soldados o remachados que unen a la estructura la pata mediante tornillos y casquillos, como puede verse en la siguiente figura, donde se muestran tipos de unión. 279
  • 273. F. Gato y A. M. Gato PUNTOS DE TIRANTES RÍGIDOS ARTICULACIONES DE TORSIÓN Se llama así a los elementos mecánicos que unen las dos partes del amortiguador, una va unida al cilindro y la otra a la parte inferior del pistón y a la vez unidas entre sí formando un ángulo. Estas articulaciones que coloquialmente se denominan tijeras de torsión tienen, básicamente, dos funciones: una impedir que el pistón del amortiguador gire dentro del cilindro y otra la de limitar el recorrido vertical del amortiguador cuando este se estira al máximo en el despegue o cuando se iza el avión sobre gatos. ARTICULACIONES DE TORSIÓN DE UNA PATA DE TREN PRINCIPAL Algunos aviones, en el punto de unión de las dos partes de la tijera de torsión de las patas de tren principal, llevan montado un amortiguador lateral hidráulico para amortiguar los esfuerzos que sufre la horquilla cuando impide que el pistón del amortiguador gire en el cilindro. 280
  • 274. 11.13 – Tren de aterrizaje ARTICULACIONES DE TORSIÓN DE UN TREN PRINCIPAL DEFLECTOR DE AGUA Las aeronaves al rodar por las pistas, sobre todo cuando éstas están mojadas, levantan agua, polvo y cualquier impureza que se encuentre en ellas, las ruedas de morro la lanzan sobre la parte inferior del fuselaje, y las ruedas de tren principal, en caso de que la aeronave tenga los motores en la parte inferior del fuselaje, todas las impurezas las lanza contra la entrada de los motores. Para evitar este problema se colocan en la parte posterior de las ruedas unas placas deflectoras, fijadas al eje de las ruedas que impiden que éstas lancen piedras u otros elementos contaminantes contra la aeronave, en las figuras siguientes se muestra un deflector de agua instalado en una pata de tren principal y otra en una pata de morro. 281
  • 275. F. Gato y A. M. Gato DEFLECTOR DE AGUA DE TREN PRINCIPAL DEFLECTOR DE AGUA DE PATA DE MORRO 282
  • 276. 11.13 – Tren de aterrizaje En otros casos en las patas de morro esta función la efectúa una pestaña o borde que lleva el neumático en la unión entre el flanco y la banda de rodadura, que desplaza hacia el exterior del fuselaje el agua o barro que pueda haber sobre la pista. En la siguiente figura se presenta una sección de un neumático de una rueda de morro con pestaña deflectora. RUEDA DE MORRO CON NEUMÁTICO CON PESTAÑA DEFLECTORA 283
  • 277. F. Gato y A. M. Gato 11.13–2 – EXTENSIÓN Y RETRACCIÓN INTRODUCCIÓN Debido a que es necesario ocultar el tren de aterrizaje para adquirir mayor velocidad aparece la necesidad de que la estructura del tren o de los montantes y riostras que lo mantienen fijo a la estructura de la aeronave varíe de forma y de tipo de fijación. Las patas se abisagran a la estructura para que puedan girar unos 90º aproximadamente, y los montantes se articulan para que al plegarse permitan que las unidades de extensión/retracción recojan las patas en el interior de sus alojamientos. Como consecuencia de la innovación tecnológica aparecen normativas tanto nacionales como internacionales sobre la construcción y condiciones que tienen que cumplir los mecanismos que componen los trenes de aterrizaje como son: blocaje arriba y abajo, extensión alternativa o de emergencia, indicaciones de posición, etc. Actualmente para efectuar todas estas operaciones se colocan cilindros de presión o martinetes que tienen que ser alimentados por sistemas hidráulicos o neumáticos. Tanto la extensión como la retracción están fundamentadas en las propiedades de variación de forma de un cuadrilátero articulado. Este lo forman las dos riostras de sujeción con el cuerpo de la pata y la estructura del avión. También están relacionados con este apartado los mecanismos que tapan o fuselan los alojamientos de las patas y ruedas tanto si el tren está extendido como recogido. Estos mecanismos son las compuertas que, bien fijas a la pata, o articuladas, junto con sus blocajes y martinetes de actuación, componen el subsistema de compuertas. El control de la operación de tren se efectúa desde la cabina de mando mediante dos tipos de procedimientos: eléctricos o mecánicos. Por medio de éstos se actúa a su vez sobre las válvulas de control que, alimentadas por presión hidráulica o neumática, controlan las unidades de actuación o martinetes que efectúan la extensión o retracción de las patas de tren. Como sistema de fuerza para la actuación, en la actualidad se usan los sistemas hidráulicos ya que los neumáticos están prácticamente en desuso por lo que al hablar de unidades de actuación o blocaje nos referiremos a unidades actuadas por presión hidráulica. 284
  • 278. 11.13 – Tren de aterrizaje CONTROL DE LA OPERACIÓN ELÉCTRICO O ELECTRÓNICO Este sistema tiene dos formas de aplicación con desarrollos totalmente opuestos, uno de accionamiento eléctrico, y otro de control electrónico; el eléctrico poco utilizado consiste en un motor eléctrico para subir o bajar el tren. Habitualmente se coloca en aviones de la aviación general, pequeños, como puede verse en la figura siguiente. TREN ACCIONADO ELÉCTRICAMENTE Se puede ver cómo el mecanismo de actuación es mediante un motor eléctrico a través de una caja de engranajes, cuando el motor actúa, las palancas acopladas al eje central de giro impulsan los soportes plegables que mueven las patas, este tipo de sistemas son sumamente sencillos. En muchos casos la extensión es mediante una palanca que al tirar deja libre la pata que cae por gravedad y unos muelles la ayudan a bloquear, utilizándose para la retracción el motor eléctrico. El otro desarrollo controla las válvulas de control del sistema electrónicamente mediante interruptores de mando y computadores, los mecanismos de accionamiento y blocaje, se utiliza presión del sistema hidráulico para que los actuadores extiendan o recojan el tren, este tipo de sistemas es el más utilizado en la actualidad en la aviación ejecutiva y comercial. Aquí se encuentran elementos individuales como la palanca de control o la válvula electrohidráulica para tren y compuertas o elementos duplicados como la LGCIU (Landing Gear Control Unit), que para disminuir la posibilidad de que pueda darse un fallo común a los dos subsistemas ambas son eléctricamente independientes. Cada subsistema está formado por su LGCIU, sensores de proximidad y sus activadores correspondientes. La alimentación eléctrica es de diferente procedencia para cada subsistema, con su propio cableado y con recorridos distintos. En los equipos que tienen comunes están internamente divididos, como por ejemplo en la válvula electrohidráulica y en los selectores de compuertas o en la palanca de control de tren llevan conectores separados. 285
  • 279. F. Gato y A. M. Gato En la siguiente figura se muestra un esquema de los elementos que componen el control de las maniobras de tren de un Airbus A-340. ELEMENTOS DE CONTROL DE LA MANIOBRA DE UN TREN DE ATERRIZAJE La palanca de control tiene un sistema de inhibición de la señal de tren arriba hasta que no se cumplen una serie de condiciones: los amortiguadores de las patas están extendidos y las ruedas de morro están alineadas en neutral. Los dos computadores controlan simultáneamente la operación pero sólo actúa uno sobre las electroválvulas en cada ciclo de actuación, siendo la palanca de control la que alterna la secuencia al ser colocada desde la posición de abajo hacia la posición de arriba. Respecto a la potencia hidráulica, llega desde el sistema principal para alimentar las electroválvulas a través de una válvula de seguridad que aísla el sistema de tren conectándolo a retorno cuando el avión excede una velocidad que está en torno a los 280 nudos, con lo que se consigue que el sistema no esté sometido a los esfuerzos de la presión durante el vuelo. En la figura siguiente se presenta el esquema hidráulico del tren controlado electrónicamente por el circuito electrónico de la figura anterior, se muestra con la totalidad de las válvulas, y demás elementos que actúan hidráulicamente, obedeciendo las órdenes emanadas de los computadores cuando el piloto ha ordenado la maniobra. 286
  • 280. 11.13 – Tren de aterrizaje CIRCUITO HIDRÁULICO DE UN TREN DE ATERRIZAJE DE UNA AERONAVE FLY BY WIRE La operación normal de retracción consiste en que partiendo de que la palanca de control esté abajo y las patas soportando el avión, al terminar la carrera de despegue con el avión en vuelo, se coloca la palanca en Up y comienza el ciclo siguiente: - Desblocaje de compuertas. - Apertura de compuertas. - Desblocaje de tren abajo. - Retracción del tren. - Blocaje de las patas arriba. - Cierre de compuertas. - Blocaje de compuertas. Para el ciclo de extensión la operación es la inversa: • Desblocaje de compuertas. • Apertura de compuertas. • Desblocaje de las patas arriba. • Extensión del tren. • Blocaje del tren abajo. • Cierre de compuertas. • Blocaje de compuertas. 287
  • 281. F. Gato y A. M. Gato CONTROL DE LA OPERACIÓN MECÁNICO ACCIONAMIENTO HIDRÁULICO Este sistema transmite la orden de mando del piloto a la válvula de control mediante la palanca de mando comúnmente situada en el panel frontal de la cabina, en la parte central derecha. PANEL CENTRAL DE INTRUMENTOS El sistema consta de una palanca de mando, cables, poleas y válvula de control. La palanca de control dispone de un sistema de antirretracción para evitar el riesgo de recogida del tren causando daños al personal y al avión. PALANCA DE CONTROL DE TREN MECÁNICA Según se muestra en la figura anterior, este mecanismo se puede anular intencionadamente, para efectuar trabajos de mantenimiento, pulsando el botón que se encuentra justo debajo de la palanca, dejando ésta libre para poder actuarla siempre con las 288
  • 282. 11.13 – Tren de aterrizaje precauciones necesarias, ya que deja el tren en riesgo de que las patas se recojan si no tienen colocadas las pinzas antirretracción en cada pata. SISTEMA TREN ATERRIZAJE MECÁNICO En la figura anterior se presenta un esquema de un sistema completo de tren de aterrizaje de mando y control mecánico con actuación hidráulica, en el que se observa la actuación normal, la actuación de emergencia y la función de derivación de la válvula de control para las necesidades de mantenimiento, en este sistema la secuencia de funcionamiento, una vez actuada la palanca de control, la da las diferentes áreas de los pistones de los martinetes de actuación. 289
  • 283. F. Gato y A. M. Gato ESQUEMA DE UN TREN DE ATERRIZAJE DE ACTUACIÓN HIDRÁULICA En esta figura se muestra un esquema completo de la actuación hidráulica de un sistema de tren de una aeronave Boeing dotada de la posibilidad de colocarle frenos en las ruedas de morro, también se puede ver que la retracción y extensión del patín de cola va unida a este sistema, en este esquema la secuencia la marca la posición de las válvulas de secuencia de las patas y de las compuertas que se van situando en posición mecánicamente por las patas según van alcanzando posiciones tanto las patas como las compuertas. AISLAMIENTO HIDRÁULICO DEL TREN DE ATERRIZAJE En muchas aeronaves, sobre todo de tecnología moderna, en las que las prevenciones y seguridades para cualquier operación son muy comunes, una protección con respecto al tren de aterrizaje es la de proteger la máquina de las posibles consecuencias que pudiera tener sacar el tren cuando la aeronave vuela por encima de una velocidad determinada (en torno a los 260 kt). 290
  • 284. 11.13 – Tren de aterrizaje Para llevar a cabo esta protección se coloca una válvula de derivación del sistema hidráulico del tren, que es controlada por un solenoide que se energiza cuando la velocidad computada por las unidades de referencia inercial indican por debajo de los 260 kt dejando en comunicación la puerta procedente del sistema que alimenta el tren, con el circuito del tren alimentando la válvula de control que estará en espera de que se le demande la actuación para bajar el tren. En la siguiente figura se presenta un esquema de una válvula de aislamiento montada en varios modelos de Airbus, en el que se pueden observar las dos posiciones de la válvula y cómo se cumple la protección del tren según se ha descrito anteriormente. AISLAMIENTO HIDRÁULICO DEL TREN DE ATERRIZAJE POR ALTA VELOCIDAD UNIDADES DE CONTROL Las unidades o elementos de control de un sistema de tren de aterrizaje son: la palanca de tren normal, la palanca o manivela de extensión en caso de emergencia y las palancas de apertura de las compuertas para efectuar mantenimiento en tierra. Dentro de las palancas de tren normal pueden ser de transmisión de la señal de mando mecánica a través de cables de acero, poleas y palancas, o de forma eléctrica vía cables eléctricos. 291
  • 285. F. Gato y A. M. Gato La palanca de extensión normal de transmisión mecánica, en su recorrido tiene tres posiciones definidas: tren arriba, tren abajo y neutral o check, esta posición pone todas las líneas de alimentación hidráulica del tren a retorno cuando está recogido y blocado para que durante el vuelo todo el sistema no esté con presión y sometido a esfuerzos innecesarios. En la figura siguiente se muestra un esquema de la transmisión de la señal de mando vía cables de acero y poleas. PALANCA DE CONTROL DE TREN A la válvula de control le llega la orden mediante cables de acero y es posicionada para dirigir la presión hidráulica hacia los actuadores de extensión y retracción y los de blocaje de las patas. Los cilindros de actuación de doble efecto son los que reciben la presión hidráulica que la válvula de control envía en el sentido necesario que corresponda a la posición de la palanca. Si la aeronave lleva sistema de control eléctrico/electrónico, la palanca es básicamente un interruptor, que tiene dos posiciones, tren arriba y tren abajo, aseguradas ambas mediante blocajes internos, actúan sobre interruptores los cuales envían la señal eléctrica a los computadores (LGCIU) correspondientes. 292
  • 286. 11.13 – Tren de aterrizaje PALANCA DE CONTROL DE TREN DE ACTUACIÓN ELÉCTRICA El blocaje de posición por seguridad es un solenoide que impide poner la palanca arriba cuando los amortiguadores no estén extendidos, las ruedas de morro estén centradas, y los carretones del tren principal (si los lleva) estén inclinados. Para operar la palanca hay que tirar hacia fuera y después llevarla hacia la posición que se desee. En el frontal de la unidad, hay dos flechas indicadoras de la posición de la palanca que se encienden en verde cuando hay concordancia entre la posición del tren con la de la palanca y se enciende en rojo cuando la aeronave está en configuración de aterrizaje y el tren no está blocado abajo. El lugar donde va colocado en el tablero frontal de la cabina de mandos es el mismo que en otras aeronaves, o sea, en la parte inferior derecha del tablero central de instrumentos. En aeronaves de la generación actual, y sobre todo si son de las consideradas Fly by Wire, entre las unidades de actuación y los mandos de control se sitúan los computadores LGCIU (Landing Gear Control Interface Unit) que son los que controlan las señales que llegan desde la palanca de tren y desde el resto de los sensores y elementos de otros sistemas, pero que sus señales intervienen en la confección de la orden de actuación, elaboran la orden y la envían a la unidad actuadora hidráulica correspondiente. En el siguiente esquema se presenta las señales que entran en las LGCIU, las alimentaciones eléctricas y las señales de salida 293
  • 287. F. Gato y A. M. Gato SISTEMA DE CONTROL 1 Y 2 DE EXTENSIÓN Y RETRACCIÓN NORMAL hacia las unidades de actuación y hacia los sistemas de indicación, así como las comunicaciones con la LGCIU del otro canal. Con referencia al funcionamiento, las dos LGCIU están funcionando, pero solo una actúa manteniéndose la otra a la espera, cada vuelo que se cumple va cambiando la que actúa y pasando la otra a la situación de espera activa, y así sucesivamente. Otro motivo por el que se efectuará un cambio de LGCIU es porque los circuitos de monitorización de la misma detecten un fallo, que después de haber efectuado automáticamente un reset por lo menos tres veces, antes de poner la LGCUI en condición de fallo, quedará convenientemente reflejado donde corresponda a la categoría del mismo, sea fallo de clase 1, 2 o 3, por lo que se manifestará al piloto, o se inhibirá según este programado. En el siguiente diagrama se muestra una LGCIU de una aeronave Airbus A340 en el que se pueden ver todas las señales que entran procedentes de diversos lugares, alimentaciones de dos circuitos blindados, aislados e independientes. Las señales se procesan y reparten por las diferentes tarjetas de intercomunicación, circuitos de 294
  • 288. 11.13 – Tren de aterrizaje comprobación y validación del estado de las señales, etc. Una vez procesadas emite hacia los computadores o unidades de actuación necesarias las órdenes oportunas para conseguir el movimiento que se demandó por parte del piloto. DIAGRAMA DE LA LGCIU Estas unidades utilizan dos tipos de memoria, una OBRM (On-Board Replaceable Memory), que contiene el programa que controla su operación, y para la tarjeta procesadora utiliza memoria NOVOLRAM (Non-Volatile Random Access Memory) con las correspondientes interconexiones ARINC/429. UNIDADES DE ACTUACIÓN Las unidades de actuación son básicamente las válvulas de control y los martinetes de actuación, bien sean de accionamiento de las patas, de blocaje de las mismas o de actuación de las compuertas que cierran los alojamientos de las patas y ruedas. La actuación está basada en cilindros actuadores o martinetes de doble efecto. Tienen la función de transformar la energía de la presión hidráulica del sistema en la fuerza mecánica necesaria para efectuar el trabajo de funcionamiento de las patas y las compuertas. 295
  • 289. F. Gato y A. M. Gato MARTINETE DE EXTENSIÓN Y RETRACCIÓN DE PATA DE MORRO VÁLVULAS DE CONTROL Una vez que se ha generado la orden de subir o bajar el tren, bien por mando mecánico, o eléctrico/electrónico, esta señal llega a la válvula de control alimentada de presión hidráulica desde el sistema que esté diseñado como normal o desde el de emergencia (dependerá de la situación), dentro de la válvula se desplazarán las correderas correspondientes a la posición deseada de forma que la presión pueda pasar a los cilindros actuadores para situar las patas en la posición necesaria. En la figura siguiente se presenta una válvula de control de tren con las conexiones a los diferentes actuadores que tienen tanto las patas como las compuertas. 296
  • 290. 11.13 – Tren de aterrizaje CONTROL HIDRÁULICO DEL TREN Esta válvula es de entrada de señal por control mecánico, lleva incorporada las válvulas de compuertas y la de derivación en tierra, el retorno cuando se sube el tren lo hace a través de un depósito que se mantiene siempre lleno y es desde donde se alimenta la PTU para bajar el tren en caso de fallo del sistema que alimenta el tren normalmente, también se presenta la salida de retorno hacia los frenos de las ruedas para frenarlas con la presión de retorno de subida de tren para que al recoger éste las ruadas entren paradas. En el mismo esquema se puede ver la alimentación normal de presión del sistema para la actuación de los frenos. A continuación se presenta una figura con dos posiciones de actuación de una válvula de control de tren de accionamiento hidráulico, pero de control eléctrico, mediante señales procedentes de un computador (LGCIU) que energizan los solenoides correspondientes para que sitúen las válvulas piloto donde corresponda, a fin de habilitar los pasos por donde circulará la presión hidráulica hacia los martinetes actuadores. 297
  • 291. F. Gato y A. M. Gato FUNCIONAMIENTO DE UNA VÁLVULA SELECTORA DE CONTROL ELECTRÓNICO CILINDROS ACTUADORES DE TREN Cuando se selecciona una posición de tren a retraído, la presión de hidráulico pasa a través del restrictor y hacia la cámara anular del pistón y comienza a retraer. En el otro lado del pistón el fluido pasa a través de un orificio principal y otro restringido. Cuando el pistón está cerca del final de la carrera cierra el orificio principal de retorno, esto hace que disminuya el flujo, con lo que se consigue amortiguar el final de la carrera y la última parte del recorrido del tren será más lenta, que es lo que realmente se necesita para que no haya golpe de final de carrera. 298
  • 292. 11.13 – Tren de aterrizaje ACTUADOR DE PATA La velocidad de extensión se controla mediante el restrictor de la pata de la cámara anular. Una vez desblocado el tren, tanto su peso como las fuerzas aerodinámicas provocan una fuerte caída y un aumento de presión en la cámara anular y es entonces cuando al restringir el flujo aguanta el golpe de caída y va disminuyendo la presión en la cámara, con lo que se consigue controlar la velocidad de extensión. CILINDROS ACTUADORES DE COMPUERTAS Y DE BLOCAJE Para los movimientos de las compuertas se utilizan unidades de actuación o martinetes similares a los de las patas de tren, pero de las dimensiones adecuadas. En cuanto al control de la velocidad de los movimientos también se utilizan restricciones en los dos sentidos. Para los cilindros de blocaje/desblocaje del tren abajo se utilizan generalmente martinetes con una válvula de alivio que abrirá en un sentido, como puede observarse 299
  • 293. F. Gato y A. M. Gato en la figura siguiente donde se muestran dos posiciones de un martinete de blocaje de pata abajo. También se muestra el terminal desde donde se efectuará el ajuste de la longitud del pistón ACTUADOR DE BLOCAJE DE PATA ABAJO UNIDADES DE BLOCAJE MECÁNICAS Se llama así a los mecanismos que, bien sean de actuación mecánica, hidráulica, eléctrica o mixta aseguran la posición de extendido o retraído tanto de las compuertas como de las patas de tren, consiguiendo una sólida y fuerte unión de las patas con la estructura del avión, tanto para soportar el peso del avión en tierra como para disipar la energía del impacto en el aterrizaje. Tanto a las puertas como a las patas de tren se les dota de unos rodillos, guías y pestillos que cuando llegan a su posición de cerrado encajan en un mecanismo que 300
  • 294. 11.13 – Tren de aterrizaje contiene una guía y un gancho cargado con un muelle que mantiene la tensión de cierre del gancho que, al fijar el pestillo, mantiene la pata o compuerta en su alojamiento. Estos mecanismos tienen que ofrecer la posibilidad de poder actuarse mediante un procedimiento alternativo para la suelta del tren en emergencia. UNIDAD DE BLOCAJE DE PATA ARRIBA En la secuencia 1 de la figura anterior podemos comprobar cómo cuando se energiza el sistema para extender el tren presioniza la entrada A y desplaza el pistón comprimiendo el muelle actuador, este golpea en la leva de blocaje desplazándola y permitiendo junto con los muelles mover el gancho para que deje libre el rodillo o pestillo, el cual, al estar unido a la pata o compuerta, comienza el recorrido hasta su completa extensión. En la posición 2 de la figura anterior, cuando se energiza el sistema para retraer el tren, la presión entra por la apertura B desplazando el pistón para que deje libre la leva y permita que al llegar la pata al fin de recorrido de retracción su pestillo golpee el saliente del gancho, le obligue a girar y a la vez que aprisiona el pestillo permite que el muelle coloque la leva en el punto en que mantenga blocado el gancho, tal como se muestra. En la posición 3 de la figura anterior se muestra cómo cuando la suelta del tren es manual, a través del mecanismo correspondiente desde la cabina de mando, se gira la palanca que desplaza la leva efectuando el mismo movimiento a la palanca de 301
  • 295. F. Gato y A. M. Gato blocaje que si ésta fuese desplazada hidráulicamente, para permitir que el gancho de blocaje quede libre y la pata inicie su recorrido hacia la posición de tren abajo. En cuanto al blocaje y desblocaje de la pata en posición de extendido, se montan unos muelles que aseguran que la riostra de la pata efectúe el sobrecentro que impida que la pata se repliegue, tiene a su vez un martinete que al mismo tiempo ayuda a los muelles a efectuar el sobrecentro de la riostra de blocaje, cuando se pone la palanca de tren en posición de extensión este martinete actúa en contra de los muelles y deshace el sobrecentro de la riostra de blocaje para que permita desblocarse a la riostra principal y efectuar el recorrido de retracción de la pata. En la figura siguiente se presenta un ejemplo de cómo actúan los muelles de ayuda al blocaje abajo en extensión del tren. BRAZO - RIOSTRA ARTICULADO DE TREN PRINCIPAL EXTENSIÓN DEL TREN EN EMERGENCIA En el caso de que debido a un fallo en los sistemas de presión, la normativa de construcción exige que se tenga la posibilidad de que el tren pueda efectuar la extensión mediante un sistema alternativo. Generalmente los fabricantes de aeronaves optan por una de las tres formas de extensión del tren en emergencia siguientes: Sistema de operación mecánica. Sistema de operación electromecánica. Sistema de operación hidráulicomecánica. Como requisitos comunes que se deberán cumplir en cualquiera de las formas de operación, es que además de desbloquear los ganchos de blocaje de las patas y de las compuertas, deberán poner en comunicación presión con retorno (by pass) todo 302
  • 296. 11.13 – Tren de aterrizaje el circuito de extensión normal desde la válvula de control del tren hacia delante, para conectar con el circuito de retorno de las instalaciones y unidades de actuación con el fin de que no se queden bloqueados al efectuar su recorrido y suministrando fluido a las cámaras de extensión de los actuadores impidiendo así la cavitación en las cámaras, es decir, que no se forme un “tapón hidráulico”. DESBLOCAJE DE TREN EN CAÍDA LIBRE SISTEMA DE OPERACIÓN MECÁNICA Este sistema mediante operación manual tendrá que ser capaz de efectuar el desblocaje, tanto de las patas como de las compuertas, si fuese necesario para que por su propio peso las patas salgan de sus alojamientos, efectúen su recorrido y los muelles de blocaje abajo terminen la operación de extensión dejando la pata segura para poder aterrizar con normalidad y sin riesgos añadidos. Las compuertas normalmente se quedarán abiertas y en aviones que tengan riesgo de rozar con el suelo llevarán instalado un patín o guía de un material apropiado para que la compuerta no sufra daños. 303
  • 297. F. Gato y A. M. Gato EXTENSIÓN ALTERNATIVA MANUAL DE UNA PATA DE MORRO Como puede observarse en la figura anterior la extensión del tren por caída libre se controla mediante una palanca o manivela localizada en la cabina. Su movimiento se transmite a través de cables, poleas y bieletas dando lugar a una secuencia de operaciones que ocurren en el sistema, pues aparte de que desbloquea las patas y compuertas, coloca las válvulas de corte de presión hidráulica y las de control de tren en posición de retorno (ver figura en la página correspondiente al control de la operación mecánico). Este sistema está protegido contra el agarrotamiento por los fusibles de cizalladura situados estratégicamente en el recorrido de los cables. Además aseguran que en caso de agarrotamiento de alguna pata las otras saldrán sin dificultad. Hay aviones en los que este sistema es individual y tiene mecanismos repetidos para cada pata, suelen estar en el piso de la cabina y se accede mediante un registro de apertura manual, con lo que al ser utilizado es necesario sacar las patas una a una. 304
  • 298. 11.13 – Tren de aterrizaje Generalmente, una vez abierto el registro con una palanca que estará situada en la cabina, en un lugar propio, ya que forma parte de la lista de equipo mínimo (MEL) siguiendo las instrucciones indicadas en los manuales y que están repetidas en un cartel en el punto de enganche de la manivela, se girará en un sentido un número de vueltas determinado para deshacer el blocaje y después en sentido contrario se le dará otro número de vueltas para bajar la pata, así con las tres patas del tren. La restauración del sistema se produce normalmente colocando la palanca del tren en extendido, desacuerdo con las patas y deshaciendo los movimientos efectuados para la extensión. También nos encontramos aviones en los que la restauración se puede hacer en vuelo aunque, normalmente, será en tierra después de haber aterrizado y corregida la avería que provocó la necesidad de que se lanzase el tren por este procedimiento alternativo. SISTEMA DE OPERACIÓN ELECTROMECÁNICO La extensión del tren por este procedimiento consta de dos partes, una eléctrica y otra mecánica, la parte eléctrica consta de un actuador por cada pata movido por dos motores eléctricos a través de una caja de engranajes, estos motores son alimentados desde barras calientes de batería diferentes, en caso de fallo de uno de los dos motores eléctricos, solo funcionará el otro que es suficiente, pero a la mitad de la velocidad, en condiciones normales la operación se desarrolla en unos 10 segundos. Estos motores están controlados desde un interruptor en la cabina que está bajo guarda y en algunos casos precintado con hilo de cobre de fácil rotura pero que evita un movimiento inadvertido, ya que de ocurrir, si se actúa inadvertidamente, podría causar daños, porque al estar alimentados por las barras calientes de la batería, los actuadores activarán el sistema de caída libre aun sin estar energizada eléctricamente la aeronave, como puede comprobarse en la figura siguiente, donde se expone un esquema de la alimentación eléctrica del sistema de extensión por gravedad del tren de un avión Airbus 340 que lleva instalado un sistema de este tipo. 305
  • 299. F. Gato y A. M. Gato ESQUEMA ELÉCTRICO DEL SISTEMA DE EXTENSIÓN POR GRAVEDAD Una vez efectuada la energización del sistema y los motores empiezan a soltar el tren, durante el recorrido, mediante el varillaje mecánico y cables, se establece una secuencia operativa en las válvulas que componen la parte hidráulica del tren, en el modo siguiente: 1.º - Cierra la válvula de corte 2.º - Abren las válvulas de ventilación 306
  • 300. 11.13 – Tren de aterrizaje 3.º - Desbloquean los ganchos de las compuertas 4.º - Desbloquean los ganchos de las patas de tren En la siguiente figura se representan gráficamente los momentos en los que se van produciendo las diferentes operaciones a lo largo del recorrido. SECUENCIA DE LA EXTENSIÓN DEL TREN DE ATERRIZAJE EN CAÍDA LIBRE Después de una extensión por caída libre, el sistema puede ser restaurado poniendo el interruptor de la cabina en la posición de RESET, se reasentará el circuito, los actuadores retornarán a la posición inicial y quedará restablecido el modo normal de extensión y retracción del tren, seguidamente se colocará el interruptor en la posición de OFF, y se colocará la guarda. SISTEMA DE OPERACIÓN HIDRÁULICO-MECÁNICO Esta forma de extender el tren de aterrizaje en caso de emergencia es similar a las otras dos, salvo que el elemento que actúa sobre el blocaje tanto de las patas como de las compuertas es de actuación por martinetes hidráulicos. En la figura siguiente se presentan los componentes de un sistema de esta clase con su ubicación, según van instalados por el fabricante Boeing en el modelo B757. 307
  • 301. F. Gato y A. M. Gato COMPONENTES DE UN SISTEMA DE EXTENSIÓN ALTERNATIVA HIDRÁULICO-MECÁNICA DE UN TREN DE ATERRIZAJE Este tipo de sistema tiene algunas particularidades, pero que generalmente solo afectan al tipo de aeronave en el que está instalada, como la forma de parar el equipo que genera la presión que se detiene automáticamente cuando al computador que controla las maniobras del tren le llegan las señales de que las patas están abajo y blocadas. La particularidad en los actuadores hidráulicos es que los alternativos suelen ser de actuación simple al tener solo que extenderse, y la retracción se efectúa en tierra por parte de mantenimiento, mientras que los de actuación normal son de doble efecto para que se puedan extender y retraer cuando sea necesario. También hay modelos de aeronave en los que este sistema, una vez que se ha extendido el tren en caída libre, la maniobra se termina cuando por procedimiento normal las compuertas se cierran. 308
  • 302. 11.13 – Tren de aterrizaje COMPUERTAS DEL TREN DE ATERRIZAJE Las compuertas son elementos que cierran los alojamientos de las patas de tren y dan línea de continuidad a la zona donde esté instalado, ya sea el fuselaje, el encastre de las alas con el fuselaje o en las alas, dependiendo del lugar en que están colocadas las patas de tren. Pueden ser de varios tipos: compuertas fijas que acompañan a la pata en todo momento, fijadas a la misma mediante tornillos o articulaciones mecánicas, o compuertas móviles que tienen movimiento mediante actuadores que funcionan con la misma energía y con la misma palanca que el tren. Las compuertas están embisagradas al avión para que puedan dejar libre el hueco para que salga la pata de tren y una vez bloqueado éste, abajo debe cerrarse para tapar la mayor parte del alojamiento, dejando la línea aerodinámica del avión lo más limpia posible para evitar consecuencias negativas en la aerodinámica del mismo. Las compuertas tienen que cumplir, entre otras condiciones, que se puedan abrir mediante un procedimiento alternativo para sacar el tren en caída libre, además de poder ser abiertas cuando el avión está en tierra para efectuar operaciones de mantenimiento. Las distancias de las compuertas fijas son ajustables mediante varillas articuladas y ajuste de tornillo y las móviles se ajustan mediante topes de tornillo. En algunos aviones encontramos compuertas de morro en las que no se utiliza ningún sistema de ayuda, ni hidráulico ni neumático, en los mecanismos de extensión y retracción. Se utiliza un sistema mecánico que mediante un juego de riostras articuladas, que hace variar la pata en su recorrido y que abre las puertas al comienzo del recorrido de extensión y retracción, cierra dichas compuertas en la última parte del recorrido de la pata. Así se consigue que, independientemente de que la pata esté arriba o abajo, las compuertas estén cerradas. ESTRUCTURA Y FIJACIÓN DE LAS COMPUERTAS FIJAS Las compuertas fijas están construidas generalmente de materiales de poco peso, ya que su función principal es cerrar carenando el alojamiento de las patas del tren, como todos los elementos de las aeronaves, los materiales en la construcción de las compuertas han variado mucho, desde la utilización de chapa de aluminio al uso de paneles de abeja con láminas metálicas finas pegadas por las caras, hasta la actualidad, que se están utilizando materiales del tipo NOMEX recubiertos de fibra de carbono y reforzado con fibra plástica, que tiene gran resistencia y poco 309
  • 303. F. Gato y A. M. Gato peso, en la figura siguiente se muestra una sección de una compuerta de panel de abeja. COMPUERTA DE PANEL DE ABEJA Con respecto a la fijación de las compuertas a la pata, dependerá del material en que estén construidas las mismas, así si están construidas en aluminio los herrajes de sujeción estarán unidos por remaches y tornillos, pero si está construida con materiales de panel de abeja, NOMEX reforzado con fibra de carbono y plástica u otros composites, los herrajes van incrustados en el interior en el momento de la construcción. En las aeronaves de gran tamaño cada pata de tren es común que lleve instaladas varias compuertas fijas que estarán abisagradas al intradós del ala y fijadas a la pata por medio de varillas con terminales regulables, de forma que la pata cuando llegue al final de su movimiento coloque la compuerta cerrando la parte del compartimiento que le corresponda. En la figura siguiente se muestran las compuertas fijas de una pata de tren principal de una aeronave Boeing 757. 310
  • 304. 11.13 – Tren de aterrizaje FIJACIÓN DE LAS COMPUERTAS FIJAS DE UN TREN PRINCIPAL En la que se presenta la situación de las compuertas fijas, sus formas y fijación a las patas y a la estructura del ala. ESTRUCTURA Y FIJACIÓN DE LAS COMPUERTAS MÓVILES Compuertas móviles son las que tienen movimiento independiente de las patas aunque ese movimiento esté controlado por la misma válvula de control o por el mismo computador, serán las primeras que se abren al comenzar la extensión y la retracción las últimas que se cierran cuando ha finalizado la maniobra. Las estructuras están construidas con costillas y larguerillos metálicos y el revestimiento de aluminio, para las de gran tamaño al objeto de que no adquieran mucho peso, se utiliza estructura metálica y revestimientos de panel de abeja forrado de lámina metálica muy fina o de NOMEX, recubierto de fibra de carbono y reforzado con fibra plástica. Estas compuertas generalmente van abisagradas al fuselaje, las de tren principal son accionadas por martinetes hidráulicos según se muestra en la figura siguiente. 311
  • 305. F. Gato y A. M. Gato COMPUERTA MÓVIL TREN PRINCIPAL Fijados a la estructura de la compuerta van los soportes de los herrajes del blocaje y del martinete de accionamiento, y las rampas de deslizamiento de las ruedas, cuando se extiende el tren por gravedad, la pata al caer por peso mediante esas rampas, el neumático abre la compuerta según se va deslizando. 312
  • 306. 11.13 – Tren de aterrizaje COMPUERTA MÓVIL DE TREN PRINCIPAL En aeronaves que tienen, en las paredes del alojamiento del tren o en el compartimento central, componentes de diferentes sistemas, para que sea posible tener acceso a ellos fácilmente, se colocan en la compuerta varios peldaños fijados a su estructura. Todas las compuertas tienen una junta flexible que protege el contacto de la compuerta con el fuselaje y sella la cavidad contra el flujo de aire. En lo que se refiere a las compuertas de la pata de morro, en cuanto a construcción y fijación, son similares a las del tren principal, pero al ser el movimiento de la pata en sentido del eje longitudinal del avión, se utilizan diseños diferentes, son generalmente dos compuertas que se abren hacia los laterales, como medio de apertura se utilizan dos formas: una mediante un martinete hidráulico común y la otra un juego de palancas como se muestra en la siguiente figura: 313
  • 307. F. Gato y A. M. Gato COMPUERTAS DE TREN DE MORRO DE ACTUACIÓN HIDRÁULICA En cuanto a los componentes de la parte hidráulica, este tipo de movimiento de las compuertas necesita que una válvula de secuencia, que será la que, al tener entrada de señal mecánica procedente de las compuertas, envíe la presión a un lado o al otro de la cara del pistón del actuador. Hay otra forma de apertura y cierre totalmente mecánica, partiendo de la misma pata de morro mediante palancas y articulaciones, cuando la pata se empieza a mover lo primero que hace es abrir las compuertas y durante la última parte de la maniobra cierra las compuertas a la par que se bloquea la pata. En la figura siguiente se muestran las dos posiciones de las compuertas que abren y cierran movidas mediante palancas articuladas, una es utilizada por el fabricante BOEING y la otra por su competidor Mc.DOUGLAS (en la actualidad la primera ha absorbido a la segunda). 314
  • 308. 11.13 – Tren de aterrizaje COMPUERTAS DE CIERRE MECÁNICO COMPUERTAS MECÁNICAS EN POSICIÓN DE VUELO En la actuación hidráulica de las compuertas, los diseñadores tienen muy en cuenta las necesidades que éstas tienen en cuanto a la velocidad de funcionamiento, velocidad uniforme y rápida en la apertura. Para la recogida tienen dos velocidades, una rápida hasta casi el final del recorrido y otra más lenta para la última parte del recorrido. 315
  • 309. F. Gato y A. M. Gato Estas prestaciones se consiguen controlando automáticamente el flujo de retorno, en la figura siguiente se presenta un esquema con el martinete de retracción/ extensión, en la que se observan las formas de conseguir las dos velocidades. CILINDRO DE ACTUACIÓN HIDRÁUILICA DE COMPUERTAS Con las compuertas de tren, seleccionadas a cerrar, la línea de presión alimenta la cámara anular del cilindro a través del restrictor, el pistón retrae y cierra las puertas. En el otro lado del pistón, el fluido va a retorno, a través de la salida principal y de la ranura de la válvula unidireccional (check) que está cerrada. Cerca del final de su carrera el pistón cierra la salida principal de retorno, esto hace que disminuya el flujo de fluido que va a retorno, amortiguando el final de la carrera. Cuando se selecciona una nueva posición de tren al abrir las compuertas, las cargas aerodinámicas ayudan a la apertura, el fluido que sale del cilindro es enviado a retorno a través del paso restringido, lo que produce una velocidad de apertura amortiguada y uniforme en el movimiento del pistón. BLOCAJE DE LAS COMPUERTAS Como las patas de tren, las compuertas móviles necesitan, cuando están retraídas, un blocaje mecánico donde descansar, cuando la presión hidráulica es enviada por la válvula de control a retorno una vez finalizada la maniobra, la unidad de blocaje es similar a la de la pata de tren, es decir, que los ganchos bloquean los rodillos de las compuertas una vez finalizada la maniobra. En la figura siguiente se muestra una unidad de blocaje de compuertas y las diferentes posiciones de la actuación hidráulica de los ganchos de blocaje según la situación de la compuerta. 316
  • 310. 11.13 – Tren de aterrizaje UNIDAD DE BLOCAJE DE COMPUERTAS DE TREN APERTURA DE COMPUERTAS EN TIERRA PARA MANTENIMIENTO Prácticamente en la totalidad de las aeronaves, en las paredes o en las cavidades a las que se tiene acceso desde los alojamientos de las patas de tren, se sitúan elementos y componentes de varios sistemas, como bombas hidráulicas, válvulas, depósitos, registros, etc., elementos que necesitan revisiones, y otras operaciones de mantenimiento, por lo que es necesario que cuando la aeronave esté en tierra, sea posible que las compuertas puedan ser abiertas sin que sea necesario que la palanca de tren se tenga que cambiar de posición. 317
  • 311. F. Gato y A. M. Gato Para esta operación las válvulas de control de tren tienen la posibilidad de que mediante su mando propio se puedan bajar las compuertas, bien sea individualmente cada una, o todas a la vez, dependerá del diseño. En la figura siguiente se presenta la forma que utiliza el fabricante Mc. Douglas para las compuertas de tren principal, mediante una palanca situada en un punto accesible del fuselaje que, al abrirla mediante un cable, sitúa la válvula de control hidráulica en la posición de comunicar las dos caras del martinete de actuación, para poder abrir la compuerta tirando de ella hacia abajo y que no se forme un “tapón hidráulico”. Para cerrar las compuertas solo es necesario cerrar la palanca de control y tener presión hidráulica a disposición. APERTURA DE COMPUERTAS EN TIERRA En otras aeronaves se utiliza un sistema individual para cada pata de tren, de forma que solo se abre la compuerta que se necesita, consta de una unidad de mando que está dentro de un registro cercano a la pata, de modo que cuando esté en posición de abierta, la empuñadura no deje cerrar el registro, a fin de que sea prácticamente imposible el cerrarlo sin colocar el mando en la posición de compuertas cerradas antes de que la aeronave emprenda el vuelo, ya que de otro modo al piloto le sería imposible el control sobre las compuertas. La unidad de control tiene la palanca de mando con dos posiciones, puertas abiertas o cerradas, el mantenimiento de una u otra posición es mediante un cerrojo movido por un gatillo que se pulsa con el dedo pulgar al agarrar la empuñadura, si antes se le ha quitado el pasador de seguridad, que habrá de ser puesto otra vez cuando se sitúe la palanca en la otra posición, a fin de que se tengan todas las garantías de que la compuerta no se va a mover involuntariamente. 318
  • 312. 11.13 – Tren de aterrizaje En la siguiente figura se muestran los elementos que componen un sistema de apertura de compuertas de una pata de morro, y la función del sistema hidráulico que ejecuta el movimiento. Los de las demás compuertas son similares, y en otros modelos de aeronaves, si utiliza el mismo sistema, las funciones son las mismas, aunque no coincidan exactamente los elementos. SISTEMA DE APERTURA DE COMPUERTAS EN TIERRA AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS MÓVILES Un tren de aterrizaje lo componen gran cantidad de elementos móviles unidos por otras piezas mediante ejes, tornillos, bulones, etc., pero que necesitan unos ajustes muy precisos para que cuando funcionen lo hagan con garantía de que no habrá agarrotamiento porque alguna pieza del conjunto no esté dentro de las tolerancias de medida que haya dado el fabricante. En la figura siguiente se presenta una pata de tren principal de una aeronave de mediano tamaño (MD 80) en la que se señalan los principales puntos de ajuste tanto axial como longitudinal. Como una de las operaciones muy importante en el mantenimiento de los trenes de aterrizaje es la lubricación y el engrase, tienen muchos puntos de articulación que no dan su prestación hasta que no están convenientemente engrasados. 319
  • 313. F. Gato y A. M. Gato PUNTOS DE AJUSTE MECÁNICO AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS DE CONTROL Los elementos que forman el sistema de control de la señal de mando generada por el piloto al cambiar de posición la palanca de tren, cuando la señal a la válvula de control es por transmisión mecánica mediante cables, poleas y varillas, los ajustes son fundamentalmente longitudinales y de tensión de cables de acero mediante los barriletes correspondientes. En cuanto a los ajustes longitudinales de las varillas de transmisión de movimiento se efectúan según el procedimiento estándar, o sea, aflojando la tuerca del terminal de calabacilla y alargando o acortando medida hasta alcanzar la correcta 320
  • 314. 11.13 – Tren de aterrizaje según el Manual de Mantenimiento para después apretar y frenar la contratuerca. En la figura siguiente se muestra un sistema de mando de control de tren donde se indican parte de los puntos que son susceptibles de ajuste. AJUSTES DE ELEMENTOS DE CONTROL AJUSTES MECÁNICOS DE LOS ELEMENTOS ACTUADORES Los elementos actuadores, como los martinetes hidráulicos, para que se efectúe todo su recorrido dentro de los topes y medidas que se han diseñado, llevan generalmente en el extremo del vástago o pistón, un hueco roscado por el interior donde se aloja el terminal que lo une a la estructura o al elemento a mover, de forma que la longitud real tanto en extendido como en recogido dependerá de cuánto ha penetrado el terminal dentro del vástago. 321
  • 315. F. Gato y A. M. Gato Una vez que se le ha dado la medida correspondiente, se aprieta la contratuerca contra el vástago y se frena, de esta forma conservará la medida correcta que le permitirá durante todo su recorrido que los elementos que mueve alcancen la posición necesaria. En esta figura se presenta un actuador hidráulico de doble efecto, típico de un tren de aterrizaje en el que se señala el punto de ajuste longitudinal sobre el que hay que actuar para conseguir la correcta medida de longitud del vástago del martinete. PUNTO DE AJUSTE DE UN ACTUADOR 322
  • 316. 11.13 – Tren de aterrizaje 11.13–3 – INDICACIONES Y AVISOS El tren de aterrizaje, como los mandos de vuelo y otros elementos móviles que forman parte de las aeronaves, lleva instalados sistemas que informan de la posición que tienen, tanto al piloto como a los computadores a los que esté programado que les tenga que servir esa información. También con esa información se generarán los avisos de discrepancias que estén programados. Estas indicaciones y avisos pueden ser visibles o audibles. Las indicaciones visibles pueden ser eléctricas, en forma de luces de diferentes colores, en forma de letreros que se iluminan. Pueden ser electrónicas, en forma de letras o imágenes en una pantalla. También pueden ser visibles directas, o sea, que cuando las patas de tren alcanzan o dejan una posición, activan un mecanismo que sitúa o recoge a la vista un testigo de que la pata ha alcanzado la posición. En la figura siguiente se muestra un ejemplo de la situación y los avisos más comunes sobre el estado y posición de un tren de aterrizaje de una aeronave de generación analógica pero bastante actual. INDICACIONES DE POSICIÓN Y ESTADO DE TREN 323
  • 317. F. Gato y A. M. Gato Otra forma de indicación visible directa es comprobar a través de un periscopio instalado a tal fin si unas marcas instaladas en las articulaciones coinciden de forma que indiquen que esa pata está en la posición de bloqueada con seguridad. En cuanto a las señales audibles, constan de avisos mediante claxon, “gong” de timbre o voces sintéticas a través del sistema de audio, que van acompañando a las señales visibles a fin de que no exista ninguna duda de que el piloto percibe la información de la posición del tren y las compuertas en el momento oportuno. Todas las señales que están programadas en cualquier aeronave son como información de posición o información de discrepancia, bien entre la posición de la palanca de control con las patas, o compuertas (palanca arriba y una pata no sube), o de discrepancia con la necesidad (la aeronave preparada para aterrizar y el piloto no ha bajado el tren). Como funciones básicas este sistema tiene tres: Proporcionar al piloto indicación tanto del tren como de las compuertas. Proporcionar al piloto los avisos y mensajes de fallo cuando estos ocurran. Proporcionar a los sistemas relacionados con el tren los avisos y posición en todo momento. Siempre teniendo en cuenta que en las aeronaves de generaciones más primarias o no tenían, o bien las indicaciones eran una simple luz roja que se enciende cuando el tren deja de estar bloqueado arriba y no se apaga hasta que el brazo de blocaje no pisa el micro para apagarla, un sistema tan sencillo que no ofrece dificultad para comprenderlo ni para mantenerlo. Con el progreso y la inclusión en las aeronaves de la electrónica y los computadores, así como la interconexión de los sistemas, la necesidad y la utilidad que tanto el piloto como los computadores tienen de esa información, es lo que hace que este sistema sea de vital importancia, tanto que en la actualidad los sistemas están duplicados y activos, monitorizados por los mismos computadores, con lo que la posibilidad de que ocurra algún inconveniente por falta de informaciones de este tipo prácticamente no existe. En las aeronaves de generación actual, en las que están muy monitorizados los sistemas, es posible desde las unidades de interface MCDU (Multipurpose Control Display Unit), en la cabina se pueden efectuar pruebas y comprobaciones del estado de todo el sistema. 324
  • 318. 11.13 – Tren de aterrizaje INDICACIÓN DE POSICIÓN La indicación de la posición del tren puede ser como queda referido anteriormente, directa o eléctrico/electrónica. La indicación directa se utiliza en aeronaves pequeñas y de generaciones anteriores a la actual y se utilizan dos formas, una la presencia de algún testigo de varilla que se manifiesta en la parte superior de las alas para el tren principal y otro en la cabina de mandos para la pata de morro, este es un sistema poco utilizado. El otro sistema de indicación directa se compone de dos periscopios instalados, uno en el centro del avión y otro en la cabina para la pata de morro, y unas marcas de referencia definida en las articulaciones de blocaje de las patas, que es la que puede comprobarse a través de los periscopios, éstos se pueden girar para su mejor enfoque, el del tren principal está en el centro del piso de la aeronave y girándolo se pueden ver las marcas de las dos patas. Hay una luz que enfoca a las articulaciones de las patas. En la siguiente figura se muestra un ejemplo de periscopio para el tren principal. INDICACIÓN VISUAL DIRECTA La indicación eléctrica se produce a través de unos micros que son actuados por las articulaciones, por las patas y por las compuertas al dejar la posición que tienen y al alcanzar la que se selecciona, encendiendo durante el tránsito las luces y los letreros rojos de tren inseguro. 325
  • 319. F. Gato y A. M. Gato ESQUEMA ELÉCTRICO DE INDICACIÓN DE TREN DE ATERRIZAJE En esta figura se presenta un esquema de un circuito completo de indicación de tren con los micros, relés e interruptores correspondientes que instala Mc. Douglas en sus aeronaves DC-9 y MD82 también se muestra la interrelación con otros sistemas de la aeronave. En la figura siguiente se muestran varios tipos de micros de posición, de blocaje y de compuertas: MICROS DE INDICACIÓN DE POSICIÓN DE TREN La indicación electrónica de la posición de los elementos del tren de aterrizaje comprende las pantallas de presentación en la cabina, los micros de proximidad y los computadores. Los computadores y las pantallas son los mismos que para la 326
  • 320. 11.13 – Tren de aterrizaje presentación de fallos, se utilizan las pantallas del sistema EICAS o ECAM, según sea el fabricante de la aeronave, seleccionando las páginas correspondientes al tren, que aparecerá una imagen, que tienen el sistema duplicado, por lo que para cada pata aparecerán dos símbolos iguales (generalmente un triángulo). INDICACIONES DEL TREN DE ATERRIZAJE En esta figura se presenta la pantalla de ECAM correspondiente al tren de aterrizaje de un Airbus 340 en la que se muestran los símbolos que se utilizan, mostrando los diferentes datos de los puntos que están monitorizados. Para la indicación del tren se emplean dos triángulos para cada pata, correspondiendo cada uno de ellos a un sistema, aparecerán el verde cuando el tren esté abajo y bloqueado, en rojo cuando se esté efectuando la maniobra, y se apagan cuando el tren está arriba y bloqueado. Para la indicación de puertas se emplean unas líneas por encima de los triángulos, podrán estar en horizontal con color verde cuando la compuerta está cerrada. Fuera de esta posición el color será ámbar y mostrará puerta en tránsito o puerta abierta según su inclinación lógica. Solo tienen indicación las puertas accionadas hidráulicamente. En el cuadro de luces se encenderá la leyenda UNLK en rojo cuando el tren no está en la posición seleccionada, y en la zona inferior el triángulo se encenderá en verde cuando el tren está bloqueado abajo. Cuando todas las luces están apagadas indica que el tren está arriba y bloqueado. 327
  • 321. F. Gato y A. M. Gato Los micros de proximidad son utilizados por muchos sistemas para cualquier zona en que sea necesario tomar acción o información de una distancia variable, por causa del movimiento de una de las dos piezas que lo forman. Cada sensor es un dispositivo de reluctancia variable de dos cables, conectado a una tarjeta de proximidad, opera en conjunción con un mecanismo actuador en forma de placa de acero, la tarjeta de proximidad alimenta al sensor con un impulso intermitente y usa ese impulso para medir la inductancia del sensor. Cuando el mecanismo actuador (pata de tren, compuerta, etc.) coloca la placa cerca del sensor la inductancia aumenta. La tarjeta de proximidad usa este cambio en la inductancia para dar una salida de voltaje de los interruptores. En la figura siguiente se presenta un esquema en el que la variación de salida de voltaje de 0,3 con el target cerca y una salida de alta de 13 voltios con el target lejos, señal que utilizará el computador correspondiente para enviar a las pantallas la señal que corresponda. SENSORES DE PROXIMIDAD El principio de funcionamiento de estos elementos es siempre el mismo, pueden variar los valores con los que trabaje, o la forma, rectangular o cilíndrica, depende de la forma de colocación y el lugar donde sea colocado. Como precaución general para mantener estos elementos en buen estado de información, es mantenerlos limpios para que cuando estén en posición cerca los 328
  • 322. 11.13 – Tren de aterrizaje cuerpos extraños no varíen o anulen la señal, y en el tren de aterrizaje al tener que trabajar en unas condiciones muy hostiles esta precaución es de suma importancia. En cuanto a su colocación es muy diversa, depende de los puntos donde esté instalado, uno de los dos elementos tendrá modo de poder variar su posición para efectuar los correspondientes ajustes de calibración de la distancia entre el target y el sensor con arreglo a los valores que en cada caso determinen los manuales de mantenimiento emitidos por el constructor. En la figura siguiente se presentan los sensores instalados en las compuertas de una pata de tren de morro. SENSORES DE COMPUERTAS DE TREN Los computadores normalmente no son exclusivos para la indicación de tren, sino que, por lo menos, en los dos sistemas que generalmente se utilizan actualmente, que son las PSEU (Proximity Switch Electronic Unit) en el sistema EICAS o las LGCIU (Electronic Gear Control Interface Unit) en el sistema ECAM, utilizan una parte de ellos que normalmente están situados en estantes del compartimento de equipos. A continuación se presenta una figura con la situación del computador en el compartimento y el reparto de las diferentes tarjetas dentro del mismo. 329
  • 323. F. Gato y A. M. Gato UNIDAD ELECTRÓNICA DE INTERRUPTORES DE PROXIMIDAD Uno de los módulos de tarjetas de este computador es de pruebas BITE (Built In Test Equipment) para efectuar las comprobaciones necesarias, bien desde el frontal del equipo como en la figura adjunta que responderá con códigos numéricos, o bien desde la MCDU en la cabina de mandos y que presentará los resultados en la propia pantalla. Si las respuestas las da el equipo en código numérico será necesario consultar en los manuales el significado y la operación a realizar, mientras que si es en pantalla, por la misma vía presentará la acción a realizar. Estos computadores están duplicados y activos, pero solo uno de ellos controla un ciclo de tren, el siguiente ciclo lo controla el otro y así sucesivamente va cambiando automáticamente, también se hará cargo el otro computador, cuando exista un fallo en el ciclo que está actuando. AVISOS Y MENSAJES DE FALLO Otra parte de la indicación son los avisos y los mensajes de fallo de los elementos que estén monitorizados, en cualquier sistema y en el caso del tren de aterrizaje, los avisos más comunes son de desacuerdo entre la preparación de la aeronave para una maniobra de despegue o aterrizaje y que el tren no esté en las condiciones requeridas y no se detecte un fallo, como ejemplo, si la aeronave está en configuración para 330
  • 324. 11.13 – Tren de aterrizaje el aterrizaje a una altitud determinada, si el tren no está abajo y bloqueado sale el mensaje correspondiente como puede apreciarse en la siguiente figura: AVISO DE TREN NO ABAJO Y BLOQUEADO En esta figura se presenta una aeronave con sistema ECAM en un momento del vuelo antes de aterrizar, las compuertas abiertas, el tren todavía no ha bloqueado, las luces del cuadro UNLK junto con las master encendidas y el cartel de tren no bloqueado en la pantalla, también un diagrama en el que se muestran las fases de inhibición (3-4y5) en las que este aviso no se manifestaría. Se puede deducir que no exista fallo y que el tren está maniobrando, el Técnico debe tener buen cuidado en distinguir los mensajes, ya que las maniobras de tren no son instantáneas, de todas formas los avisos tienen un retardo, si por cualquier causa permanecen las discrepancias y pasa a ser un fallo, entonces es posible que los sistemas monitorizados lo manifiesten, ya que están muy interconectados los computadores. En la figura siguiente se muestra cómo después de 10 segundos si permanece el desacuerdo se produce un mensaje de fallo. 331
  • 325. F. Gato y A. M. Gato MENSAJES CON TIEMPO DE RETARDO Los mensajes de fallo se producen cuando uno de los elementos o funciones no opera o lo hace fuera de los límites programados, estos fallos están divididos en tres clases atendiendo a la naturaleza o gravedad de los mismos, fallos en los que nada más presentarse hay que tomar acción y la corrección inmediata; fallos en los que una vez manifestados, la acción alternativa es inmediata y la corrección puede ser diferida, o fallos que pueden no presentarse en el momento que ocurren, pero al no ser necesario tomar ninguna acción inmediata no se manifiestan en las pantallas, pero se quedan almacenados hasta que durante las operaciones de mantenimiento se extraen o se corrigen reasentando los sistemas una vez corregidos todos. En la figura siguiente se presenta una aeronave con sistema EICAS, y en un diagrama de lógicos las indicaciones de tren, que desde el computador correspondiente y una vez pasados los tiempos previstos, se manifestarán en los monitores junto con las señales acústicas que corresponda y a su vez pasarán a almacenarse en las NVM (Non Volatile Memory) conservándose durante los siguientes 69 vuelos. 332
  • 326. 11.13 – Tren de aterrizaje MENSAJES DE FALLO EN LA INDICACIÓN DE TREN DE ATERRIZAJE DE UN B-757 En aeronaves dotadas del sistema ECAM, cuando un sistema o elemento entra en fallo, la presentación se pone en cruces aspadas de color ámbar, en la siguiente figura se muestra el fallo de la LGCIU N.º 1 con las cruces en la indicación que proporciona y el letrero en la pantalla superior, con las Master encendidas y las fases del vuelo en las que no se presentaría esta información. El resto de los avisos de fallo se presentarán de la misma forma y con la misma filosofía. FALLO DE LA LGCIU 1 Y FASES DE INHIBICIÓN 333
  • 327. F. Gato y A. M. Gato INTERCONEXIÓN CON OTROS SISTEMAS Con la inclusión de los computadores entre los elementos que comprenden los sistemas de las aeronaves, se produce una necesidad de información por parte de unos sistemas a otros a fin de que al elaborar las órdenes demandadas por el piloto las elaboren teniendo en cuenta todos los datos que se necesitan para fabricar la orden más idónea en cada momento. Así se produce que al computador de control del tren le llegan datos de información desde los sensores de proximidad de las unidades de referencia inercial de su computador gemelo, etc. En lenguaje de computadora, o sea, mediante buses de datos (generalmente ARINC), o simplemente señales eléctricas, que se computan, se utilizan para ser enviadas a los indicadores o a los computadores de otros sistemas, también hay una comunicación constante entre las unidades de control de tren (LGCIU) 1 y 2 del mismo sistema. INTERCONEXIONES DEL SISTEMA DE INDICACIÓN En la figura anterior se pueden comprobar las señales que entran en una LGCIU, cómo se procesan y hacia dónde envía las señales de salida, en el caso de una aeronave del tipo Airbus A-340. 334
  • 328. 11.13 – Tren de aterrizaje Otra interconexión muy importante es la información que del sistema se envía al CFDS (Centralised Fault Display System), si tiene sistema ECAM, o al que efectúe esas funciones si el sistema que lleva incorporado es EICAS u otro de parecidas prestaciones. En la siguiente figura se muestran todos los pasos para efectuar las correspondientes pruebas y comprobaciones desde las MCDU del sistema ECAM de una aeronave Airbus 320. COMPROBACIONES DE TREN EN UN SISTEMA CFDS 335
  • 329. F. Gato y A. M. Gato 11.13–4 – RuEDAS, fRENOS, ANTIDESLIzAmIENTO y fRENADO AuTOmáTICO INTRODUCCIÓN Las ruedas son los elementos que pertenecen al tren de aterrizaje y permiten la rodadura del avión sobre el suelo, durante las evoluciones sobre las zonas de maniobra o para las maniobras de despegue o aterrizaje. Fundamentalmente, la rueda se compone de dos partes: llanta y neumático. Las ruedas que se instalan en la actualidad en los aviones deben cumplir varios requisitos, como resistencia a las cargas estáticas en las evoluciones sobre la pista, forma y dimensiones que acomoden al neumático necesario, cavidad interna para los frenos en las ruedas que lleven estos mecanismos, como son las de tren principal, mínimo peso para que el procedimiento de sustitución sea rápido y sencillo, que lleven válvula de seguridad para proteger al neumático de exceso de presión. Esta válvula consiste en un disco de espesor calibrado que se rompe cuando la presión del neumático sobrepasa los límites establecidos. Además, en aquellos que lleven en la parte interna alojado el mecanismo de freno tendrán un fusible térmico para que en caso de un aumento de temperatura se funda el fusible y pierda el neumático la presión, evitando así los daños tanto a la aeronave como al personal que pudiese estar por los alrededores. De todas formas es preciso hacer notar que no todas las ruedas llevan este tipo de dispositivos, estos se encuentran como normales en la aviación comercial y en la ejecutiva moderna, pero en lo que denominamos aviación general, todavía es común encontrarse ruedas en servicio sin este tipo de mecanismos de prevención. Si bien los manuales de las aeronaves hacen muchos avisos en cuanto a las precauciones a tomar al manipular las ruedas, en su desmontaje, montaje y presiones de inflado, no está de más recordar que aunque las ruedas tengan dispositivos de prevención, nunca se deben saltar los procedimientos, pues al ser un cambio de rueda una operación muy frecuente puede hacer que la rutina relaje las precauciones y ocurra un accidente. Se deberán utilizar los medios de reducción de presión adecuados para el inflado del neumático, NUNCA desmontar una rueda de su eje sin haberle reducido antes la presión por lo menos un 30% para eliminar el riesgo de que, si hubiese daños en algunos tornillos de la unión de las semillantas, al quitar la tuerca del buje, pueda reventar la rueda. 336
  • 330. 11.13 – Tren de aterrizaje LLANTAS En la actualidad las llantas de las ruedas están fabricadas en aleación de aluminio forjado, compuestas de dos semillantas unidas mediante tornillos de acero. Entre ambas semillantas se sitúa una junta toroidal que dará estanqueidad a la rueda una vez se le haya colocado el neumático. En la siguiente figura se presenta el despiece de una llanta típica DESPIECE DE UNA RUEDA DE LLANTA PARTIDA 1- Retén de grasa del rodamiento 2- Rodamientos 3- Tapón de válvula 4- Código 5- Tuerca de sujeción de la válvula 6- Espaciador 7- Junta de caucho 8- Válvula de inflado 9- Tuerca 10-Arandela 11- Tornillo de unión de semillantas 12-Junta de estanqueidad 13- Placa de identificación 14- Placa de instrucción 15- Pista del rodamiento exterior 16- Semillanta exterior 17- Alambre de frenado 18- Tornillo fijación chaveta de frenos 19- Chaveta arrastre rotor de freno 20- Tuerca de fijación chaveta freno 21- Placa de instrucciones 22- Placa identificación de la semillanta 23- Pista de rodamiento interior 24- Semillanta interior Esta llanta es de avión ligero, son un paquete de frenos de un solo disco rotor y no tiene ni válvula fusible para el aumento de temperatura, ni tapón fusible para protección de la sobrepresión. 337
  • 331. F. Gato y A. M. Gato En la mayoría de las aeronaves movidas por motor reactor que llevan potentes frenos con varios discos, las ruedas son igualmente de aleaciones ligeras forjadas, y como soportan altas presiones en los neumáticos, y generan mucho calor tanto en los aterrizajes como en los despegues, se las dota de tapones fusibles para sobretemperatura y para sobrepresión, también tienen unos transmisores de presión de los neumáticos que a través de los computadores correspondientes indican la presión de las ruedas en la pantalla del ECAM en la página de tren de aterrizaje. A continuación se presenta un corte de una llanta donde se indican los diferentes elementos. Las ruedas giran sobre dos cojinetes de rodillos cónicos, protegidos por retenes y retenidos por una tuerca roscada al eje, un tapacubos cubre el conjunto de tuerca y el extremo del eje, además de hacer girar al tacómetro que va instalado en el interior del eje de la rueda. DESPIECE DE RUEDA DE AERONAVE COMERCIAL DE GRAN TAMAÑO (A-340) SISTEMA DE FRENOS Los frenos en las aeronaves son aquellos dispositivos que se instalan en los ejes de las ruedas del tren de aterrizaje con la misión de que al transformar en calor la energía cinética de la aeronave en el aterrizaje, reduzca la carrera del 338
  • 332. 11.13 – Tren de aterrizaje mismo el máximo posible, sin que se produzcan daños ni excesivo desgaste de los neumáticos. Los frenos generalmente se instalan en las ruedas del tren principal, aunque en algunos grandes aviones se instalan también en las de morro, pero solo pueden frenar sujetos a ciertas condiciones, como que las ruedas no estén giradas, que el avión esté por debajo de una determinada velocidad y que los frenos de tren principal estén accionados en más de un porcentaje determinado. No obstante, las ruedas de morro a fin de que cuando el tren se retrae se detengan, suelen llevar una zapata de freno que detiene la rueda por rozamiento contra el neumático. La zapata va montada sobre un fleje que hace de muelle y cuando ésta se gasta se puede cambiar. En la figura siguiente se presenta un freno de este tipo que monta Boeing en varios de sus modelos. FRENO DE LAS RUEDAS DE MORRO Los frenos en las aeronaves van asociados a los pedales del timón de dirección, pero es posible utilizar uno sin el otro o los dos a la vez, en las aeronaves de dos pilotos los pedales están interconectados por posición, de modo que si se presiona el pedal derecho de un lado también se mueve el pedal derecho del lado izquierdo. Los frenos se actúan con los pies pero solo moviendo las punteras, manteniendo las piernas fijas, al pisar las punteras se transmite el movimiento a través de las varillas de empuje que hacen girar los tubos de torsión y las poleas fijas a él y los sistemas de 339
  • 333. F. Gato y A. M. Gato cables de acero sitúan las válvulas de control de frenos en posición de dejar pasar la presión con destino a los conjuntos de freno de las ruedas. En la figura siguiente se muestra un juego de pedales de la parte izquierda, se puede observar que las varillas de empuje son ajustables en su longitud, a fin de efectuar el reglaje del mando correspondiente de una aeronave Douglas MD-87. PEDALES DE FRENOS FRENOS DE TAMBOR En un principio los frenos eran de tambor, o frenos Renault (en honor de su inventor), que consisten en un par de zapatas que presionan contra la superficie interior de un tambor giratorio. Este tipo de freno todavía es utilizado por algún modelo ligero antiguo. En la figura siguiente se presenta un esquema de un freno de este tipo, que por otra parte es similar al que se instala en muchos vehículos automóviles. 340
  • 334. 11.13 – Tren de aterrizaje FRENOS DE TAMBOR En la actualidad los frenos de las aeronaves tienen que cumplir una serie de requisitos, que proporcionan una serie de prestaciones, como que tenga que poder actuar con dos sistemas por lo menos, siendo uno de ellos de emergencia, tener un sistema de protección contra el patinaje, también la aeronave deberá poderse frenar en tierra cuando está en el aparcamiento, en la actualidad a las aeronaves consideradas rápidas, propulsadas por motor reactor, ya sean de la aviación comercial o ejecutiva, se las dota de un sistema de frenado automático en el que el piloto solo selecciona el tipo o porcentaje de frenada que desea utilizar y una vez que toma tierra no es necesario que pise los pedales, pues progresivamente el sistema mandará frenar hasta que la aeronave se detenga. En un principio, el accionamiento de los frenos era mediante cables o varillas que mediante una leva expanden las zapatas contra el tambor, y la fuerza es la que ejerce el piloto sobre los pedales. Posteriormente, a los pedales se les coloca una bomba hidráulica con un depósito que la alimenta y que al pisar los pedales crea presión, que se envía a través de un tubo hasta el actuador de las zapatas, similar al que se emplea en la automoción, según se muestra en la siguiente figura. 341
  • 335. F. Gato y A. M. Gato SISTEMA DE FRENOS HIDRÁULICO Estos sistemas en la actualidad solo se utilizan en los aviones muy ligeros y en lo que llamamos aviación histórica, ya que con la llegada de los sistemas hidráulicos de presión constante y la aparición de los frenos de disco, las formas en las que la fuerza de actuación de las zapatas es la que ejerce el operador sobre los pedales, los sistemas de frenos sufren grandes modificaciones. En algunos modelos de avión en vez del hidráulico se utilizaba el aire comprimido, pero no fue profuso y desde el Fokker-27 prácticamente no se ha vuelto a utilizar. En la actualidad, al ser la gran mayoría de las aeronaves dotadas con sistema hidráulico y freno de disco, individual o múltiple, será el que se desarrolle con detalle. FRENOS DE DISCO Los frenos de disco consisten esencialmente en uno u varios discos giratorios que comúnmente denominamos “rotores”, que son oprimidos mediante unos pistones hidráulicos contra otros discos que se mantienen fijos que llamamos “estátores”, consiguiendo la disminución de la velocidad de la rueda. Para la construcción, tanto de los rotores como de los estátores, se utiliza generalmente el berilio, el acero y el carbono, siendo este último el que en la 342
  • 336. 11.13 – Tren de aterrizaje actualidad están utilizando los fabricantes para las aeronaves que tienen una velocidad de aterrizaje alta y que efectúen muchos vuelos, por lo que básicamente se utiliza en la aviación comercial. Los conjuntos de frenos de disco pueden ser monodisco en los aviones ligeros, o multidisco en las aeronaves pesadas, y su capacidad de frenada estará en consonancia con el peso y la velocidad de la aeronave. En la figura siguiente se muestra un conjunto de frenos de actuación hidráulica de cuatro discos rotores arrastrados por las guías de las ruedas que son oprimidos por los pistones hidráulicos disminuyendo la velocidad de la aeronave. CONJUNTO DE FRENOS MULTIDISCO Debido a las sucesivas aplicaciones de los frenos, los forros de fricción o rotores de carbono (depende del tipo que lleve instalado) se van desgastando y, con el fin de evitar un bajo rendimiento por esta causa, lleva unos muelles ajustadores que, una vez que se ha dejado de frenar y decae la presión hidráulica, separan ligeramente los pistones del disco de presión interior, dejándolo en la posición de libre giro de los rotores sin fricción, pero aproximado para una nueva actuación siendo así la respuesta inmediata. Con el desgaste de los discos la distancia entre discos de presión interior y exterior disminuye y el disco interior se va alejando del cuerpo del conjunto que lleva 343
  • 337. F. Gato y A. M. Gato fijado a él una o dos varillas indicadoras de desgaste de los discos, que cuando se encuentran a ras con el punto donde atraviesa una pestaña en el cuerpo del conjunto es el momento de su sustitución. En la siguiente figura se presenta un corte de un conjunto de frenos con forros de fricción con muelles ajustadores para el desgaste de los discos. CONJUNTO DE FRENOS DE DISCO SISTEMAS HIDRÁULICOS DE FRENOS Con independencia del tipo del conjunto de frenos de que una aeronave esté dotada, en la actualidad estará actuado por energía hidráulica procedente de dos sistemas hidráulicos, bien que actúen los dos a la vez, o que estén conectados mediante válvulas de prioridad o de lanzadera. En cuanto al diseño de los sistemas de frenos, tiene como todos los sistemas continuas modificaciones para mejora, aunque básicamente la filosofía, los componentes y las funciones sean parecidas, si bien aumentan las prestaciones y la seguridad de un mejor funcionamiento. 344
  • 338. 11.13 – Tren de aterrizaje SISTEMA DE FRENOS ALIMENTADO POR DOS SISTEMAS HIDRÁULICOS Fundamentalmente se pueden dividir en dos grandes apartados, los sistemas de control eléctrico o analógico y los modernos de control automático electrónico mediante computadores, aunque la acción de frenado la tenga que hacer el piloto en los pedales o que la pueda efectuar además de forma automática. En la figura anterior se presenta un sistema analógico bastante convencional, alimentado por dos sistemas hidráulicos que actúan a la vez, frenando cada sistema hidráulico la mitad de los émbolos del conjunto. Partiendo del sistema hidráulico 345
  • 339. F. Gato y A. M. Gato correspondiente, separado mediante una válvula unidireccional típica, la presión llega a los acumuladores hidroneumáticos y a una válvula selectora, de accionamiento manual, continúa a la válvula de control, que es sobre la que se actúa al pisar los pedales, una vez que se pisan los pedales la presión es enviada a la electroválvula de antideslizamiento y de allí a través de un limitador de flujo pasan a actuar los pistones del conjunto. Se presentan las interconexiones con los mecanismos de freno de aparcamiento y con el sistema de protección por deslizamiento de las ruedas, que se tratarán en capítulos a continuación. La comunicación de un sistema con la válvula de derivación del tren de aterrizaje es puntual de la aeronave a la que pertenece este esquema (varios modelos de Douglas). ACUMULADORES DE FRENOS Los acumuladores de frenos son hidroneumáticos y similares a los que se instalan en el sistema hidráulico, han quedado descritos en el capítulo 11.11 (ATA-29), tienen la finalidad de proporcionar un suministro de reserva de presión, para poder actuar el sistema de frenos varias veces, aunque no esté energizado el sistema hidráulico que los alimente, están instalados corriente abajo de las válvulas unidireccionales de entrada al sistema, están provistos de un manómetro de lectura directa que indica la presión de hidráulico disponible, en el mismo racor de unión del manómetro se instala una válvula de carga de neumática para la recarga. Interiormente el acumulador está separado en dos cámaras por una vejiga si es del tipo esférico, o por un pistón si es del tipo cilíndrico, la cámara comunicada con la entrada de fluido hidráulico mantiene al acumulador bajo la presión del sistema, la otra cámara está cargada con nitrógeno seco a una presión inicial más baja que la del sistema. El nitrógeno actúa como amortiguador para absorber las oscilaciones de presión, y cuando se comprime retiene presión para su uso en el sistema de frenos después de que se desenergice el suministro de energía principal, o exista un fallo en los sistemas hidráulicos. 346
  • 340. 11.13 – Tren de aterrizaje VÁLVULA DE CARGA Y ACUMULADOR En esta figura se presenta un acumulador del tipo esférico de vejiga con manómetro indicador y un corte de la válvula de carga de nitrógeno. Esta válvula es igual para todos los puntos que sea necesario recargar de nitrógeno, como amortiguadores del tren, acumuladores de hidráulico, presurización de los depósitos de agua o de hidráulico, etc., a fin de que, como son utilizados equipos portátiles, el homogeneizar los mismos es un tema de gran valor dentro del área de mantenimiento. VÁLVULA DE CONTROL DE FRENOS Estas válvulas son las que dosifican la entrada de presión hacia las electroválvulas y hacia los frenos cuando lo demanda el piloto o el sistema automático de frenado. Estas válvulas se actúan desde los pedales de la cabina a través de varillajes ajustables y cables de acero guiados por poleas. 347
  • 341. F. Gato y A. M. Gato En la figura siguiente se muestra una válvula de control de frenos doble de un sistema de generación analógica, del sistema presentado anteriormente. VÁLVULA DE CONTROL DE FRENOS Se puede observar cómo dependiendo de la posición de los pedales la válvula deja paso o no a la presión. Las válvulas de frenos constan de un cuerpo doble, palancas de accionamiento, dos pares de topes ajustables mediante tornillo roscado con contratuerca, cada cuerpo es una pieza fundida de aluminio con cámaras dobles y válvulas de corredera, también van los orificios roscados para los racores de los tubos de la entrada de presión, y de salida hacia los frenos o hacia el retorno. LIMITADORES DE FLUJO Generalmente, corriente abajo de las electroválvulas de antideslizamiento de las ruedas, el fluido ya no va a retorno por diversas razones, por lo que se transforma en una columna de líquido a presión dentro de un tubo, desde las electroválvulas al conjunto de frenos. 348
  • 342. 11.13 – Tren de aterrizaje LIMITADOR DE CANTIDAD DE FLUJO Es en este tramo del sistema donde se instalan los limitadores de flujo que se muestran en la figura anterior y que se utilizan para cortar el flujo del líquido en caso de que exista una rotura o pérdida del mismo por algún tubo, latiguillo o por un conjunto de frenos. Cuando es demandada una acción de frenado, la presión se transmite por unos orificios internos del limitador hasta el conjunto. En el momento en que por cualquier causa existiese una pérdida de líquido, se formaría una corriente de fluido dentro del limitador que arrastraría al émbolo principal y lo lanzaría contra su asiento, según se puede observar en la anterior figura, 349
  • 343. F. Gato y A. M. Gato cortando así la comunicación entre el sistema y el conjunto de frenos, impidiendo que el sistema se quede vacío a causa de la pérdida. En este elemento, y a fin de poder efectuar un sangrado de los frenos cuando sea necesario, se instala una válvula de derivación para circunvalar la sección de dosificación del limitador, una palanca exterior que estará asegurada en posición normal, mediante freno de alambre, con la que se desencaja la válvula de derivación, permitiendo así una corriente de fluido necesaria para eliminar las burbujas neumáticas o introducir líquido en mejores condiciones físicas en ese tramo del sistema, ya que al no tener retorno el líquido no se mueve. Esta operación también es necesario efectuarla cuando se cambia un conjunto de frenos para secar el aire que se pueda introducir al desmontar las tuberías, por lo que aunque la válvula está cargada con muelle para cerrar, es necesario colocar la palanca de derivación en su posición y asegurar su posición mediante un freno de alambre. SISTEMAS HIDRÁULICOS DE FRENOS DE CONTROL ELECTRÓNICO Con la integración de los computadores entre los componentes de los sistemas de las aeronaves, al sistema de frenos, también le afecta, aunque las funciones sean parecidas, los objetivos son los mismos, varían, claro está, los componentes y las formas de ejecutar las operaciones de frenada. En este tipo de sistemas, está controlado por unidades computadoras a las que les llega la señal de petición de una operación de frenada, la procesan y la comparan con informaciones de otros sistemas y emiten a las válvulas de control la señal de posición necesaria para conseguir la forma óptima de ejecutar la orden de frenada que partió de la cabina, bien sea del piloto, o del sistema de frenado automático. Los componentes como válvulas y electroválvulas están operados por medio de motores eléctricos. En la figura siguiente se presenta un esquema de frenos de control electrónico en el que se muestran tanto las comunicaciones entre las unidades y el computador central del sistema (BSCU) como la interrelación con otros sistemas, además de los mandos sobre los que se puede operar para control del mismo, así como los elementos que componen el sistema. 350
  • 344. 11.13 – Tren de aterrizaje SISTEMA DE FRENOS DE CONTROL ELECTRÓNICO Las comunicaciones de información entre elementos y computadores se efectúan mediante cable eléctrico, a las señales se las denomina de varias formas según sea el fabricante del elemento, se usa (eléctricas, discretas, directas, etc.), sin embargo, en las comunicaciones entre ordenadores hay más unanimidad, se denominan señales electrónicas mediante Buses de datos, generalmente en cualquiera de las variaciones del lenguaje ARINC, 425, 429 o 600 (ver capítulo 11.16-8 definiciones de señales). UNIDAD ELECTRÓNICA DE CONTROL DE FRENOS (BSCU) La unidad llamada BSCU (Braking and Steering Control Unit) en los AIRBUS, que son las aeronaves actuales que introducen la más moderna tecnología, es un computador con dos canales aislados, con varios módulos de memoria, conectado a otros sistemas de los que recibe información, también recibe información en lo referente al sistema de frenos de los tacómetros de cada rueda de tren principal. 351
  • 345. F. Gato y A. M. Gato Cada canal lleva las tarjetas con los correspondientes microprocesadores para su CPU (Control Processing Unit), otras tarjetas para el control de frenos, que ajustando la corriente que alimenta las servoválvulas, consigue una mayor eficacia en el frenado, sobre todo si frena en automático. Lleva las tarjetas de supervisión que lee todas las señales que llegan al canal de mando. ESQUEMA DE LA TARJETA DE VELOCIDAD DE RUEDAS DE UNA (BSCU) DE A-320 El canal de supervisión utiliza todas estas señales para calcular las señales de control correctas, para compararlas con las señales generadas por el canal de mando. El canal de supervisión puede cancelar las señales de control del canal de mando antes de que operen las electroválvulas, si esto fuese necesario, el control de los frenos y la dirección de las ruedas de morro pasaría a los canales alternativos o de (Stand by). En la figura anterior se muestra un esquema de una de las tarjetas de control de velocidad de ruedas, y actúa después de compararla con la indicación de velocidad que llega de las unidades de referencia inercial (ADIRUS). Este computador además incorpora un software BITE que le permite autocomprobar sus circuitos y software, además, antes del aterrizaje, estos circuitos BITE efectúan automáticamente una prueba de frenos y de dirección de morro. 352
  • 346. 11.13 – Tren de aterrizaje FRENOS ALTERNATIVOS Dentro de los circuitos hidráulicos de actuación de los frenos, como protección en caso de avería del circuito principal, se instalan circuitos alternativos que alimentan sistemas hidráulicos diferentes, tienen sus propias instalaciones, bombas, válvulas, y en las aeronaves de última generación, tienen hasta electroválvulas para antideslizamiento, con lo que en caso de fallo del sistema principal, se mantiene la capacidad de frenada. En la siguiente figura se muestra un ejemplo del circuito alternativo de un Airbus A-320 en el que se conservan todas las capacidades prácticas. Si por alguna anormalidad la BSCU no puede efectuar el control del antideslizamiento, aparecerán los avisos en ámbar en la cabina y el sistema frenará sin esa protección. CIRCUITO DE FRENOS ALTERNATIVO En otros aviones, el circuito tiene las mismas funciones, pero no está diseñado para que entre automáticamente, sino que el piloto tiene que actuar sobre el interruptor en la cabina para que la bomba que deberá generar la presión actúe alimentándose de líquido del depósito del sistema. La bomba ACMP (Alternating Current Motor Pump) es arrastrada por un motor eléctrico, en muchos casos y mediante una válvula de aislamiento que se controla desde la cabina, se tiene la posibilidad de alimentar todo el sistema hidráulico, o solamente a los frenos. 353
  • 347. F. Gato y A. M. Gato En la figura siguiente se presenta un ejemplo de un sistema de frenos alternativo, con bomba eléctrica y válvula de aislamiento, que instala Boeing en varios modelos como B-757 o B-737. SISTEMA DE FRENOS ALTERNATIVO FRENOS DE EMERGENCIA Para casos en los que, por cualquier circunstancia, sea necesario aterrizar sin la posibilidad de utilizar la potencia hidráulica en los frenos, la energía disponible en los acumuladores es suficiente para actuar los frenos lo necesario para que la frenada sea normal, pero se habrá de tener en cuenta que no existirá la protección por antideslizamiento de las ruedas. Algunos fabricantes, como Boeing, utilizan en algunos de sus modelos un sistema de frenos de emergencia, como el que se muestra en la figura siguiente, donde energía neumática acumulada en una botella es liberada por el piloto mediante una palanca en la cabina, llegando a un tubo de transferencia que está lleno de líquido hidráulico, esto hace que aumente la presión que es conducida hasta los conjuntos 354
  • 348. 11.13 – Tren de aterrizaje de las ruedas, donde una válvula de lanzadera cerrará el paso al sistema de frenos normal y dejará paso a la presión a los cilindros del conjunto, que frenará hasta que se agote la presión en el tubo de transferencia. Una vez que este sistema se ha utilizado, es necesario sangrar los frenos hasta que salgan todas las burbujas neumáticas, y el tubo quede lleno de líquido. Con la recarga de la botella a su presión indicada y el asegurado en OFF de la palanca de frenos de emergencia, el sistema vuelva a quedar operativo. SISTEMA HIDRONEUMÁTICO DE FRENOS DE EMERGENCIA FRENOS DE APARCAMIENTO Llamamos frenos de aparcamiento al conjunto de mecanismos asociados al sistema normal de frenos que permiten que una vez detenida la aeronave, pisando los dos pedales de freno a la vez (si son de actuación mecánica), o situando la palanca correspondiente en la posición requerida (si es de actuación eléctrica), queden actuados los frenos aunque se paren las fuentes de potencia de los sistemas hidráulicos. Para retirarlos es necesario solamente pisar los dos pedales a la vez o si es eléctrico simplemente girar la palanca a la posición de OFF. 355
  • 349. F. Gato y A. M. Gato En los sistemas de actuación mecánica, para que los frenos queden permanentemente puestos, es necesario pisar los dos pedales a la vez y antes de soltar los pies, hay que colocar la palanca de aparcamiento en la posición de activado, esto coloca un tope móvil que impide que los pedales y el resto de los mecanismos de freno recuperen la posición primitiva. ESQUEMA DE FRENOS DE APARCAMIENTO SISTEMAS DE ANTIDESLIZAMIENTO El sistema antideslizamiento es un medio totalmente automático, controlado eléctrica o electrónicamente para impedir que cada rueda individual del tren principal patine durante la aplicación de los frenos. El sistema consta de tres partes básicas, una parte de activación y control que la forman los interruptores de activación, luces de indicación y caja o computador de control, otra parte son las electroválvulas y la tercera comprende los transductores de las ruedas. 356
  • 350. 11.13 – Tren de aterrizaje En la siguiente figura se presenta un sistema completo de antideslizamiento de ruedas de una aeronave Douglas MD series, donde se puede comprobar y simular cualquier situación que puede ser real en un momento determinado. SISTEMA DE ANTIDESLIZAMIENTO DE RUEDAS DE TREN PRINCIPAL El sistema antideslizamiento de las ruedas está controlado desde la cabina por un interruptor de “Armado” que arma o desactiva el sistema y sus luces y avisos indicadores. El sistema una vez armado cumple una característica básica de protección contra el bloqueado de rueda que impide la acción de frenado antes de la rotación de las ruedas. Cuando el sistema está armado, los frenos se controlan mediante las servoválvulas (una para cada rueda), que regulan la presión hidráulica que se suministra a cada rueda. La protección del sistema antideslizamiento se realiza a través del control del par torsor de las ruedas en el punto de máxima eficiencia del frenado, justo antes del inminente deslizamiento. Este punto cambia continuamente cuando la aeronave rueda por la pista, porque al perder velocidad existe sobre el tren de aterrizaje un peso y una superficie de contacto del neumático con la pista cada vez mayor, así como las condiciones ambientales cambiantes en la pista (seca, húmeda, etc.). Por lo tanto, 357
  • 351. F. Gato y A. M. Gato el sistema, por medio de su computador o caja de control, al tomar como dato base la información de frecuencia moduladora eléctrica, generada por los transductores que arrastran las ruedas, detecta el cambio de velocidad, de modo que sean cuales fueren las condiciones de la aeronave o de la pista la modulación autoadaptable del sistema determina continuamente la presión máxima que puede utilizarse en el frenado, y automáticamente las electroválvulas correspondientes aplican esa presión a los conjuntos de freno de cada rueda, desviando a retorno el resto de la presión que le llega. ELECTROVÁLVULAS DE FRENO Hay una servoválvula en cada freno, es del tipo electrohidráulica (de chorro calibrado) con tres posiciones primarias de operación, y con multitud de posiciones intermedias. Está controlada eléctricamente para dosificar una presión de frenada conforme al control del sistema de frenos para evitar el bloqueo de su freno respectivo. La parte hidráulica está formada por una parte de control y otra de distribución comunicadas entre sí, hay tres aberturas A, B y C, que están comunicadas la A a la presión del sistema, la B al conjunto del freno y la C al retorno del sistema. En el alojamiento de control hay dos toberas idénticas y dos pasos calibrados, cada uno de ellos conectados a un extremo del alojamiento de distribución, que descargan a ambos lados del alojamiento de control. El alojamiento de distribución tiene un pistón mecanizado deslizante que hace de válvula de corredera para conectar dos aberturas a un tiempo, cuando se mueve dentro de ese alojamiento mandado por el extremo de la chapaleta y por la presión en sus extremos. En la figura siguiente se muestra una electroválvula con las tres posiciones básicas para los frenos de una aeronave AIRBUS A 340: VÁLVULA CON PRESIÓN HIDRÁULICA MÍNIMA CORRIENTE EN LA BOBINA 358
  • 352. 11.13 – Tren de aterrizaje VÁLVULA SIN PRESIÓN HIDRÁULICA VÁLVULA CON PRESIÓN HIDRÁULICA BOBINA DESENERGIZADA MÁXIMA CORRIENTE EN LA BOBINA La parte eléctrica está compuesta por un alojamiento dentro del cual hay dos piezas polares, una superior y otra inferior, que permanecen fijas y separadas por dos imanes permanentes. Dos bobinas están instaladas entre las piezas polares y están conectadas a su canal respectivo en el computador de control (BSCU). El conjunto eléctrico tiene una chapaleta con una armadura instalada entre las piezas polares. La chapaleta está instalada en la armadura y discurre entre las toberas hasta el pistón de la corredera, que se moverá hacia uno u otro lado dependiendo de que la chapaleta tape o no una de las toberas de control creando momentáneamente una diferencia de presión en las caras del pistón de la corredera. La armadura se va a mover dependiendo de la corriente que atraviese las bobinas, que será la que corresponda a la generación que efectúen los transductores de velocidad arrastrados por las ruedas al moverse. A continuación se describen las tres posiciones básicas: POSICIÓN 1 Sin presión en A y la bobina desenergizada, el pistón de la corredera conecta B con C, los frenos están conectados a retorno posición que corresponde a frenos sueltos. POSICIÓN 2 Cuando los frenos están aplicados y hay presión en A, la corredera se desplaza por la propia presión, debido a la diferencia de áreas de los extremos del pistón, conectándose la entrada A con la salida B. Al mismo tiempo se energiza la bobina obligando a la chapaleta a aproximarse a la tobera 1 tapándola parcialmente, quedando el flujo en la tobera 2 mayor que en la tobera 1, causando una caída de presión en la parte de la tobera 2. Como consecuencia de la diferencia de presiones, la corredera se desplaza regulando la presión que va al freno, en función de la corriente que atraviesa la bobina. Cuando la presión es la adecuada, la fuerza de la corredera 359
  • 353. F. Gato y A. M. Gato sobre la chapaleta se iguala con la fuerza magnética sobre la misma, separándose de la tobera 1 y volviendo a su posición inicial. La corredera permanece en la posición conseguida. POSICIÓN 3 Cuando la corriente en la bobina es la máxima, es señal de que la rueda está perdiendo mucha velocidad, en ese momento se aproxima al máximo a la tobera 1, la diferencia de presiones en los extremos de la corredera será la máxima, desplazándose al máximo para cerrar la puerta A y comunicar la puerta B con la C, con lo que se libera totalmente la presión del freno eliminando así el riesgo de bloqueo de la rueda. Existen en los diferentes modelos de aeronaves varios tipos de servoválvulas que difieren entre sí, pero todas, sean del fabricante que sean, funcionan con el mismo principio de control. TRANSDUCTORES DE VELOCIDAD DE RUEDA Los transductores de velocidad de las ruedas son generadores de onda sinusoidal y reluctancia variable que se usan para detectar una condición de deslizamiento de cada una de las ruedas del tren principal. Están instalados en el interior del eje de cada rueda y arrastrados por el tapacubos. Una bobina devanada y fija proporciona el campo magnético del transductor, el giro de las ruedas produce variaciones a un determinado número de ciclos por revolución, por lo tanto los cambios de flujo producidos inducen a una componente de corriente alterna, la frecuencia de esta componente se detecta como velocidad de la rueda por parte de los circuitos de la unidad computadora de control, de modo que al variar la velocidad de la rueda varía la frecuencia de la corriente generada. Si esta variación está por encima de lo programado la electroválvula liberará la presión del freno. En la figura siguiente se presenta un esquema de un transductor de velocidad con todos sus componentes interiores. 360
  • 354. 11.13 – Tren de aterrizaje TRANSDUCTOR DE VELOCIDAD DE LAS RUEDAS Los transductores de velocidad suelen llevar dos generadores, uno para el sistema de antideslizamiento y otro para el control de la salida de los spoilers en automático, por lo que no es objeto de presentación en este capítulo. SISTEMA DE FRENADO AUTOMÁTICO En aeronaves de generación moderna en las que la práctica totalidad de los sistemas tienen sus propios computadores de control, en lo relacionado con los 361
  • 355. F. Gato y A. M. Gato frenos tienen la posibilidad de seleccionar el frenado en el aterrizaje de una forma normal o automática, simplemente con efectuar la selección y que los demás sistemas relacionados cumplan unas determinadas funciones operativas, cuando la aeronave llega a tierra, el sistema de frenos es activado automáticamente sin tener que pisar los pedales correspondientes. ESQUEMA SIMPLIFICADO DE UN CIRCUITO DE FRENOS AUTOMÁTICOS Como puede observarse en el esquema de la figura anterior, el automatismo de los frenos viene muy ligado al sistema de antideslizamiento, y en varios modelos se utiliza el mismo computador aunque lleve sus tarjetas aparte. En realidad el automatismo es la sustitución de la acción física sobre los pedales, utilizando las órdenes emanadas de los computadores correspondientes, obedeciendo la selección del piloto. La selección desde la cabina tiene varios niveles de intensidad, bien sea (baja, media o alta, y en otros casos 1, 2, 3, 4) y una vez efectuada, si se cumplen condiciones como: Presión del sistema hidráulico correcta. Los computadores primarios de mandos de vuelo operativos. Palanca de tren abajo. Por lo menos una unidad de referencia inercial operativa. Autoprueba del sistema sin fallos. 362
  • 356. 11.13 – Tren de aterrizaje Estas condiciones sirven para la mayoría de los sistemas, aunque dependiendo del modelo de aeronave se puede encontrar alguna condición más, de todas formas lo que sí es general es que cuando el sistema está armado