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  • 1. Módulo 14. Proulsión. 14.1.b MOTORES DE TURBINA B) SISTEMAS DE MEDICIÓN DEL COMBUSTIBLE CONTROL ELECTRÓNICO DEL MOTOR (FADEC) ANTECEDENTES Es difícil sustraerse a la complejidad de un sistema como el FADEC que, aún teniendo en todos los casos la misión principal de controlar el motor, puede además integrar misiones y soluciones diversas específicas para cada aplicación motor‐avión. Por ello se ha decidido con fines exclusivamente didácticos, a fin de simplificar en lo posible la exposición, describir el sistema tomando como ejemplo el caso concreto del sistema FADEC de las familias Airbus A320 y A340. GENERAL El “Full Authority Digital Engine Control” (FADEC) es el sistema que controla el motor. También se interrelaciona con las señales del avión    Fig. 1 El sistema FADEC en el Airbus A 320 El sistema FADEC de cada motor consiste en: •  Unidad de Control Electrónica (ECU) de doble canal y       Página 1     
  • 2. Módulo 14. Proulsión. •  Periféricos asociados: ‐  HMU (Hydro‐Mechanical Unit). ‐  Alternador (Dedicated Permanent Magnetic Alternator). ‐  Sistema de actuación de VSVs, VBVs y de control de tolerancias de turbina. ‐  Sistema de encendido y arranque. ‐  Sistema de reversa. ‐  Sistema de recirculación de combustible. ‐  Sensores de motor. ‐  Cableados eléctricos. ‐  Refrigeración de la ECU. ‐  Válvula de escalonamiento de la combustión. La ECU es el computador del sistema FADEC y generalmente se localiza físicamente en una zona fría del motor como puede ser el cárter del fan. FUNCIONES DEL FADEC El sistema FADEC proporciona la regulación y programación de los sistemas del motor para controlar el empuje y optimizar su operación.                        El sistema FADEC realiza las funciones de  control del motor y de la integración del motor con el avión. Las funciones de control del motor incluyen: •  Control de Gestión de Potencia (“Power Management Control”). •  Control de las Válvulas de Sangrado Variables (VBVs). •  Control de los Alabes de Estator Variables (VSVs). •  Control de la Válvula de Sangrado de Transición (TBV). •  Regulación del Control de Combustible. •  Control Activo de Tolerancias de la Turbina de Alta Presión (HPTACC). •  Control Activo de Tolerancias de la Turbina de Baja Presión (LPTACC). •  Control de la Válvula de Retorno de combustible (FRV).       Página 2     
  • 3. Módulo 14. Proulsión. Las funciones de integración motor‐avión incluyen: •  Indicaciones de motor. •  Datos de Mantenimiento de motor. •  Arranque de motor automático y manual. •  Control de Reversa. •  Autoempuje. •  Datos de Monitorización de Condición. SUMINISTRO DE POTENCIA ELECTRICA Cada ECU está alimentada por un alternador trifásico de imán permanente cuando las revoluciones del motor superan  un determinado nivel (N2 > 15%). El Alternador de control proporciona un suministro de potencia eléctrica independiente a los dos canales de la ECU. ARQITECTURA DE FADEC Lo  más relevantes de la arquitectura del FADEC es:  • El sistema FADEC es totalmente redundante y está construido en base a dos canales (A y B) de  control independientes de la ECU (Electronic Control Unit). Cada canal puede controlar los  diferentes componentes de los sistemas del motor y puede también operar  independientemente sin intercambiar datos  • Todas las señales de control de entrada al FADEC son duales y todas las señales de control que  salen de la ECU son duales.   • La mayor parte de la comunicación entre los sistemas del avión y la ECU es transmitida por  Buses de datos digitales  • La ECU está equipada con un sistema de “Built‐in Test Equipment” (BITE) que proporciona  capacidades de información de mantenimiento y comprobación a través del MCDU  (Multipurpose Control Display Unit) y puede detectar y aislar fallos. ECU  (UNIDAD DE CONTROL ELECTRÓNICA): La ECU es una unidad  de control electrónico digital de doble canal que utiliza un microprocesador para funciones de control principales y dos microcontroladores, uno para funciones de interface de transductores de presión y otro para la función de comunicación ARINC.  La ECU tiene un chasis de aluminio refrigerado internamente y contiene tarjetas electrónicas insertables. Los conectores eléctricos están localizados en el panel inferior. Las líneas de señal de presión están conectadas al panel lateral izquierdo con una placa atornillada. Las entradas / salidas de      Página 3     
  • 4. Módulo 14. Proulsión. refrigeración están localizadas en el panel lateral derecho.    Fig.2  Unidad de control electrónica (ECU) La ECU recibe datos del estado de entrada del motor de los ADCs (Air Data Computers) y comandos operacionales de la EIU ( Engine Interface Unit) en el avión, mediante buses de datos ARINC 429. También recibe datos de las condiciones de operación desde varios sensores exclusivos del motor, tales como T12, PS12, P0, N1, N2, PS3 y T25, y calcula el flujo de combustible necesario,  controla la actuación de las VSV (Variable Stator Vanes), de las VBV (Variable Bleed Valves), las tolerancias de HPT (High Pressure Turbine), las tolerancias de LPT (Low Pressure Turbine) y las posiciones de la válvula de control de tolerancia activa del rotor (RACC).  La ECU suministra la corriente necesaria a los motores de par en la HMU para controlar los diferentes actuadores y válvulas moduladoras. La ECU suministra salida de datos digitales en formato ARINC 429 al avión para:      Página 4     
  • 5. Módulo 14. Proulsión. ‐  La representación de parámetros del motor (DMC). ‐  El sistema de dirección de vuelo del avión (FMS). ‐  El sistema de datos de mantenimiento del avión. La ECU está alimentada por el alternador trifásico del motor. Se necesita energía del avión hasta el 15% de N2, por encima del cual el alternador es capaz de autoalimentar la unidad. Dos devanados independientes del alternador suministran la energía a los dos canales separados de la ECU Todas las entradas de control y comandos de salida son dobles para cada canal y están conducidas hacia y desde los canales A y B a través de Cables y conectores separados. SISTEMA DE IGNICION Y ARRANQUE: El sistema de ignición proporciona la chispa eléctrica necesaria para arrancar o continuar la combustión. Comprende dos subsistemas independientes y cada uno de ellos comprende: ‐  Una bujía ‐  Un cable terminal de ignición coaxial apantallado y refrigerado por aire. ‐  Un excitador de encendido. El excitador de encendido es alimentado por la ECU con 115 VAC y a su vez convierte y suministra una corriente de alto voltaje y pulsatoria de alta energía a la bujía a través de los cables terminales apantallados. El sistema de arranque neumático hace girar el rotor de Alta Presión (HP) a una velocidad suficiente para el arranque en tierra o en vuelo (si se requiere). El sistema de arranque consta de Válvula de corte neumática (Shut‐Off Valve) y un arrancador (“starter”) neumático.         Página 5     
  • 6. Módulo 14. Proulsión.    Fig.3  Sistema de Ignición y Arranque La ECU controla los sistemas de ignición y arranque tanto en modo manual como automático. La operación de la válvula de corte de arranque neumático (SOV) y de el sistema de ignición es presentada en la página ENGINE  del  Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM). Arranque automático Durante el arranque automático la ECU abre la válvula de corte de arranque neumático (SOV) y entonces el excitador de encendido es energizado cuando la velocidad del compresor de alta (HPC) alcanza el 16%. La ECU proporciona protección completa durante toda la secuencia de arranque. Cuando se completa la secuencia de arranque la ECU cierra la SOV y corta la ignición. En el caso que ocurra algún incidente durante el arranque automático la ECU abortará el procedimiento de arranque. Arranque manual Durante un arranque manual la SOV abre cuando se acciona el pulsador de “MANual START P/B”, entonces se energiza el sistema de ignición cuando el MASTER switch se posiciona en “ON”. Se debe notar que no hay función de aborto de arranque en el modo de arranque manual y se debe realizar la función de aborto de arranque manualmente. Hay un límite máximo de la EGT (temperatura de los gases de salida) y una protección contra el Stall: se corta el suministro de combustible y se continua haciendo un “crank”.      Página 6     
  • 7. Módulo 14. Proulsión. Cranking El funcionamiento en vacío del motor puede realizarse mediante las secuencias  de un ”cranking” seco o húmedo. Durante la realización del “cranking” la ignición está inhibida. Ignición continuada Se puede seleccionar la ignición continuada cuando el motor está rodando, bien por vía de la ECU o manualmente usando el selector rotativo o automáticamente por el FADEC. SISTEMA DE GESTION DE EMPUJE DEL MOTOR Velocidad de rotación demandada La velocidad de rotación del rotor N1 demandada corresponde a la posición seleccionada de la palanca de gases del motor (Throttle Lever Angle) y está indicada mediante un círculo blanco o azul (según qué caso) en el indicador N1 de la Electronic Centralized Aircraft Monitoring Modo de empuje limitado Las palancas de gases se usan como selectores del modo de empuje limitado. Dependiendo de la posición de la palanca de gases se selecciona un modo de empuje limitado  y aparece en la pantalla de la Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM). Si las palancas de gases están posicionadas entre dos puntos de detención el superior determinará el modo de limitación de empuje. Los modos de limitación de empuje son:  “Climb” (CL), “Flexible Take Off / Maximum Continuous Thrust” (FLX / MCT) y “Take Off Go Around” (TOGA). Límite de N1 Para cada selección de modo de empuje limitado se calcula un límite de N1 acorde con los datos  de referencia del aire (Air Data Reference) y aparece en la pantalla superior del ECAM próxima a la indicación del modo de empuje limitado.        Página 7     
  • 8. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 4 Límite de N1 N1 Target: En la función de “autoempuje” (A/THR), el sistema de “Flight Management and Guidance Computer” calcula un N1 objetivo de acuerdo con los datos del aire y los parámetros del motor y lo envía a la ECU.    Fig. 5  N1 Target Mando de N1 Se usa para regular el FF, es el “FMGC N1 Target” cuando está activa la función “A/THR”. Si la función “A/THR” no está activa, el mando de N1 es el correspondiente a la posición de la palanca de gases (Thrust Level Angle). N1 Actual Es el valor actual dado por es sensor de velocidad N1. Está presentado en verde en el indicador de N1 y esta señal actual se compara también con la de mando de N1. Modo de control de autoempuje La función “A/THR” se conecta manualmente por medio del selector de “A/THR P/B”. Se conecta automáticamente al aplicar potencia de despegue. Autoempuje activo Si está conectada, la función de “A/THR” queda activada cuando las palancas de gases se sitúan en el punto de detención de “CL” después del despegue. El mando de N1 es el “FMGC N1 target”. La función “A/THR” está normalmente activa las palancas de gases se sitúan entre Ralentí y Potencia de Subida (“Climb”), incluyendo esta última.      Página 8     
  • 9. Módulo 14. Proulsión. El rango activo de “A/THR” se extiende hasta “Maximum Continuous Thrust” (MCT) en caso de de que se opere con un solo motor. Cuando las palancas de gases están situadas entre dos puntos de detención el mando de N1 está limitado por la posición de la palanca de gases.    Fig. 6  Autoempuje activo Autoempuje no activo Cuando se encuentra conectada la función de “A/THR” queda inactiva cuando las palancas de gases están situadas por encima de “Climb” con dos motores operando. El mando de N1 corresponde a la palanca de gases. La función “A/THR” no está activa por encima de MCT en caso de que se opere con un solo motor. La función  “A/THR” se desconecta al pasar las palancas de gases a la posición tope de ralentí .        Página 9     
  • 10. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 7  Autoempuje no activo Modo de control manual Cuando no se encuentra conectada la función “A/THR”. La ECU procesa la señal de mando de N1 de acuerdo con el ángulo de las palancas de gases (Thrust Level Angle). UNIDAD HIDROMECÁNICA (HMU) La Unidad Hidromecánica o HMU (Hydromechanical Unit) es junto con la ECU (Electronic Control Unit)  el elemento fundamental del FADEC, suele estar instalada en la parte posterior de la Caja Principal de Accesorios  o AGB.  Esta unidad convierte mediante motores de par/servoválvulas las señales eléctricas recibidas de la ECU  en señales hidráulicas para la medición del flujo de combustible del motor y actuación de varios sistemas. Como medio hidráulico se utiliza el combustible del avión adecuadamente filtrado. La  HMU  y sus funciones se van a referir a un avión concreto el Airbus A‐340 propulsado por el motor CFM 56‐5C, siendo las mismas extrapolables a cualquier avión de nueva tecnología.      Página 10     
  • 11. Módulo 14. Proulsión.                                     Fig. 8 Unidad Hidromecánica del Airbus A‐340  Integran la Unidad (Fig. 9) los siguientes componentes: ‐  Una válvula medidora de combustible  (FMV) ‐  Una válvula reguladora de presión diferencial  ‐  Cinco válvulas piloto/ motores de par y una servoválvula ‐  Un governor de sobrevelocidad ‐  Una válvula de presurización y solenoide de corte ‐  Una válvula de bypass      Página 11     
  • 12. Módulo 14. Proulsión.    Fig. 9  Esquema general de la unidad  Hidromecánica En el sentido más amplio la HMU, controlada por la ECU, realiza las siguientes funciones:  •  Control del flujo de combustible del motor  •  Control de las señales hidráulicas a los actuadores  •  Actuación sobre la válvula de corte y protección de sobrevelocidad      Página 12     
  • 13. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 10  La Unidad Hidromecánica HMU como componente del FADEC CONTROL DE FLUJO DE COMBUSTIBLE  El sistema de combustible de A‐340 está diseñado para: 1.  Entregar flujo de combustible o FF (Fuel Flow) a las cámaras de combustión  2.  Refrigerar el aceite del motor y el aceite del Generador de Arrastre Integrado o IDG (Integrated Drive Generator) 3.  Proporcionar el servocombustible para la actuación de los sistemas de control del flujo de aire del compresor y sistema de control de holguras del motor          Página 13     
  • 14. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 11  Sistema de combustible del Airbus A‐340A continuación se hace una breve descripción del sistema de combustible: Las bombas de los tanques del avión entregan el combustible a través de una válvula de corte de baja presión (LP valve) a la Bomba de Motor (Fuel Pump)  que es arrastrada por el Compresor de Alta (HPC). El  combustible  es  presurizado  en  una  primera  etapa  por  una  bomba  centrífuga  o  de  baja  (LP  Stage) para  prevenir  efectos  de  cavitación,  después  entra  en  el  cambiador  de  calor  aceite  /  combustible (Main Oil Fuel Heat Exchanger) donde es calentado por el aceite de recuperación del motor. Una vez filtrado para proteger la HMU de partículas en suspensión, se presuriza por segunda vez en la etapa de la bomba de alta (HP Stage). En  esta  bomba  de  alta  se  transforma  la  energía  mecánica  en  energía  hidráulica  para  potenciar  los sistemas hidromecánicos y entregar el combustible a los inyectores. Es una bomba de engranajes del tipo de desplazamiento positivo. Para vueltas fijas entrega un flujo de combustible constante independiente de la presión de descarga.      Página 14     
  • 15. Módulo 14. Proulsión. El combustible se usa como medio de lubricación de ambas bombas.  Después de salir de la bomba de alta, el combustible entra en el filtro de lavado, donde a una parte del mismo  que  será  utilizado  como  servo  se  le  capturarán  las  restantes  partículas  en  suspensión.  Esta unidad  consta  de  un  elemento  filtrante  y  una  válvula  de  alivio  de  presión  que  actuará  en  caso  de obstrucción, en cuyo caso el combustible se deriva directamente a la HMU.  En  esta  etapa  el  combustible  se  divide  en  dos  flujos  el  combustible  filtrado  y  el  combustible  no filtrado. El combustible de retorno, procedente de la válvula bypass y de los servos fluye a través del enfriador de aceite del Generador o IDG (Integrated Drive Generator), para enfriar el aceite. Después vuelve a la bomba, entre las etapas de alta y baja y a través del cambiador de calor aceite–combustible se reintegra al sistema. En  caso de obstrucción  de los filtros o el  cambiador de  calor, entran en funcionamiento  una serie  de válvulas bypass que evitan el excesivo incremento de presión. Flujo de combustible a las cámaras de combustión El combustible no  filtrado o  flujo principal evita el filtro de lavado, entra en la HMU  y suministra el flujo de combustible a través de la válvula medidora, la válvula de presurización,  el transmisor de flujo de combustible, la válvula de escalonamiento, el filtro de inyección y los inyectores. La  Válvula  Medidora  o  FMV  (Fuel  Metering  Valve)  integrada  en  la  HMU,  está  actuada    por  la  ECU mediante un motor de par /servoválvula. Tiene  como  misión  suministrar  el  flujo  de  combustible  adecuado  para  obtener  la  N1    seleccionada bien por la palanca del mando de gases o por el sistema de Empuje Automático (Auto Thrust). El motor de par contiene dos bobinas independientes; cada una dedicada a un canal de la ECU El  ECU  recibe  dos  señales  de  realimentación  (feed  back)  proporcionales  a  la  posición  de  la  válvula medidora  de  combustible  una  por  canal.  El  ECU  utilizara  estas  señales  para  conseguir  el  control eléctrico de la FMV en lazo cerrado. Una válvula reguladora de presión diferencial mantiene una caída de presión constante a través de la válvula medidora. Como  resultado,  el  flujo  de  combustible  varía  proporcionalmente  con  la  posición  de  la  válvula medidora. El combustible a la salida de la FMV pasa por una Válvula de Corte de Combustible de Alta Presión o HPFSOV (High Pressure Fuel Shut‐Off Valve) también  incluida en la HMU en dirección a los inyectores. El  transmisor  de  flujo  transmite  el  combustible  medido  a  la  cámara  de  combustión,  está  instalado sobre la HMU y está localizado entre la válvula de corte  y la válvula de escalonamiento VSB. Envía la señal a la ECU que la convierte en señal digital. El principio de funcionamiento se basa en una turbina en  que  el  flujo  de  combustible  arrastra  el  rotor  cuyo  par  es  contrarrestado  por  un  muelle.  En  cada      Página 15     
  • 16. Módulo 14. Proulsión. rotación dos imanes permanentes montados sobre el rotor pasan enfrente de dos bobinas generando dos impulsos. El tiempo entre los impulsos mide directamente el flujo másico.  Existen dos colectores de combustible para alimentación a los inyectores. Un colector o manifold  que  suministra  combustible  a  10  inyectores  siempre  que  el  motor  está  en  operación  y  otro  colector escalonado que puede suministrar combustible a los restantes 10 inyectores dependiendo del régimen de potencia. Los inyectores están posicionados alternativamente sobre los colectores. Cada colector está dividido en dos  segmentos  unidos  por  tuercas  conectoras  y  las  dos  mitades  están  conectadas  a  la  línea  de suministro. La Válvula de Escalonamiento o BSV (Burner Staging Valve)  selecciona la entrega de combustible a los dos colectores (20 inyectores) o solo a uno de ellos (10 inyectores) dependiendo de la orden de la ECU. La BSV contiene una válvula límite de incremento de presión, que abre la válvula de para restaurar la operación con 20 inyectores cuando la diferencia de presión alcanza un determinado valor. La operación con 20 inyectores está reservada para despegue y otras operaciones de alta potencia. Con 10  inyectores  se  asegura  la  deceleración  adecuada  del  motor  y  el  mantenimiento  del  margen  de apagado de llama. La  válvula  de  escalonamiento  de  la  cámara  de  combustión  que  es  del  tipo  de  tulipa  accionada  por pistón, está controlada por la ECU y actuada por una  señal hidráulica procedente de la HMU. El Filtro de inyección está dotado de un interruptor de presión diferencial que envía una señal al ECU y de ahí a la cabina  “Fuel Filter Clogged”  en caso de obstrucción. Los  20  inyectores  de  combustible,  aseguran  un  buen  encendido  y  una  eficiente  combustión  a  alta potencia. Están  conectados  a  los  colectores  de  combustible,  instalados  dentro  del  conjunto  de  la  cámara  e introducen el combustible pulverizado. Disponen de dos pasos de combustible que generan dos flujos denominados primario y secundario.  El  flujo  primario    de  alta  presión  a  través  de  la  válvula  antirretorno,  pasa  por  el  paso  primario  del conducto  y  punta  del  inyector  y  entra  en  la  cámara  de  combustión  como  un  flujo  pulverizado  de densidad uniforme. El flujo secundario de alta presión activa la válvula divisora de flujo. Este combustible atraviesa el paso secundario  del  conducto  y  punta  del  inyector.  Después  entra  en  la  cámara  de  combustión  como  un pulverizado  de  forma  cónica  y  densidad  uniforme.  El  cono  del  pulverizado  secundario  es  más  amplio que el del primario, por lo que circunda el pulverizado principal. Refrigeración de aceite de la IDG El  combustible  no  quemado  procedente  de  la  HMU  y  el  flujo  de  retorno  de  los  servos,  se  mezclan  y atraviesan el enfriador de aceite del Generador o  IDG antes de regresar al circuito de combustible.      Página 16     
  • 17. Módulo 14. Proulsión. El aceite caliente transfiere  calor en el enfriador de la  IDG  al combustible que viene de la HMU y que regresa a la bomba para después hacia el intercambiador. El  enfriador  es  del  tipo  tubular,  el  aceite  circula  a  través  de  los  múltiples  tubos  de  acero  inoxidable unidos  en  ambos  extremos.  El  combustible  circula  dentro  de  los  tubos  que  evacuan  las  calorías abandonadas  por  el  aceite.  Si  la  caída  de  presión  dentro  del  núcleo  del  intercambiador  de  calor  se incrementa, se abre la válvula de alivio  derivando el combustible. La  Válvula  de  Retorno  de  Combustible  o  FRV  (Fuel  Return  Valve)  tiene  como  misión  mantener  la temperatura  del  aceite  de  la  IDG  dentro  de  límites,  en  caso  de  excesiva  temperatura  la  FRV    abre retornando combustible a los tanques de avión. La  FRV  que  dispone  de  dos  solenoides  energizados  por  la  ECU,  controla  y  mezcla  un  flujo  de combustible frio (de la bomba de combustible de baja) con un flujo de combustible caliente (de la línea de  retorno)  para  impedir  que  la  temperatura  del  combustible  exceda  de  120  ºC  en  condiciones  de tránsito. Cuando el intercambio térmico no es suficiente, la ECU, de acuerdo con las temperaturas del aceite del motor, del combustible y de la fase de vuelo abrirá la válvula de retorno del combustible,  devolviendo a  los  tanques  el  combustible  servo  caliente  de  retorno  y  permitiendo  que  una  mayor  cantidad  de combustible frio circule por el sistema para refrigerar el aceite. Si la válvula de retorno del combustible permanece cerrada, de acuerdo a la señal recibida por la ECU, el combustible regresará a la salida de la bomba. Cuando se para el motor, se recibe una señal hidráulica de la válvula de corte del combustible de alta (HPSOV) que cierra la FRV. Servocombustible para actuación de sistemas El combustible filtrado procedente del filtro de lavado es la fuerza actuadora del FADEC. Camino  de  las  servoválvulas  de  la  HMU  atraviesa  el  calentador  de  servocombustible  (Servo  Fuel Heater). El paso por el calentador garantiza la suficiente temperatura para evitar el atascamiento de los servomecanismos  debido  a  la  formación  de  partículas  de  hielo.  La  Unidad  Hidromecánica  contiene  válvulas piloto / motores de par para modular las señales hidráulicas a los sistemas siguientes: •  Álabes de Estator Variable (VSV) •  Válvulas de Sangrado Variable (VBV) •  Control de Tolerancia Activa de la Turbina de Alta (HPTACC) •  Control de Tolerancia Activa de la Turbina de Baja (LPTACC) •  Control de Tolerancia Activa del Rotor (RASB) •  Válvula Medidora de Combustible (FMV)      Página 17     
  • 18. Módulo 14. Proulsión. •  Válvula de Escalonamiento de la Cámara de Combustión (BSV). •  Válvula de Tránsito (TBV) Cada motor de par contiene dos bobinas independientes, eléctricamente aisladas. Una está dedicada al canal A y la otra al canal B de la ECU. Los motores de par suministran flujo y presión en una puerta de presión de la HMU en respuesta a órdenes eléctricas procedentes de la ECU CONTROL DE SEÑALES HIDRÁULICAS A LOS ACTUADORES   Se utiliza el combustible servo de la HMU para: A)  CONTROL DE FLUJO DE AIRE DEL COMPRESOR Para prevenir pérdidas en el compresor y proporcionar buena aceleración el motor está equipado con un Sistema de Válvulas de Sangrado Variables (VBV) y un Sistema de Álabes de Estator Variables (VSV) Ambos sistemas están operados con combustible de la HMU y controlados por la ECU        Página 18     
  • 19. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 12  Sistemas de control de flujo de aire del compresor Sistema de  Válvulas de Sangrado Variables El Sistema de Válvulas de Sangrado Variables o VBVS (Variable Bleed Valve System) controla el flujo de aire del Compresor de Baja (LPC) al Compresor de Alta (HPC) mediante el uso de 11 válvulas.  El objetivo del sistema es mejorar el acoplamiento y corregir desajustes entre ambos compresores en determinadas situaciones operativas y estados del motor  como regímenes transitorios, baja velocidad, en altitud y con motores deteriorados.  La ECU calcula la posición de las 11 válvulas VBV para sangrar el exceso del aire del compresor de baja hacia el conducto del fan, de modo que sólo esté disponible en la entrada del HPC la cantidad de aire deseada.         Página 19     
  • 20. Módulo 14. Proulsión.  Fig. 13  Sistema de Válvulas de Sangrado Variables Las  11  válvulas  VBV,  se  posicionan  entre  completamente  abiertas  en  el  arranque  y  baja  potencia  y completamente cerradas a alta potencia, se abren totalmente en aceleraciones rápidas.   La  operación  de  las  válvulas    VBV  está  relacionada  con  la  operación  del  compresor  de  alta  (HPC).  En regímenes estacionarios y en aceleración están directamente controladas por el ajuste angular de los álabes de estator variables (VSV) que se describirán posteriormente, siento esta una señal de entrada a la ECU para el cálculo del programa de demanda. El sistema realiza cuatro funciones primarias: •  Posiciona las VBV en respuesta a la presión diferencial del combustible  a través del motor. •  Sincroniza mecánicamente las 11 válvulas en su desplazamiento  •  Limita la posición de las válvulas al final de su carrera •  Da  información  de  posición  de  las  válvulas  a  la  ECU  mediante  un  Transductor  Diferencial Variable Rotatorio o  RVDT (Rotary Variable Differential Transducer)   Este sistema de control incluye los siguientes elementos: 1.‐ Un servo hidromecánico integrado en la HMU, que proporciona señales de combustible al motor de engranajes. 2.‐ Una unidad de potencia hidráulica consistente en el motor de engranajes  3.‐ Un sistema mecánico de transmisión con:  ‐  Un actuador maestro de husillo de bolas y una válvula de sangrado  ‐  Diez actuadores de husillo de bolas, uno por cada válvula  ‐  Un mecanismo de tope  ‐  Un conjunto de eje flexible principal  ‐  Diez conjuntos de ejes flexibles de válvulas. El  sistema  de  actuación  de  VBV  proporciona  una  salida  angular  mediante  el  conjunto  motor,  el conjunto actuador maestro y el conjunto de los diez actuadores. El sistema está interconectado con diez conjuntos de ejes flexibles. Puede abrir, cerrar o modular a una posición  intermedia  las  11  válvulas  en  respuesta  a  una  señal  de  entrada.  Las  válvulas  permanecen totalmente sincronizadas en su recorrido por su configuración de ejes flexibles mecánicos continuos. El conjunto actuador maestro de husillo está conectado al sensor de posición de VBV por una varilla de realimentación tipo push‐pull La ECU controla la  dirección y velocidad de la rotación del motor. Cada canal de la ECU gestiona un      Página 20     
  • 21. Módulo 14. Proulsión. programa de demanda de VBV en función de las siguientes entradas:  ‐  N1 corregida.  ‐  N2 corregida  ‐  Señal de control de VSV. El motor arrastra el eje flexible principal del conjunto de actuador maestro a través del mecanismo de tope. Los conjuntos de ejes flexibles transmiten la potencia desde el eje principal a los conjuntos de los 10 actuadores restantes. Cada actuador da el movimiento a su válvula asociada El combustible a alta presión activa hidráulicamente el sistema de actuación de VBV. Un  RVDT  envía  la  señal  de    posición  angular  de  las  VBV  a  cada  canal  de  la  ECU.  Esta  señal  de realimentación (feedback) se usa para ajustar la posición correcta de las VBV Sistema de Álabes de Estator Variables El Sistema de Álabes de Estator Variables o VSVS (Variable Stator Vane System) controla el flujo  de aire  primario  a  través  del  Compresor  de  Alta  (HPC)  variando  el  ángulo  de  los  álabes  de  estator  o “vanes”  de las tres etapas variables y de los  Álabes de Guías de Entrada o IGVs (Inlet Guide Vanes). Este control acopla aerodinámicamente las etapas de compresión del Compresor de Baja (LPC) con las etapas  del  Compresor  de  Alta  proporcionando  una  eficiencia  óptima  del  compresor  y  mejorando  el margen de pérdida en operaciones de tránsito del motor. El  ángulo  de  los  álabes  de  estator  es  función  de  la  velocidad  de  giro  del  compresor  (N2)  y  de  la temperatura de entrada al mismo. La Unidad de Control Electrónico (ECU) calcula el ángulo de las VSV y controla el mismo a través de motores de par de la HMU. La presión de combustible de la Unidad Hidromecánica (HMU) es el medio hidráulico para operar los actuadores de VSV. Cada  canal  de  la  ECU  tiene  un  programa  de  demanda  de  los  VSV.  Este  programa  de  demanda  se gestiona en base a las entradas de:  •  La temperatura de entrada del compresor   •  La presión ambiente   •  La velocidad N2.         Página 21     
  • 22. Módulo 14. Proulsión.            Fig. 14 Sistema de Álabes de Estator Variables El sistema de actuación  de  VSV consta de dos actuadores, cada uno con dos LVDT  y 2 conexiones y mecanismos de actuación.      Página 22     
  • 23. Módulo 14. Proulsión. La HMU proporciona combustible a alta presión a los actuadores de VSV y los LVDT  incorporados en cada  actuador  realimentan  la  posición  angular  de  los  vanes    a  la  ECU  para  comparar  con  la  posición programada. Cada actuador de VSV está conectado mediante  una articulación  y la palanca acodada de la 3ª etapa a una varilla maestra. A la  varilla maestra están unidas unas  palancas acodadas que a su vez arrastran unos anillos de actuadores. Los anillos de actuación que están conectados a la altura  de la línea horizontal del cárter del compresor giran circunferencialmente a lo largo del eje horizontal del  compresor. El  movimiento  de los anillo se transmite a los álabes individuales por medio de las palancas de actuación de los álabes. Los  actuadores  de  VSV  proporcionan  la  fuerza  de  salida    y  el  movimiento  al  sistema  de  álabes  de estatores variables como repuesta a la presión del combustible de la unidad hidromecánica. El actuador arrastra el conjunto de conexiones de VSV para dar el ángulo a los vanes  calculado  por  el  ECU  a  través  del  HMU.  Los  motores  de  par  del  HMU  suministran  combustible    a  el vástago o al pistón respectivamente para cerrar o abrir los vanes o mantener su ángulo equilibrando el pistón del actuador. Cada  a  LVDT  consta  de  dos  bobinados:  Uno  estacionario  y  otro  móvil.  El  móvil  se  desplaza  con  el vástago del actuador  mientras que el otro permanece fijo, el voltaje resultante es función de la carrera del actuador  o lo que  es lo mismo de la posición de los VSV. Las  corrientes  excitadoras generadas se envían a la ECU, la del LVDT del lado izquierdo (LH)  al canal A y la del lado derecho (RH) al canal B. B)  CONTROL DE LAS HOLGURAS Y SANGRADO EN TRÁNSITOS  Hay  tres  sistemas  controlados  en  forma  independiente  por  la  ECU  y  actuados  por  la  HMU  que proporcionan ajuste de holguras de motor y sangrado en tránsito. Las holguras entre las puntas de los álabes y el cárter son controladas activamente para optimizar las actuaciones del motor. En  ciertos  modelos  de  este  motor  existe  un  cuarto  sistema  (RACSB)  que  optimiza  las  holguras  del compresor y que es gestionado igualmente por la ECU y HMU.      Página 23     
  • 24. Módulo 14. Proulsión.    Fig. 15  Sistemas de Control de Holguras y Sangrados en Tránsito Sistema de control de holguras de turbina de alta El sistema de control de holguras de turbina de alta o HPTACC (High Pressure Turbine Active Clearance Control) gestiona la holgura de la punta de los álabes respecto al cárter mediante aire sangrado del Compresor de Alta. El aire de refrigeración del Compresor de Alta (HPC) suministrado a la estructura envolvente del cárter de la turbina de alta provoca un efecto térmico sobre el cárter.  El  sistema  controla  la  modificación  de  la  dimensión  radial  del  cárter  de  la  turbina  para  adaptarse  en forma adecuada a la variación del rotor de la turbina.      Página 24     
  • 25. Módulo 14. Proulsión.    Fig. 16 Sistema de Control de Holguras de Turbina de Alta El objetivo es maximizar la eficiencia de la turbina en crucero, minimizar los picos de EGT durante los movimientos bruscos de la palanca de mando de gases y evitar la fricción de la punta de los álabes durante operaciones transitorias. El sistema envía aire de las etapas  4ª y 9ª  del compresor de alta (HPC) a  la estructura envolvente de turbina de alta (HPT) para enfriar o calentar según sea el porcentaje de mezcla, el cárter de turbina de alta. Es  un  sistema  de  lazo  cerrado  basado  en  la  medida  de  la  temperatura  (sensor  en  T)  de  la  estructura envolvente de la turbina de alta. El  ECU  calcula  primero  la  posición  de  la  válvula  de  HPTACC  para  controlar  esa  temperatura    al  nivel deseado.       Página 25     
  • 26. Módulo 14. Proulsión. Cada canal de la ECU calcula la señal de demanda para el correspondiente motor de par del HPTACC como respuesta a esa temperatura  Para el cálculo el ECU utiliza:  ‐  La temperatura del cárter de la HPT (Tcase)  ‐  La temperatura de descarga del compresor (T3)  ‐  La velocidad N2 En función de esto, el ECU envía una señal eléctrica a la Unidad Hidromecánica o HMU para mover la citada válvula de HPTACC. La válvula es un actuador hidráulico conectado con las válvulas de mariposa que controlan el flujo de aire a la estructura envolvente de la turbina de alta. Una válvula de mariposa controla el flujo de sangrado de la 4ª etapa del compresor mientras que la otra controla el flujo de la 9ª etapa. El aire de la 4ª etapa se mezcla con el de la 9ª etapa aguas abajo de la válvula. Dos  LVDT están conectados al actuador para dar retroinformación de posición de la válvula a los dos termopares  que    están  alojados  en  la  estructura  envolvente  de  la  turbina  de  alta  y  que  a  su  vez realimentan la  temperatura al ECU. Cada LVDT envía la posición de la válvula de HPTACC a cada canal de la ECU. Sistema de control de holguras de turbina de baja El sistema de control de holguras de turbina de baja o LPTACC (Low Pressure Turbine Active Clearance Control) controla la holgura de la punta de los álabes de la turbina de baja con el cárter mediante el uso del aire de fan. Durante  la  operación  se  suministra  aire  de  fan  a  unas  tuberías  de  refrigeración    sobre  el  cárter  de turbina  de  baja  con  lo  que  se  controla  la  expansión  térmica  del  cárter  para  adaptarse  en  forma adecuada a la variación del rotor de la turbina.      Página 26     
  • 27. Módulo 14. Proulsión.    Fig. 17  Sistema de Control de Holguras de Turbina de Baja El  propósito  del  sistema  es  principalmente  optimizar  la  holgura  radial  de  la  punta  de  los  álabes  de turbina de baja con el cárter para obtener  las mejores actuaciones en todos los regímenes de motor. Adicionalmente se evitan sobretemperaturas del cárter de la turbina y reduciendo o incrementando los flujos de refrigeración se mejoran las aceleraciones  rápidas a baja velocidad y las actuaciones de la LPT para altas temperaturas de entrada en la misma. Para  conseguir  estos  requerimientos  el  sistema  utiliza  una  cantidad  controlada  de  aire  de  fan  y  lo canaliza  a  través  de  un  sistema  exclusivo  de  tuberías,  válvula  de  control,  colectores  y  tubos perforados de refrigeración. El componente principal es la válvula de LPTACC, actuada por la HMU y controlada por la ECU, que controla su posición y utiliza una señal de realimentación para ajustarla al valor deseado. Cada canal de la ECU tiene un programa de demanda de LPTACC para controlar la válvula de LPTACC a través de motores de par de la HMU. El programa de demanda utiliza:  ‐  La presión ambiente para la altitud   ‐  La velocidad N1.      Página 27     
  • 28. Módulo 14. Proulsión.  ‐  La temperatura ambiente   ‐  EGT  Esta válvula, que es del tipo mariposa, regula el aire del fan y permite el paso del mismo a los conductos perforados instalados alrededor del cárter de la LPT. Tiene  integrada    un    RVDT  doble  para  la  realimentación  (feedback)  de  la  posición.de  la  válvula  de LPTACC a cada canal de la ECU. Sistema de válvula de sangrado en Tránsitos  El sistema de la válvula de sangrado en regímenes transitorios o TBV (Transient Bleed Valve) mejora los márgenes de pérdida del compresor en las operaciones de tránsito y las operaciones de arranque.    Fig. 18  Sistema de Sangrado en Tránsitos Consta de la válvula  TBV que alivia el compresor de alta (HPC) descargando aire de la 9ª etapa en la cavidad de la turbina de baja (LPT). La  TBV es una válvula de mariposa  de dos posiciones, cuerpo  de un solo paso y un actuador. Tiene un LVDT doble que informa al ECU de la posición de la válvula La  posición  de  la  TBV  es  controlada  por  la  ECU  y  actuada  por  la  presión  hidráulica  de  la  Unidad      Página 28     
  • 29. Módulo 14. Proulsión. Hidromecánica HMU. La HMU utiliza tres presiones procedentes de las bombas de combustible, que aumentan o disminuyen en función de la velocidad del motor.  La lógica del cálculo determina la posición de la válvula TBV en función de las velocidades N2 físicas y corregidas para determinar si el motor está en la condición de arranque o tránsito. La válvula de 9ª etapa está totalmente abierta hasta 11.000 RPM de N2 corregida. Entre  11.000  y  11.600  de  RPM    se  modula  desde  la  posición  de  totalmente  abierta  a  la  posición  de totalmente cerrada. Permanece cerrada por encima de 11.600 RPM aunque se realice una condición de tránsito Sistema de control de holguras del rotor y sangrado de arranque  El Sistema de Control de Holguras del Rotor o RAC (Rotor Active Clearance)  y  Sangrado de Arranque o SB (Start Bleed) controla las holguras del compresor en altura a la vez que alivia el compresor en arranque y aceleración. Para la mejora de la holgura de rotor se utiliza aire sangrado de la etapa 5ª del compresor de alta (HPC) mientras  que  para  las  actuaciones  en  arranque  y  aceleración  se  sangra  aire  de  la  9ª  etapa  del compresor de alta (HPC).    Fig. 19  Sistema de Control de Holguras del Rotor y Sangrado de Arranque      Página 29     
  • 30. Módulo 14. Proulsión. La función del RAC es mejorar la efectividad del compresor en régimen de crucero, la función del SB es mejora le margen de pérdida durante el arranque y la aceleración. El RACSB  es un sistema de lazo abierto. El RAC conduce aire sangrado de la 5ª etapa del compresor de alta a la cavidad soporte de este compresor de alta (compartimento de cojinete nº 3). El aire de  esta etapa  hace expandirse el rotor y  reduce las holguras  de las puntas de los  álabes del rotor frente al cárter. Se obtiene una reducción de consumo por la mejora de eficiencia conseguida. La función SB se usa durante los arranques y la aceleración desde velocidades bajas. En  los  tránsitos  el  aire  sangrado  de  la  9ª  etapa  incrementa  el  margen  de  pérdida  del  motor.  En  el arranque  de  motor  la  válvula  RACBS  se  mueve  a  la    posición  de  “sangrado  de  la  9ª  etapa”  y  este sangrado descarga el compresor de alta para mejorar la aceleración del motor. En velocidades estacionarias superiores al ralentí a baja altitud la RACBS está en posición “no aire”. Para gran altura la válvula RACSB sangra aire de la 5ª etapa para calentar la cavidad soporte del HPC que disminuye las holguras del compresor y mejora su eficiencia. Cuando el motor se para la válvula se mueve a la posición de seguridad “no aire”. La válvula RACBS tiene integradas válvulas dobles de mariposa arrastradas por un actuador actuado por combustible La realimentación de posición al ECU  la da un LVDT de doble canal unido al actuador. Una válvula de mariposa controla el flujo de sangrado de la 5ª etapa mientras que la otra controla el flujo de sangrado de la 9ª etapa. El aire de la 5ª etapa es conducido a la cavidad del compresor mientras que el de la 9ª etapa se lleva a la cavidad de la turbina de baja. C)  CONTROL DE LA PARTE MEDIDORA DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE  En este sentido se encuadra las actuaciones sobre la Válvula Medidora de Combustible FMV y sobre la Válvula de Escalonamiento BSV, descritas anteriormente. VALVULA DE CORTE Y PROTECCIÓN DE SOBREVELOCIDAD La  Válvula  de  Corte  de  Combustible  de  Alta  Presión  o  HPFSOV  (High  Pressure  Fuel  Shut‐Off  Valve) corta el flujo de combustible al motor en respuesta a una señal eléctrica suministrada por la MASTER LEVER desde la cabina de vuelo. La válvula está accionada mediante un solenoide y su posición se envía eléctricamente a la ECU.  La señal de corte de la MASTER LEVER a la válvula de alta (HPFSOV) envía una señal de corte a la FRV y cierra también la válvula de combustible de baja (LP Valve).  La válvula de corte de combustible de alta abre cuando se cumplen las tres condiciones siguientes:      Página 30     
  • 31. Módulo 14. Proulsión.  ‐  Orden de abrir desde el interruptor ENG/ MASTER (solenoide de‐energizado)  ‐  Rotación de motor N2 mayor del 15%  ‐  Flujo de combustible requerido por la ECU La Protección de Sobrevelocidad se hace vía un “governor” de sobrevelocidad incluido en la HMU. Está diseñado para prevenir que la velocidad del conjunto de alta  exceda en régimen estacionario el 106,05 % de N2. ¿El FADEC de cada motor consiste en…? a.‐ Una ECU y periféricos asociados b.‐ Una ECU y una EFIS c.‐ Una ECU y un AFIS d.‐ Solamente en una ECU de doble canal  ¿El sistema de ignición comprende de …? a.‐ Un sistema formado por bujía, cable terminal de ignición y un excitador de encendido b.‐ Dos subsistemas independientes constituidos por bujía, cable terminal de ignición y un excitador de encendido c.‐ Un sistema formado por bujía y un excitador de encendido d.‐ Un sistema formado por un cable terminal de ignición y un excitador de encendido  ¿La HMU (Unidad Hidromecánica) sirve para …? a.‐ Iniciar el arranque del motor b.‐ Regula la alimentación del ECU c.‐ Controla el flujo de combustible del motor d.‐ Indica el estado de funcionamiento del motor  ¿La IDG es …? a.‐ Una válvula que forma parte de la HMU b.‐ Un indicador de temperatura de los gases de escape del motor c.‐ Una electrobomba en el sistema de combustible d.‐ El enfriador de aceite del generador  ¿Se utiliza el combustible servo de la HMU para …? a.‐ Suministrar energía a la ECU b.‐ El control de flujo de aire del compresor y el control de las holguras y sangrado en tránsitos c.‐ Para filtrar el combustible d.‐ No tiene ninguna función específica  ¿El sistema de control de holguras de turbina de alta …? a.‐ Gestiona el flujo de combustible b.‐ Gestiona la potencia de salida del compresor c.‐ Gestiona la holgura de la punta de los álabes d.‐ Gestiona la holgura del sangrado del motor      Página 31     
  • 32. Módulo 14. Proulsión.  ¿El sistema de válvula de sangrados en tránsitos …? a.‐ Mejora los márgenes de pérdida del compresor en las operaciones de tránsito y las operaciones de arranque b.‐ Mejora el rendimiento de la turbina de alta c.‐ Modifica la mezcla de combustible d.‐ Cambia las condiciones de operación de la cámara de combustión        Página 32