curso motores jet (alumnos)

8/22/2019 Curso Motores Jet (Alumnos)

http://slidepdf.com/reader/full/curso-motores-jet-alumnos 1/321

Curso Motores JetMarzo 2013

Preparado por: Claudio Fernández I.



Antecedentes del Profesor

2viernes, 29 de marzo de 2013

Formación Profesional:

• Ingeniero Electrónico Industrial

Experiencia Profesional:

• Especialista en Electrónica y Aviónica

• Especialista en Metrología

• Inspector de Control Calidad

• Auditor de Calidad e IOSA

• Instructor en Procedimientos LAN

• Licencia de Supervisor Profesional /ALA Fija DGAC

• Mecánico Aircraft & Powerplant FAA

• Controlador de Mantenimiento Lan Cargo




Objetivos

Explicar los conceptos básico del motor a Reacción, sufuncionamiento y principales componentes.

Describir las etapas del motor y analizar las características, suinteracción y funcionamiento en general.

Explicar los sistemas asociados con el funcionamiento del Motor y sucomunicación con el Avión.




Contenidos1.- Ecuación de Gases.

• Ley de Boyle• Ley de Charles

• Teorema de Bernoulli

• Leyes de Newton

2.- Estructura de un Motor a Reacción• Etapa de Entrada

• Compresor

• Difusor

• Cámara de Combustión

• Turbina

• Cono de Salida

3.- Sistemas• Sistema de Aceite

• Sistema de Combustible

• Sistema Eléctrico (Motor)

• Sistema Neumático

• Sistema de Combustible




Metodología de Trabajo

Expositiva con Medios Audio-Visuales

Publicación de Clases en Sistema Informático ACA

Algunos contenidos en Inglés (Normas – Manuales – etc)

Comunicación vía Representante de Alumnos

Consultas vía mail

Contactos: E-mail : [email protected] Fono Trabajo : 677-4706 Fono Celular : 9-92395328

mailto:[email protected]

mailto:[email protected]




Evaluación de Cátedra

3 Certámenes de igual ponderación (25%).

Quiz o pruebas de avance a definir durante el

semestre (25%)

Trabajo o presentación especial a definir por elprofesor.

Nota de aprobación 55%


http://slidepdf.com/reader/full/curso-motores-jet-alumnos 7/3217viernes, 29 de marzo de 2013

Consideraciones

Porcentaje de Asistencia 75%

Toma de Asistencia al inicio de cada clase

Celulares, notebook o cualquier equipo audio visual apagado.

Cualquier atraso, retiro de clases o ausencia justificada informar al profesor.

Partido del Mundial (Chile), no se programaran evaluaciones.



Minuto de Confianza

Consultas

Comentario

Expectativas personales• De los alumnos

• Del Profesor



Minuto de Confianza

F I N



Motores a Reaccion



12:50:00 Marzo 2008-CFI 11

Terminología

Energía.

La energía es la fuerza detrás del movimiento de todas las cosas.

Los animales (incluidos los humanos) usan los alimentos como

fuente de energía para la vida y el movimiento. Objetos inanimados

mecánicos o utilizar energía de combustible para realizar el trabajo.

La palabra energía como se define en la física, es "la capacidad

para hacer el trabajo y la superación de la resistencia". A menos

que se está haciendo el trabajo, la energía se conoce como energía

potencial (energía almacenada). El combustible (normalmente

gasolina) que se utiliza para motores de potencia de movimiento

alternativo es la energía potencial hasta el momento en que se

mezcla con aire (oxígeno) y se queman.



12:50:00 Marzo 2008-CFI 12

Terminología

Energía.

Cuando la energía potencial se libera de su fuente y causa el

movimiento de un objeto, se convierte en energía cinética (energía

activa). Por lo tanto. el movimiento de las partes de un motor a

turbina o reciproco es un ejemplo de la energía potencial del

combustible de haber sido cambiado a la energía cinética.

Potencial y Cinética son clasificaciones generales de energía. La

energía también dado varios títulos de otros dependiendo de la

forma en que es en un momento dado.



12:50:00 Marzo 2008-CFI 13

Terminología

Energía.

Esto es, la energía puede cambiar de una forma a otra, por lo que

varios títulos se utilizan para describir las formas. Como ejemplos:

La energía térmica se puede cambiar en energía mecánica; energía

mecánica se puede cambiar en energía eléctrica, y la energía

eléctrica puede ser cambiado en calor, mecánico, o energía de la

luz: Si el pistón se extrajeron rápidamente a toda la longitud del

cilindro, ¿qué crees que le pasaría a la presión dentro del cilindro?



12:50:00 Marzo 2008-CFI 14

Ley de Boyle &Charles.

La ley de Boyle establece que el

volumen de un gas varía

inversamente con la presión sobre el

mismo. Esto significa que cualquier

gas confinado duplicará su presión si

su volumen se redujo a la mitad. Si

tenemos un cilindro en el que el aire

está presente a una presión de 14,7

libras por pulgada cuadrada (psi) y se

recorre un pistón hermético en elcilindro a la mitad de la longitud, la

presión del gas, o aire, se duplicaría a

29,4 psi.

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 15

Boyle

Al aumentar el volumen, las partículas (átomos o moléculas)del gas tardan más en llegar a las paredes del recipiente y por lo tanto chocan menos veces por unidad de tiempo contraellas.

Esto significa que la presión será menor ya que ésta representala frecuencia de choques del gas contra las paredes.

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 16

Cuando disminuye el volumen ladistancia que tienen que recorrer las partículas es menor y por tanto se producen más choquesen cada unidad de tiempo:

aumenta la presión. Lo que Boyle descubrió es que si

la cantidad de gas y latemperatura permanecenconstantes, el producto de la

presión por el volumen siempretiene el mismo valor.

P V= K (el producto de la presiónpor el volumen es constante)

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 17

Ley de Charles

En esta ley, Jacques Charles dice que para una cierta cantidad de gas a

una presión constante, al aumentar la temperatura, el volumen del gas

aumenta y al disminuir la temperatura el volumen del gas disminuye.

Terminología

Esto se debe a que la temperatura

está directamente relacionada con

la energía cinética (debido al

movimiento) de las moléculas del

gas. Así que, para cierta cantidad de

gas a una presión dada, a mayor

velocidad de las moléculas(temperatura), mayor volumen del

gas.

http://es.wikipedia.org/wiki/Jacques_Charles

http://es.wikipedia.org/wiki/Energ%C3%ADa_cin%C3%A9tica

http://es.wikipedia.org/wiki/Energ%C3%ADa_cin%C3%A9tica

http://es.wikipedia.org/wiki/Jacques_Charles



12:50:00 Marzo 2008-CFI 18

Ley de Charles

Cuando el pistón en un cilindro se mueve hacia adentro y hacia

afuera, aumentando y disminuyendo la presión de un gas confinado,

lo que ocurre a la temperatura del gas? La ley de Charles estados,

la presión y la temperatura de un gas confinado son directamente

proporcionales. Así, cuando el pistón en un cilindro se mueve hacia adentro y

comprime el gas, la temperatura del gas aumenta. ¿Cuánto

aumenta la temperatura? depende de hasta qué punto el pistón se

desplaza.

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 19

Supongamos que tenemos un cierto volumen de gas V1 que se

encuentra a una temperatura T1 al comienzo del experimento. Si

variamos el volumen de gas hasta un nuevo valor V2, entonces la

temperatura cambiará a T2, y se cumplirá:

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 20

Mientras que un motor de aeronave está en funcionamiento, estas

dos leyes se aplican. Es a través de la comprensión de éstos y las

leyes relacionadas con la física, que los diseñadores han sido

capaces de mejorar la eficiencia de los motores.

La distribución de las fuerzas de empuje que se muestran en la

figura 20-1, se puede calcular teniendo en cuenta cada componente

a su vez y la aplicación de algunos cálculos sencillos. El empuje

producido por el motor es principalmente el producto de la masa del

aire que pasa a través del motor y el aumento de velocidad

impartida a la misma (es decir, la segunda del movimiento de

Newton),

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 21

Sin embargo la diferencia de presión entre la entrada y la salida a

partir de la sección de flujo particular tendrá un efecto sobre la

orientación general del motor y deben ser incluidos en este cálculo

Para calcular el empuje resultante de un flujo particular la sección

que es necesario para calcular el empuje total en la entrada y

salida, el empuje resultante es la diferencia entre los dos valoresobtenidos

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 22

Segunda ley del movimiento de Newton (Ley de la fuerza)

En un comienzo, Newton definió la masa como la cantidad demateria de un cuerpo. Sin embargo, con el tiempo, esto quedómejor explicado como la medida de la inercia de un cuerpo ; esdecir, la resistencia del cuerpo a cambiar su estado.

Es importante tener claro que a mayor masa, mayor inercia. Esto notiene nada que ver con el peso, por el contrario, el peso se refiere a

la fuerza de gravedad sobre un cuerpo y es igual al producto de sumasa y la aceleración de gravedad. El peso variará dependiendodel lugar donde se encuentre, mientras que la masa será siempreconstante aunque cambie su forma.

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 23

Todos los días se ven cuerpos que no permanecen en un estado

constante de movimiento: las cosas inicialmente en reposo puedenestar más tarde en movimiento; los objetos en movimiento se

pueden detener. La mayor parte del movimiento que se observa es

movimiento acelerado y es el resultado de una o más fuerzas

aplicadas. La segunda ley de Newton establece la relación de la

aceleración con la fuerza y la inercia. La segunda ley de Newton en

forma resumida es

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 24

La aceleración de un objeto es directamente proporcional a la fuerzaneta que actúa sobre él e inversamente proporcional a su masa.

De esta forma podemos relacionar la fuerza y la masa de un objeto

con el siguiente enunciado:

Terminología



12:50:00 Marzo 2008-CFI 25

La tercera Ley del Movimiento de Newton es el principio de acción yreacción . Este postula que a cada acción corresponde una reacciónigual y contraria. Es decir, si un cuerpo A ejerce una acción sobreun cuerpo B, el cuerpo B reacciona y ejerce una fuerza igual ycontraria sobre el cuerpo A.

Los cohetes funcionan en base al mismo principio, ya que seaceleran al ejercer una gran fuerza sobre los gases que expulsan.Estos gases ejercen una fuerza igual y opuesta sobre el cohete, loque finalmente lo hace avanzar.

Terminología



Descripción: La segunda ley de Newton

estipula que cuando se aplica una fuerza a un

objeto ("cuerpo") se acelera en la dirección de la

fuerza. La aceleración es directamente

proporcional a la intensidad de la fuerza e

inversamente proporcional a la masa a mover .

La tercera ley de Newton estipula:” A toda

acción de una fuerza , hay una reacción igual

actuando en la misma dirección, pero en sentido

contrario”

Propósito: La Segunda y tercera ley de Newton

ayuda a explicar el porqué los motores a

reacción generan empuje.

Terminología

http://localhost/var/www/apps/conversion/tmp/MOTOR%20JET/module1/lesson1/topic_menu.htm

http://localhost/var/www/apps/conversion/tmp/MOTOR%20JET/module1/m1_lesson_menu.htm




FuerzasBalanceadas

Descripción: Fuerzas

balanceadas son fuerzasactuando sobre un objeto que

son iguales en cada dirección.

Propósito: Fuerzas

balanceadas sobre un objeto

previenen movimiento. Si lasfuerzas en un objeto son

iguales en todas las

direcciones, el objeto no se

moverá.






Fuerzasdesbalanceadas

Descripción: Fuerzas

desbalanceadas son fuerzasactuando sobre un objeto que noson iguales en cada dirección.Durante la operación el motor jetempuja gases a través de la toberade escape.

Esto produce una fuerzadesbalanceada en el frente delmotor.Fuerzas desbalanceadas permitenque un motor a reacción genereempuje.






Teoría Motores a reacción

Condiciones de díaestándar

Descripción: Las condiciones dedía estándar son cero por cientode humedad, 15 grados C(59grados F ) y presión atmosféricade 29.92 Hg. (pulgadas demercurio) a nivel del mar.

Propósito: Las condiciones de díaestándar son usadas por losingenieros para calcular losniveles de empuje del motor.






•A medida que la temperatura del aire aumenta, el output del motor

disminuye. A medida que la temperatura del aire disminuye, el outputdel motor aumenta.

•A medida que la densidad

del aire aumenta, el output

del motor aumenta.

•A medida que la densidad

del aire disminuye, motor

output disminuye


Condiciones de díaestándar





12:50:00 Marzo 2008-CFI 31



12:50:00 Marzo 2008-CFI 32

Las fuerzas de empuje o carga de gas se puede calcular para el motor, o para

cualquier sección de flujo del motor, siempre que las superficies, presiones,velocidades y flujos de masa se conocen tanto para la entrada y la salida de

la particular sección de flujo




12:50:00 Marzo 2008-CFI 33

¿CÓMO SE CREA LA SUSTENTACIÓN?

La sustentación que mantiene al avión en el aire sólo se puede crear enpresencia de un fluido, es decir, de la masa de aire que existe dentro de laatmósfera terrestre. Ni la sustentación ni la resistencia se producen en elvacío. Por esa razón las naves espaciales no necesitan alas para moverseen el espacio exterior donde no hay aire, con excepción de lostransbordadores que sí la necesitan para maniobrar a partir del momentoque reingresan en la atmósfera terrestre y poder después aterrizar .

Principio de Bernoulli



12:50:00 Marzo 2008-CFI 34

La teoría del científico suizo Daniel Bernoulli (1700-1782), constituye unaayuda fundamental para comprender la mecánica del movimiento de losfluidos. Para explicar la creación de la fuerza de levantamiento osustentación, Bernoulli relaciona el aumento de la velocidad del flujo delfluido con la disminución de presión y viceversa.




12:50:00 Marzo 2008-CFI 35

Según se desprende de ese planteamiento, cuando laspartículas pertenecientes a la masa de un flujo de airechocan contra el borde de ataque de un planoaerodinámico en movimiento, cuya superficie superior es

curva y la inferior plana (como es el caso del ala de unavión), estas se separan. A partir del momento en que lamasa de aire choca contra el borde de ataque de lasuperficie aerodinámica, unas partículas se mueven por encima del plano aerodinámico, mientras las otras lo

hacen por debajo hasta, supuestamente, reencontrarseen el borde opuesto o de salida.




12:50:00 Marzo 2008-CFI 36

Teóricamente para que las partículas de aire que se

mueven por la parte curva superior se reencuentren con

las que se mueven en línea recta por debajo, deberán

recorrer un camino más largo debido a la curvatura, por

lo que tendrán que desarrollar una velocidad mayor paralograr reencontrarse. Esa diferencia de velocidad

provoca que por encima del plano aerodinámico se

origine un área de baja presión, mientras que por debajo

aparecerá, de forma simultánea, un área de alta presión.




12:50:00 Marzo 2008-CFI 37

Como resultado, estas diferencias de presiones por

encima y por debajo de las superficies del plano

aerodinámico provocan que la baja presión lo succione

hacia arriba, creando una fuerza de levantamiento o

sustentación. En el caso del avión, esa fuerza actuandoprincipalmente en las alas, hace que una vez vencida la

oposición que ejerce la fuerza de gravedad sobre éste,

permita mantenerlo en el aire.




Principio deBernoulli

Descripción: El principio de Bernoulli posee

dos partes:

• Cuando la velocidad de un líquido o un gas es

alta, la presión es baja.

• Cuando la velocidad de un líquido o un gas esbaja, la presión es alta.

Propósito: El principio de Bernoulli nos muestra

como se comportan los líquidos y los gases

cuando están en movimiento.






El principio de Bernoulli nos dice que

el aire que pasa a través de un tubo

que disminuye en diámetro (un ducto

convergente) aumentará en

velocidad, y disminuirá en presión. El

aire que pasa a través de un tubo

que aumenta en diámetro (un ducto

divergente) disminuirá en velocidad,

y aumentará en presión.







Incrementando empuje

Descripción: Existen dos formas para Incrementar el empuje de un motor a reacción:

Incrementar la velocidad de los gases de escape.

Incrementar la cantidad de los gases de escape.

Propósito: Incrementar el empuje permite a un avión volar mas rápido, o con mayor peso.

Ejemplos de propulsión jet







Ejemplos de propulsión jetVista rápida

Esta clase contiene información acerca de:

• Cohetes de combustible sólido.

• Cohetes de combustible líquido.

• Motores Ram jet.

• Pulsorreactores.

• Motores Turbojet.

• Motores Turboprop.

• Motores Turboshaft.

• Turbofan con razón de bypass.

• Turbofan con alta razón de bypass.

• Turbofan con baja razón de bypass.






Cohetes de combustiblesólido

Descripción: Un cohete de combustible sólido

es un tubo, con el extremo frontal cerrado y un

extremo posterior abierto, con un químico sólido

en el centro como combustible y oxidante. El

químico sólido en el centro del tubo se quema,

lo cual causa que los gases salgan expulsados

por el extremo abierto. Esto impulsa el cohete

hacia adelante.

Propósito: Los usos de cohetes de combustible

sólido incluyen:

• Fuegos artificiales.

• Armamento.

• Naves espaciales.

• Misiles.






Cohetes de combustiblelíquido

Descripción: Un cohete de combustible líquidoes un motor que quema un combustible líquido y

un oxidante líquido. Un tanque contiene el

combustible líquido y otro contiene el oxidante

líquido. Los químicos líquidos son mezclados en

una cámara de combustión. Los químicos se

queman y salen a través del escape. Esto

empuja el cohete hacia adelante.

Propósito: Los cohetes de combustible líquido

tienen estos usos:

• Naves espaciales.

• Armamento.

• Misiles.






Motores Ram Jet

Descripción: Un motor ram jet no posee partes

primarias móviles. Está compuesto por un tubo,

con aberturas en ambos extremos, que aumenta

en diámetro en el centro, y disminuye hacia el

extremo posterior. En la cámara de combustión

se encuentran los quemadores, un inyector de

combustible y un ignitor. A medida que el aire

ingresa por la parte delantera del motor, es

mezclado con combustible y encendido. Los

gases calientes salen por el escape. Esto

empuja el motor hacia adelante.

Propósito: Los motores ram jet fueron usados

para suplir con potencia a misiles y vehículos

militares. También son usados como post-

quemador en motores turbojet.






Pulsorreactores

Descripción: Pulsorreactores son motores que

usan pulsos de fuerza intermitente como

alternativa a la combustión continua. Es

ensamblado y opera casi igual a un motor ram

jet, se abre para dejar entrar el aire, después se

cierra durante el ciclo de combustión, lo cualcausa que los gases calientes salgan por el

escape. Esto genera un área de baja presión

dentro del motor que provoca que las

obturadores se abran. Mas aire entra al motor y

el ciclo vuelve a comenzar. Esto empuja el

motor hacia adelante.

Propósito: Los pulsorreactores son usados

para suplir de empuje a misiles guiados.






Motores Turbojet

Descripción: Un motor turbojet es un motor que

utiliza un compresor, un combustor, y una

turbina para acelerar una pequeña masa de aire

a una alta velocidad para generar empuje.

Propósito: Un motor turbojet es usado como el

núcleo dentro de otros tipos de motores jet.

También son usados para generar empuje en

aeronaves que vuelan a grandes alturas y a

altas velocidades.






Motores Turboprop

Descripción: un motor turboprop es un motor

turbojet que genera empuje haciendo girar una

hélice. Está compuesto por un motor turbojet,

una caja de cambios montada en el frente, un

eje que conecta el motor a la caja de cambios, y

una hélice. El motor turbojet gira el eje que

conecta a la caja de cambios. La caja de

cambios disminuye la velocidad del eje y hace

que gire la hélice.

Propósito: Los motores turboprop son usados

para generar empuje en aeronaves que vuelan

a bajas alturas y a bajas velocidades.






Motor Turboshaft

Descripción: Un motor turboshaft es casi igual

a un motor turboprop. El motor turboshaft está

compuesto por motor turbojet, una caja de

reducción, y un eje.

Propósito: Motores turboshaft pueden ser

utilizados en helicópteros, embarcaciones, ogeneradores.

Motores Turbofan






12:50:00 Marzo 2008-CFI 49

Motores Turbofan

Descripción: Un motor jet toma aire por su parte

frontal, comprime el aire, y posteriormente lo mezcla con

combustible en el combustor. Un ignitor provee la chispa

que enciende la mezcla de aire y combustible. Los

gases calientes pasan por una turbina, lo cual hace que

la turbina gire. La turbina está conectada, a través de un

eje, al compresor. Esto provoca que el compresor gire y

empuje mas aire hacia el motor. Los gases calientes

pasan por la turbina, y salen por la parte trasera del

motor para generar empuje. Los motores turbofan con

razón de bypass poseen mas turbinas, conectadas a

través de un eje, a un fan en el frente del motor. El fan

genera un flujo de aire secundario que pasa alrededor

(bypass) del motor, para generar mas empuje.

Ellos se clasifican en:

Alta razón de Bypass

Baja razón de Bypass

Propósito: Motores jet entregan potencia a aeronaves,

misiles, y poder para generadores.





Turbofan con baja razón debypass

Descripción: Un turbofan con baja razón de

bypass es un motor que desvía tan solo una

pequeña parte del flujo del aire alrededor del

motor. El flujo desviado posteriormente se

mezcla con el flujo principal en el escape.

Propósito: Los turbofan con baja razón de

bypass suplen de empuje a muchas aeronaves

civiles y militares debido a que consumen poco

combustible, generan menos ruido, y generan

mayor empuje que los motores turbojet, y

pueden operar a velocidades supersónicas.






12:50:01 Marzo 2008-CFI 51

Turbofan con alta razón debypass

Descripción: Un turbofan con alta razón de

bypass es un motor turbojet con un fan

agregado al frente que genera un flujo de aire

secundario para incrementar la cantidad de aire

que pasa por fuera del motor. Un turbofan con

alta razón de bypass mueve un total mayor de

aire que un motor turbojet o un turbofan con

baja razón de bypass.

Propósito: Los turbofan con alta razón de

bypass entregan empuje a aeronaves que

vuelan a velocidades subsónicas , debido a que

utilizan menos combustible, generan menos

ruido, y pueden generar mas empuje que un

motor turbojet o un turbofan con baja razón de

bypass.

Desarrollo del Turbojet







Desarrollo del TurbojetVista rápida


• Desarrollo desde 1940 al presente.

• Motores de flujo centrífugo.

• Motores de flujo axial.






Desarrollo del turbojet

Descripción: El desarrollo de motores turbojetpara uso en aeronaves comenzó al terminar la

primera guerra mundial. En 1930, al ingeniero

británico Frank Whittle le fue otorgada la patente

de su diseño y en 1936 comenzó una compañía

para desarrollar su motor jet. En 1935, un

estudiante Alemán patentó un diseño de motor turbojet, ensamblado y probado en 1937. En

agosto 27 de 1939, Alemania hizo el primer

vuelo usando un motor jet para generar empuje.

En agosto 27 de 1940, Italia hizo su primer

vuelo con motor jet.

Propósito: El desarrollo de motores turbojet

otorgó a la industria aeronáutica militar y

comercial una nueva fuente de empuje para

aeronaves mas veloces y pesadas.

Desarrollo del turbojet






Flujo centrífugo

El desarrollo de

motores turbojet

otorgó a la industria

aeronáutica militar y

comercial una nuevafuente de empuje

para aeronaves mas

veloces y pesadas.

j

Motores de flujo






12:50:01 Marzo 2008-CFI 55

centrífugo

Descripción: Motores de flujo centrífugo poseen un

flujo de aire el cual es perpendicular al eje del

compresor. Motores de flujo centrífugo poseen un

impeller (compresor) de uno o dos lados, un difusor,

cámara de combustión, turbina y escape.

Propósito: Los motores de flujo centrífugo fueron

usados en las primeras aeronaves impulsadas por

motores jet. Los motores de flujo centrífugo entregan

potencia en un número de aplicaciones pequeñas.Estas pequeñas aplicaciones son:

• Motores turboprop.

• Motores APU.

• Motores de helicópteros (Turboshaft) .

Los motores de flujo centrífugo son usados en

aplicaciones de pequeño tamaño debido a su bajo

costo, fácil manufactura, y construcción sólida. Los

motores de flujo centrífugo no son adecuados para

aplicaciones grandes debido a su gran área frontal y

baja eficiencia del compresor.

M t d fl j i l






12:50:01 Marzo 2008-CFI 56

Motores de flujo axial

Descripción: Motores de flujo axial poseen un

flujo de aire el cual es paralelo al eje del

compresor. Los motores de flujo axial se

componen de un rotor compresor y alaves,

estator, una cámara de combustión, una turbina

y un escape.

Propósito: Los motores de flujo axial son el tipo

principal de motor en la mayoría de los aviones

jet.

Módulos de motor






12:50:01 Marzo 2008-CFI 57

Objetivos

Dado un ejercicio objetivo, estarás capacitado

para identificar:

• Ubicación de los módulos de motor.

• Descripción de los módulos de motor.

• Propósito de los módulos de motor.

Módulos de motor Vista rápida






12:50:01 Marzo 2008-CFI 58

Vista rápida


• Módulo de Entrada.

• Módulo de Compresor.

• Módulo núcleo de motor.

• Módulo LPT.

• Módulo AGB.







12:50:01 Marzo 2008-CFI 59

Vista rápida

Zonas del Motor.







12:50:01 Marzo 2008-CFI 60

p







12:50:01 Marzo 2008-CFI 61

p

La entrada de un motor puede ser de tipo simple o

doble.

La entrada simple es la mas utilizada en la

actualidad y la mas efectiva (RAM)

La entrada doble generalmente se ve afectada

por la piel del avión y debe ser usada con una

cámara plenum

Módulo del fan






12:50:01 Marzo 2008-CFI 62

Ubicación

Para efectos de estudio

trabajaremos en la entrada

simple llamada FAN

El módulo del fan se encuentra al

frente del núcleo del motor y se

compone por:

• Fan Case.

• Compresor estator de bajapresión

•El módulo del fan genera

aproximadamente el 80% del

empuje del motor.

Sección de






12:50:01 Marzo 2008-CFI 63

Sección deadmisión

Sección de







12:50:01 Marzo 2008-CFI 64


Sección de







12:50:01 Marzo 2008-CFI 65


Ubicación: La sección de admisión de un motor

turbojet/turbofan se encuentra en el frente del

compresor/fan.

Identificación: La sección de admisión esta

formada por las partes de soporte estructural

adelante del compresor. La sección de admisiónpuede ser fija o variable, dependiendo del

diseño del compresor.

Propósito: La sección de admisión envía aire al

extremo frontal del compresor. La sección de

admisión está diseñada aerodinámicamente

para asegurar un flujo de aire suave yhomogéneo hacia el motor.







12:50:01 Marzo 2008-CFI 66

© International Aero Engines Inc 2000



12:50:01 Marzo 2008-CFI 67

V2500 Fan Blade

Compresor : Objetivos



12:50:01 Marzo 2008-CFI 68

p j


para identificar:

• Ubicación de la sección del compresor.

• Identificación de la sección del compresor.

• Propósito de la sección del compresor.

Compresor






12:50:01 Marzo 2008-CFI 69

Compresor

Ubicación: El compresor está ubicado

entre la entrada (fan) y la cámara de

combustión, se clasifican en centrifugo,

axial e Hibrido

Identificación: El compresor centrífugo,

tal como lo dice su nombre, posee un

impeller (rotor) que acelera el flujo de aire

en forma centrifuga, luego este pasa por

un difusor (estator) el cual reduce su

velocidad y aumenta su presión antes de

entrar a la cámara de combustión através del colector (manifold). Compresor Centrifugo

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 70

Compresor

Propósito: Primero, un compresor centrífugo o axial entrega una adecuada masa de aire

comprimido a la sección de combustión.Segundo: suplir con aire a los diferentes requerimientos de la aeronave (Aire acondicionado,

enfriamiento vanes, potencia neumática para encendido de motor, etc)

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 71

Compresor

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 72

Compresor

Ubicación: El compresor está

ubicado entre la entrada (fan) y la

cámara de combustión, se

clasifican en centrifugo, axial e

Hibrido

Identificación: El compresor Axial

posee un anillo de alabes (blades)

rotatorios (rotor) que aceleran el

flujo de aire en su seccion, luego

este pasa por un anillo de alabes

(vanes) estáticos los cuales

reducen su velocidad y aumentasu presión antes de entrar al

difusor o pre cámara.

A cada conjunto blade-vane se le

llama etapa de compresor

Compresor Axial

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 73

Compresor

Compresor Axial con Fan Frontal

Compresor Axial con Fan Trasero

GE 36

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 74

Compresor

Coaxial Nozzle Common Nozzle

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 75

Compresor

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 76

Compresor

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 77

Compresor

Single Spool Compressor

Twin Spool Compressor

Triple Spool Compressor

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 78

Compresor

Para poder mantener la velocidad

axial del flujo de aire en el

compresor ante el aumento de

presión, las estaciones se diseñan

en forma convergente.

Esto se logra de dos maneras,

variando la forma del rotor o

variando la forma exterior del

compresor

Compresor







12:50:01 Marzo 2008-CFI 79

Compresor

Se puede observar que con solo 9

estaciones se logra una razón de

compresión de 5.16

Si tenemos que calcular la razón

de compresión por estación o

etapa usamos:

Donde :

CR= Razón de Compresión

n= Numero de estaciones o etapas

LP C M d l







12:50:01 Marzo 2008-CFI 80

LP Compressor Module



12:50:01 Marzo 2008-CFI 81


Compresor



12:50:01 Marzo 2008-CFI 82

Compresor

Ventajas del Centrifugo

Alta razón de compresión por

etapa

Buena eficiencia sobre un amplio

rango de velocidad

Simplicidad de fabricación, bajo

costo

Menos pesadoBaja potencia para encendido

Desventajas del Centrifugo

Gran área frontal para un cierto

flujo de aire

Mas de dos estaciones deja de

ser practico por la perdida de giro

en cada estación

Ventajas del Axial

Muy eficiente

Pequeña área frontal

Alto eficiencia al aprovechar el

aire RAM

Aumento de presión aumentando

la cantidad de estaciones con una

perdida despreciable

Desventajas del Axial

Buena eficiencia en un rango de

velocidad rotacional estrecho

Dificultad de fabricarlo, muy costoso

Mas pesado

Alta potencia para el encendido

(solucionado en parte por motor de doble

barril (twin spool))

Módulo del NúcleoUbicación








12:50:01 Marzo 2008-CFI 83

El núcleo del motor esta

detrás del modulo del fan y

delante del conjunto de

estatores de turbina y lo

conforman el grupo

LPC,HPC y Cámara de

combustión

El modulo del núcleo genera aproximadamente el 20% del

empuje del motor y el torque para la operación de todos los

accesorios montados en la caja de accesorios.

Combustión

Vista rápida






12:50:01 Marzo 2008-CFI 84

Esta clase contiene información acerca de :

Sección de combustión

Combustión

Objetivos






12:50:01 Marzo 2008-CFI 85

j


para identificar:

Ubicación de la sección de combustión

Identificación de la sección de combustión

Propósito de la sección de combustión

Combustión

Objetivos






12:50:01 Marzo 2008-CFI 86

Concepto de motor Jet Sección de combustión






12:50:01 Marzo 2008-CFI 87

Descripción: El combustor es una cámara, o un número de cámaras, que envuelve la turbina y el eje del

compresor, su temperatura de trabajo va desde 850°C a 1750°C dependiendo del requerimiento.

. El combustor puede ser uno de tres tipos:

• Can.

• Can anular.

• Anular

Propósito: El combustor proporciona un área en donde el combustible es mezclado con el aire y quemado.

Los gases se expanden e ingresan a la turbina. La turbina cambia la energía calórica de los gases en

energía mecánica para girar el compresor, fan y accesorios.

Concepto de motor Jet Sección de combustión -






12:50:01 Marzo 2008-CFI 88

Can

200°C a 550°C 650°C a 1150°C1800°C a 2000°CToda cámara de combustión debe tener:

Un armazón estructural (case)

Una cámara interna perforada (perforated

Inner Linner)

Un sistema para inyectar combustible

Algún manera de iniciar la ignición o

encendido

Un sistema para drenar el combustible en la

detención (engine shut down)

Concepto de motor Jet Sección de combustión -





12:50:01 Marzo 2008-CFI 89

Can

Identificación: El combustor tipo can es untubo con una capa exterior cilíndrica y una

capa interior perforada. Cans individuales

(combustores) están ubicados alrededor.

Cada can está conectado por un tubo cruzado

para que la llama se pueda mover de can a

can.

Su principal beneficio radica en el

mantenimiento, para poder remplazar un

combustor fácilmente, pero su eficiencia no es

muy buena debido a que necesita gran

tamaño.

Propósito: Los combustores tipo can fueron

usados en flujo centrífugo y los primeros

motores jet de flujo axial.

Concepto de motor JetSección de combustión-Can Anular






12:50:01 Marzo 2008-CFI 90

Identificación: El combustor can anular o

posee una capa interior y exterior instaladas

alrededor del eje del rotor del motor. Un número

de tubos quemadores tipo can van entre las

capas interior y exterior.

Tal como en el caso del tipo can, facilita su

mantenimiento y mejora la eficiencia al unificar

todo el calor en un nozzle común

Propósito: El combustor can anular es usado

por su pequeño tamaño y fácil manutención.

Concepto de motor JetSección de combustión - Anular






12:50:01 Marzo 2008-CFI 91

Identificación: El combustor anular está hecho

de una capa interior y exterior, encapsulada

dentro de una estructura mayor. La estructura

exterior compone una unidad circular que

circunda el compresor y el eje de turbina.

Propósito: El combustor anular es el tipo de

combustor mas utilizado. Pesa menos, cuesta

menos fabricarlo, y quema mejor el combustible

que los otros tipos de combustor al no tener

tubo de interconeccion al mismo tiempo que

requiere menos uso de aire

Concepto de motor JetSección de combustión - Anular






12:50:01 Marzo 2008-CFI 92

Performance de una cámara: No debe permitir una caída de presión superior al 8% y debe ser capaz de

reencender fácilmente en cualquier situación

Intensidad de la combustión: el calor liberado depende del volumen del área de combustión, por lo cual

para una gran potencia una pequeña y compacta cámara libera una gran cantidad de calor

Emisión: se ve afectada por la presión, temperatura y tiempo, las principal fuente de polución se crea en

la cámara, están legislados y son los hidrocar bonos (combustible no quemado),humo (partículas de

carbón), monóxido de carbono y oxido de nitrógeno







12:50:01 Marzo 2008-CFI 93

Combustion Chamber Outer Liner



12:50:01 Marzo 2008-CFI 94

C C O

Combustion Chamber Inner Liner



12:50:01 Marzo 2008-CFI 95

Módulo del núcleoPropósito



12:50:01 Marzo 2008-CFI 96

El modulo del núcleo

genera

aproximadamente el

20% del empuje del

motor y el torque

para la operación de

todos los accesorios

montados en la cajade accesorios.

Turbina





12:50:01 Marzo 2008-CFI 97

Ubicación: La sección de turbina detrás de la

sección de combustión y delante de la sección

del escape.

Identificación: la sección de turbina posee

ruedas, ejes, alabes y estatores de turbina.

Propósito: La sección de turbina usa la energíay rápido movimiento de los gases calientes

provenientes de la sección de combustión para

girar un eje para impulsar al compresor y otros

accesorios del motor, en esta tarea ocupa cerca

del 80% de la energía liberada desde la cámara

de combustión.

Módulo de Turbina de Alta PresiónUbicación






12:50:01 Marzo 2008-CFI 98

El módulo de turbina

de alta presión esta

detrás de la cámara

de combustión y

delante del conjunto

de turbinas de baja

presión.

El módulo de turbina

de alta presión (HPT)

extrae energía de los

gases de combustión

para hacer girar el

compresor de alta

presión y la caja deaccesorios.

Módulo HPT

Identificación






12:50:01 Marzo 2008-CFI 99

• El módulo de turbinas de alta presión está compuesto por los siguientes componentes:

• Estatores HPT (Stationary Nozzle Guide Vanes)

• Rotores HPT. (Moving Blades)

Módulo HPT

Identificación






12:50:01 Marzo 2008-CFI 100

La turbina es la etapa de mayor estrés en el motor debido a que puede girar a velocidades

de 1500 ft/sg, su temperatura de exposición llega a los 1700°C y la velocidad del flujo de aire

en algunas zonas puede llegar a los 2500 ft/sg

La cantidad de etapas de turbina (Nozzle guide Vane/Rotor Blade) va a depender de la

potencia requerida desde el flujo de gas, la velocidad que se debe producir y el diámetro de

la turbina






12:50:01 Marzo 2008-CFI 101



12:50:01 Marzo 2008-CFI 102

Los Nozzle Guide Vanes tiene dos funciones principales,

primero preparar la masa de aire que viene desde la

combustión y manejarla hacia el rotor (Blades) para ello

convierte el calor y energía de presión a energía

cinética (velocidad)

La segunda, direccionar el flujo en dirección de rotación

de la turbina.

Van generalmente sueltos en los anillos para compensar

la dilatación



12:50:01 Marzo 2008-CFI 103

HP Nozzle Guide Vanes (1st Stage)



12:50:01 Marzo 2008-CFI 104

HP Nozzle Guide Vanes (1st Stage)

HP Turbine Blades (1st Stage)



12:50:01 Marzo 2008-CFI 105

( g )

HP Turbine Blades (1st Stage)



12:50:01 Marzo 2008-CFI 106

( g )

HP Turbine Blades (2nd Stage)



12:50:01 Marzo 2008-CFI 107

( g )

Módulo de turbinas de baja presiónUbicación



12:50:01 Marzo 2008-CFI 108

El módulo Turbina

de baja presión se

encuentra en la

parte trasera del

motor, detrás del

conjunto de

estatores de la

HPT.

Módulo de turbinas de baja presiónIdentificación




12:50:01 Marzo 2008-CFI 109

El módulo LPT está

compuesto por los

siguientes componentes:

• Rotor LPT.

• Conjunto de rotores.

• Conjunto de estatores.

• marco posterior de

turbina (TRF).






12:50:01 Marzo 2008-CFI 110

Escape

Objetivos




para identificar:

• Ubicación de la sección del escape.

• Identificación de la sección del escape.

• Propósito de la sección del escape .

Escape

Vista rápida







• sección del escape

Aumentadores de Potencia Vista rápida






12:50:01 Marzo 2008-CFI 113


• Postquemador.

• Toberas convergentes - divergentes.

• Empuje vectorial .

Escape







Ubicación: La sección del escape está detrás

de la sección de turbina y atrás del the motor.

Identificación: La sección del escape puede

ser fija o variable, dependiendo de la aplicación.

Propósito: La sección del escape dirige los

gases de escape y aumenta la aceleración de

ellos para generar impulso.

Módulo de Salida (Exhaust)






12:50:01 Marzo 2008-CFI 115

El módulo de salida se encarga de

descargar los gases al exterior a la

velocidad y dirección requerida.

Zona Critica en los Turbo Jet

Debe soportar altas temperaturas,

ser resistente a la distorsión y

quebraduras e impedir la

transferencia de calor al avión


Medicion T° y Presion





12:50:01 Marzo 2008-CFI 116

El gas sale desde la turbina a una

velocidad entre 750 a 1200ft/sg para

reducir esta se ocupa un difusor

Los Struts sirven como soporte

estructurar y también ayudan a

enderezar el aire de salida

Propelling Nozzle aumenta la

velocidad del aire.

Difusor 750 a 1200 ft/sg 950 ft/sg

Medicion T y Presion

Toberas de escapeconvergente - divergente





12:50:01 Marzo 2008-CFI 117

Descripción: Una tobera de escape variable

convergente-divergente (C-D) (Iris) estácompuesto por flaps que se interconectan. La

tobera de escape C-D es controlada

automáticamente para mejorar el vuelo

subsónico y supersónico de un avión jet.

A medida que la tobera de escape converge, los

gases del escape son subsónicos. A medida que

diverge, los gases son supersónicos.

Propósito: El vuelo supersónico requiere una

tobera de escape C-D . Una tobera de escape

C-D es usada en aviones supersónicos

modernos mayormente.







12:50:01 Marzo 2008-CFI 118

En los Turbo Jet solo en condiciones de baja velocidad el

flujo es subsónico.

Sobre esta condición la salida (Nozzle) se encuentra

bloqueada “chocked” y ya no puede acelerar mas los gases

al menos que se eleve la T°

Esto genera una diferencial de presión que se conoce como

“Pressure Thrust”

La forma del cono de salida y su volumen dependerá de los

requisitos para el tipo de aeronave y empuje necesarios







12:50:01 Marzo 2008-CFI 119

La unidad de mezclado para los gases de salida o“Mixer Unit” esta ubicado posterior a la salida de la

turbina y es el encargado de mezclar el aire primario

y secundario

En motores con alta derivación (High By Pass) esta

unión se puede hacer por sección fría – caliente o el

una unión en salida común (Common or integratedExhaust Nozzle)





12:50:01 Marzo 2008-CFI 120

Aumentador





12:50:01 Marzo 2008-CFI 121

Descripción: Los aumentadores son

postquemadores para motores turbofan

con baja razón de bypass. El flujo de aire

caliente y el aire de bypass (fan) son

mezclados en la turbina, en el escape.Inyectores de combustible entregan

combustible atomizado al flujo del aire y el

ignitor enciende la mezcla.

Propósito: Los aumentadores son usados

en motores turbofan con baja razón de

bypass para incrementar el empuje por períodos cortos durante el despegue,

elevación, y vuelos de combate.

Postquemador





12:50:01 Marzo 2008-CFI 122

Tiene una salida de temperatura de aproximadamente 1700ºC

Parte del aire de salida de la turbina se usa para refrigerar las paredes del Jet Pipe, la cual tiene una

forma divergente donde se reduce la velocidad para asegurar el encendido al igual que la cámara decombustión

Existe una coordinación entre el Propelling Nozzle y el Aftrburning para evitar sobre presión

Postquemador








12:50:01 Marzo 2008-CFI 123

Ignitor Catalítico: se enciende por

reacción química del combustible

Ignitor Eléctrico: al igual que en la

cámara de combustión, se instalan

bujías que emiten una chispa de

encendido.

Hot Shot: se genera una estela de

llama desde la cámara de

combustión que se comunica hasta

la zona de encendido

Postquemador







12:50:01 Marzo 2008-CFI 124

El comando de aceleración activa el

postquemador (Afterburner)

Se usa una bomba auxiliar de

combustible para los quemadores.

Existe una función “Fail Safe” en

caso de una falla del postquemador

La diferencial de presión

(P6/P3)controla la abertura del

propelling nozzle

Postquemador







12:50:01 Marzo 2008-CFI 125

Descripción: El postquemador está ubicado

detrás de la sección de turbina entregacombustible atomizado al flujo del aire del

escape para incrementar su temperatura y

presión. Los postquemadores usan grandes

cantidades de combustible, es por esto que

solamente son usados por períodos cortos.

Propósito: Postquemadores en motores

turbojet son utilizados para incrementar el

empuje por períodos cortos ya sea durante el

despegue, elevación y vuelo supersónico. Muy

pocas aeronaves comerciales utilizan

postquemadores. Los postquemadores son

normalmente utilizador solamente en aeronaves

militares.

Postquemador







12:50:01 Marzo 2008-CFI 126

Supresión de Ruido

E i t d ti d d id d ll




12:50:02 Marzo 2008-CFI 127

Existen dos tipos de supresores de ruido, uno de ellos se

ocupa solo en mantenimiento y es instalado en el cono de

salida, el segundo va instalado directamente en el motor y

forma parte de este.

Existen Ruidos Internos (Blades/Vanes) y Externos (Exhaust)

La mayor parte del ruido se genera por el paso de aire a alta

velocidad hacia el ambiente, se genera turbulencia fina a una

alta frecuencia.

Posteriormente se mezcla la

totalidad del aire generando una

mayor turbulencia a menor

frecuencia

La frecuencia baja recorre unadistancia mayor.

El nivel de ruido esta asociado a el

trabajo realizado.

El ruido generado por los aviones es

Supresión de Ruido







12:50:02 Marzo 2008-CFI 128

El ruido generado por los aviones es

actualmente preocupación debido a su

contaminación acústica ambiental, se

mide en EPNdB (Effective Perceived

Noise deciBel)

El uso de motores con alta derivación

(High By Pass) ha contribuido a la

reducción debido a su baja velocidad y

separación de los alabes (Fan Blades)

Cuando la velocidad de salida de los

gases supera la velocidad del sonido se

generan un patrón de descarga (pattern

shock) con una frecuencia estable,

cerca de la salida se generan pequeños

remolinos (Small Eddies) a una alta

frecuencia.

Supresión de Ruido





12:50:02 Marzo 2008-CFI 129

La fuentes principales de ruido son :

Fan/Compresor y Turbina/ Escape y

aumentan dependiendo del tipo de Motor

y básicamente de la velocidad del flujo

de salida.

Compresor y Turbina aportan con el

ruido generado por la estela del aire que

pasa por sus etapas y aumenta

proporcional a la separación de los

alabes rotatorios y estacionarios (blades

y vanes) (silbido)

Un motor Jet sin derivación tiene un

gran ruido por su flujo de escape

(Exhaust Jet), a medida que aumenta suderivación (By Pass) , parte de este aire

se mezcla (Mixing Unit) lo que reduce el

ruido considerablemente

Supresión de Ruido






12:50:02 Marzo 2008-CFI 130

La fuentes de ruido Internas se disipan con

paredes acústicas y con el diseño de los

alabes rotatorios y estacionarios en

Compresor y Turbina, reduciendo el espacio

entre ellos.

La frecuencia alta es fácilmente absorbida por el

ambiente.

Los supresores trabajan llevando la frecuencia de

ruido fuera del rango audible

Supresión de Ruido




12:50:02 Marzo 2008-CFI 131

El Mixer Unit (unidad mezcladora) se diseña para ser

lo mas liviana y aerodinámica posible.

Los motores de alta derivación utilizan esta unidad

mezcladora donde el aire secundario ayuda a reducir

el ruido generado por el flujo primario

Caja de accesorios

Objetivos







para identificar:

• Descripción de la caja de accesorios.

• Ubicación de la caja de accesorios.

• Propósito de la caja de accesorios.

Caja de accesorios

Vista rápida






• Caja de accesorios

Caja de accesorios






Ubicación: la caja de accesorios esta ubicada

en la parte baja-exterior del motor.

Identificación: La Caja de accesorios es donde

todos los componentes mecánicos son

montados al motor.

Propósito: La caja de accesorios toma la

energía mecánica del motor para otorgar potencia al a los accesorios del motor y a los

accesorios de la caja de accesorios.

Módulo Caja de accesorios (AGB) Ubicación






La caja de

accesorios esta

montado en el

conjunto de

estatores del

compresor en laposición de las

6:00.

Módulo AGB

Identificación






El modulo AGB

Incluye los siguientes

componentes:

• Caja de accesorios.

• Tubería externa y

hardware.

Accesorios (Gear Box)






12:50:02 Marzo 2008-CFI 137

La caja de accesorios entrega potencia

al sistema hidraulico, neumático y

eléctrico

En un motor de alta derivacion su

consumo va desde los 400 a 500 HP

Se compone generalmente de un

“Internal Gearbox” y un “External

Gearbox”

Su ubicación es generalmente en la

zona de compresor





12:50:02 Marzo 2008-CFI 138

Caja de Accesorios (Gear Box)



12:50:02 Marzo 2008-CFI 139

La caja de accesorios entrega potencia

al sistema hidraulico, neumático y

eléctrico

En un motor de alta derivacion su

consumo va desde los 400 a 500 HP

Se compone generalmente de un

“Internal Gearbox” y un “External

Gearbox”

Su ubicación es generalmente en la

zona de compresor internamente a

traves del Oulet Guide Vane (OGV)






12:50:02 Marzo 2008-CFI 140

Cuando es necesario, se pueden

conectar dos cajas de accesorios que

giran en relación a N1 y a N2.

En grandes longitudes se ocupan

rodamientos internos que pueden girar a

mas de 25,000 rpm

En algunos motores los accesorios se

distribuían en diversas ubicaciones






12:50:02 Marzo 2008-CFI 141

El diseño de la caja de accesorios

busca evitar el Drag, por ello mantiene

la forma de “banana” bajo el compresor

para facilitar su mantenimiento

El Starter maneja una etapa de baja y

alta a través de engranajes

Se usan ejes de tipo “shear neck”

(cuello de corte) para la conexión de

unidades secundarias.

Accesorios trabajan de 5000 a 6000 rpm

excepto el respirador centrifugo que

trabaja a 20,000 rpm






12:50:02 Marzo 2008-CFI 142

Cuando se necesita conectar mayor

cantidad de accesorios se instala una

caja de auxiliar de accesorios.

Cuando se instala una caja auxiliar, el

starter se coloca a lo largo del tren de

engranajes

La GB esta diseñada para tener su

starter lo mas cerca y directo al eje que

debe manejar

Se ocupan sellos de aire (aprox 3psi)

entre la internal gearbox y la external

gearbox, para evitar contaminación.

Sistema Interno de Aire

Se define Sistema interno de aire a todo aquel aire que no se utiliza para empuje y que de utiliza para





12:50:02 Marzo 2008-CFI 143

Se define Sistema interno de aire a todo aquel aire que no se utiliza para empuje y que de utiliza para

lograr un funcionamiento seguro y eficiente del motor.

Sus funciones incluyen:

Enfriamiento de la caja de accesorios y el interior del motor

Prevención en la ingestión de aire caliente en los discos de turbina

Control de las cargas axiales en rodamientos

Control de la distancia entre los blades de turbina y su estructura

Anti hielo de motor

Sellado de las cámaras de rodamientos

200°C a 550°C 650°C a 1150°C1800°C a 2000°C


La eficiencia térmica depende de la temperatura






12:50:02 Marzo 2008-CFI 144

de la turbina

Se debe mantener la T° bajo el punto de fundición

de los NGV (Nozzle Guide Vane)

Se enfría la unión entre en blade y el rotor para

evitar fatiga de material y expansión térmica

Los”” Pre Swirl Nozzles, generan una turbulencia

en el aire de enfriamiento, reducen su presión y

velocidad

Los “Laberinth Intersatge seal” controlan la

cantidad de aire que se descarga entre los

rotores (Annular Spaces)

Se utiliza aire para sellar las cámaras de

rodamientos y evitar así que aceite entre en la

turbina


Se Control de la distancia entre los blades de turbina y su estructura





12:50:02 Marzo 2008-CFI 145

Se Control de la distancia entre los blades de turbina y su estructura

Anti hielo de motor

Sellado de las cámaras de rodamientos






12:50:02 Marzo 2008-CFI 146

En algunos motores, para el enfriamiento de la caja

de accesorios en tierra, se ocupa un sistema por

efecto Venturi






12:50:02 Marzo 2008-CFI 147

Tipos de Sellos:

Labherint Seal: se ocupa para sellar cámaras derodamiento y como regulador de flujo.

Ring Seal: se ocupa en cámaras de rodamientos

a baja temperatura.

Intershaft Hydraulic Seal: se ocupa para sellar las

cámaras de rodamiento en el rodaje de dos ejes.

Carbon Seal: se ocupa para sellar etapas conalta temperatura y ocupa fricción directa entre

sus caras







12:50:02 Marzo 2008-CFI 148

Sistema de Aceite

Características del lubricante





12:50:02 Marzo 2008-CFI 149

Características del lubricante

Entre las características primordiales de un lubricantes encontramos que éste debe tener una viscosidad

y oleosidad adecuada; ser resistente a grandes cargas para soportar eficazmente el rozamiento; no debeser proclive a unirse con el aire, combustible ni agua; no debe ser corrosivo, tóxico ni inflamable, y

muchas propiedades más que los lubricantes de primera línea cubren con creces.

Viscosidad

La viscosidad proporciona la resistencia al desplazamiento del lubricante dentro del motor. Es medida

mediante una clasificación a nivel mundial denominada SAE que encontraremos en el packing del aceite

independientemente de cual sea su fabricante.

Puntos de fluidez

Hace referencia a la propiedad del lubricante que le permite fluir a bajas temperaturas bajo la fuerza de

gravedad.

El movimiento mecánico deja al lubricante fluir a temperaturas mas bajas al punto de fluidez.

Oleosidad

Concierne a la adherencia a las superficies metálicas.Un lubricante con una gran oleosidad permite un menor desgaste de los casquetes ya que las piezas

metálicas son recubiertas por una película multi molecular de grandes moléculas que lo protegen del

desgaste.

Sistema de Aceite







12:50:02 Marzo 2008-CFI 150

Corrosión

Es fundamental que el lubricante no sea corrosivo y proporcione además una proteccion contra la corrosión.

Detergencia

Cuando un lubricante posee esta característica tiene una función de limpieza de residuos del motor.

Estabilidad

Un lubricante con buena estabilidad es resistente a la descomposición que produce la temperatura y gases

quemados.

Resistencia de la película Es la resistencia de la película a la carga que puede soportar durante 10 segundos sin producir ligaduras.

Por último cabe señalar que los lubricantes pueden ser sintéticos o minerales, radicando la diferencia en el

proceso por el cual se obtienen.

Mientras que el mineral se logra mediante destilación del petróleo, los aceites sintéticos son fabricados con

procesos químicos.

Los motores a reacción ocupan aceites sintéticos por que tienen menos posibilidad de crear impurezas y

tienen mejor punto de evaporación, la desventaja es que remueve la pintura debido a su composición

química

Sistema de Aceite







12:50:02 Marzo 2008-CFI 151

Su principal labor:

• Entregar lubricación para rodamientos y engranajes• Ser capaz de retirar cualquier elemento extraño que cause daño por roce

• Proteger a los elementos no resistentes a la corrosión

Los parámetros críticos de medición son su temperatura y presión

Existen dos tipos de sistemas de lubricación:

• Carter Humedo (Wet Sump)• Carter Seco (Dry Sump)

Ellos se dividen en:

• Tanque Caliente (enfriamiento a la salida de la bomba)

• Tanque Frio (enfriamiento a la entrada del tanque)

Existen dos tipos de sistemas de recirculación dependiendo del flujo hacia los rodamientos:

• Sistema de presión con válvula de alivio

• Sistema de flujo total

Sistema de Aceite

Sistema de lubricación:






12:50:02 Marzo 2008-CFI 152

Sistema de Aceite

Sistema de lubricación:





12:50:02 Marzo 2008-CFI 153

Sistema de Aceite

El sistema de presión con válvula





12:50:02 Marzo 2008-CFI 154

El sistema de presión con válvula

de alivio, trabaja regulando la

presión por descarga al tanque oa la entrada de la bomba.

Ocupa bombas mas grandes

Usada en sistema de cojinete

con alta presion.

Se ocupan pequeños filtros de

línea (striner) para retener

partículas

Se ocupan válvulas de alivio en

filtros y enfriadores para

compensar bloqueos por

saturación y bajas temperaturas

En la mayoría se ocupan

indicadores diferenciales de

presión para alertar a la

tripulación

Sistema de Aceite






12:50:02 Marzo 2008-CFI 155

El sistema de flujo total la bomba se

conecta directamente a las cámaras

de rodamiento y cajas de engranes

Baja presión en el cojinete de

rodamientos

Usa bombas mas pequeñas.

Se ocupan pequeños filtros de línea

(striner) para retener partículas Se ocupan válvulas de alivio en

filtros y enfriadores para compensar

bloqueos por saturación y bajas

temperaturas

En la mayoría se ocupan

indicadores diferenciales de presiónpara alertar a la tripulación

Sistema de Aceite





12:50:02 Marzo 2008-CFI 156

El sistema de perdida total trabaja

solo en pequeñas aeronaves

Todo el aceite es distribuido a las

zonas de lubricación y luego

expulsado al exterior

Se usa en motores de

funcionamiento reducido.

Sistema de Aceite





12:50:02 Marzo 2008-CFI 157

El tanque contiene un indicador visual

para determinar la cantidad de aceite

Usan separadores de aire/aceite (De-

aerator) para el aceite de retorno

Falla de la bomba significa detención

inmediata del motor por ello no incluye

conexión (shear neck)

El llenado se puede hacer por gravedad o por bomba

los feed jet o alimentadores de aceite

son simples reguladores de orificio

Su ubicación es lo mas próximo al

objetivo para evitar perdidas

Sistema de Aceite

Las Bombas “single Shoot” se ocupan





12:50:02 Marzo 2008-CFI 158

principalmente en motores de corta duración y

en sistema de perdida total.

Sistema de Aceite

Las Bombas de engranaje (Gear Pump) se ocupan para alimentacion y recoleccion del aceite y es





12:50:02 Marzo 2008-CFI 159

manejada por la caja de accesorios.

Es sencilla y su forma de engranes evita el bloqueo hidráulico.

Sistema de Aceite

Los enfriadores de aceite tienen por





12:50:02 Marzo 2008-CFI 160

objeto mantener la viscosidad del

aceite .

Se ocupan enfriadores de Aire y

Combustible

Tienen una válvula de alivio en caso de

bloqueo

Actualmente se ocupan interruptores

electrónicos para permitir el paso hacia

el enfriador doble

Por diferencial de presión, ante una

falla, el aceite se mezcla con el

combustible

Sistema de Aceite

Los respiradores centrífugos separan el aire del aceite





12:50:02 Marzo 2008-CFI 161

que viene desde las gearbox y cámaras de rodamientos.

Los filtros se miden en micras (cantidad de orificios por

micra cuadrada) y su principal función es retener las

partículas solidas que pueden causar daño al sistema

Se ubican generalmente en la salda del estanque o la

entraba de la bomba.

En cada alimentador de aceite (feed jet) existe un “last

chance filter”

Sistema de Aceite






12:50:02 Marzo 2008-CFI 162

Sistema de Aceite



12:50:02 Marzo 2008-CFI 163

Sistema de Aceite




12:50:02 Marzo 2008-CFI 164

Sistema de Aceite




12:50:02 Marzo 2008-CFI 165

Sistema de Aceite




12:50:02 Marzo 2008-CFI 166

Sistema de Encendido e Ignición

Su principal función es poner en marcha el motor

hasta que este pueda proseguir su funcionamiento




12:50:02 Marzo 2008-CFI 167

hasta que este pueda proseguir su funcionamiento

normal, es decir un giro suficiente para lograr una

combustión inicial y un giro autónomo

Se ocupan principalmente energía

Neumática

Eléctrica

El procedimiento es similar en ambos casos ya sea

manual o automática:

Palancas de aceleración en Idle

Activación de fuente de energía para la partida

Selección de sistema de ignición (A, B, Ambos)

Accionar el arranque.

Comprobar que:

Hay indicación de “Start Valve Open”

Desciende la presión neumática

Giro del eje de alta (N2 para los Twin Spool)

Sube presión de aceite

Giro en eje de baja (N1 para los Twin Spool








12:50:02 Marzo 2008-CFI 168

Al alcanzar el nivel especifico de N2 (aprox 20%)

se abre la válvula de combustible la chispaenciende la mezcla y el motor se acelera.

Comprobar que:

Sube el flujo de combustible

Sube la EGT

A los 30 a 40% de N2, se apaga la indicación de

“Start Valve Open”.

No se enciende el aviso de baja presión de aceite

El motor gira normalmente con un N2 de

aproximadamente 55%


Arranque Neumático:





12:50:02 Marzo 2008-CFI 169

Arranque Neumático:

APU

Carro Neumático de tierra

Potencia neumática desde otro motor

Válvula “Cross Feed Open”

Indicador de Presion suficiente para el encendido

Se abre la Start Valve del motor a encender.





12:50:02 Marzo 2008-CFI 170

Ambos sistemas trabajan para entregar

suficiente aire para realizar la mezcla deaire/Combustible en la cámara y entregar una

eficiente descarga eléctrica para el encendido

de las bujias.

Deben permitir realizar un giro solo con motor

de partida (Cranck) y encendido de las bujías

para enfrentar una partida en vuelo (re-lighting)

En la mayoría de los aviones modernos el

encendido se realiza en forma automática

Existen Motores de encendido Eléctricos,

neumáticos e hidráulicos

Se ocupan dependiendo de sus

características, militares ;rápidos y sin fuentes

externas, comerciales ;mas silenciosos y con

fuente externa etc.


Eléctricos:

Generalmente son de corriente directa DC (motor serie)






12:50:02 Marzo 2008-CFI 171

Generalmente son de corriente directa DC (motor serie)

Se acopla por medio de una caja de engranajes y un embrague (clutch)

Pueden se de alto o bajo voltaje con alimentación escalada

Catridge

S d i ilit






12:50:02 Marzo 2008-CFI 172

Son usados en aviones militares

Funcionan por reacción química

Están limitados a una cierta

cantidad de partidas por el cartucho

Alta potencia, partida rapida

Iso-Propil-Nitrate

Alt t i tid id






12:50:02 Marzo 2008-CFI 173

Alta potencia, partida rapida

Contiene una turbina y una caja de

reducción

Usa una bomba de barrido para

limpiar la cámara

Aire

S l í d l i i l






12:50:02 Marzo 2008-CFI 174

Se ocupa en la gran mayoría de los aviones comerciales

Muy eficiente, Sencillo en el funcionamiento, liviano y económico

Se alimenta desde una válvula controlada por la unidad de encendido y Posee clutch para

protección

Algunos motores ocupan un combustor para alimentar con aire al starter

Gas Turbina

Independiente liviana y económica







12:50:02 Marzo 2008-CFI 175

Independiente, liviana y económica

Contiene caja de reducción

Se compone de un motor centrifugo y una

turbina de reacción con cámara de flujo

reverso

Air Impingement

Trabaja directo a la turbina

Se alimenta de una fuente externa

Usa una válvula direccional

Hydraulic






12:50:02 Marzo 2008-CFI 176

Se ocupa en motores pequeños

Trabaja con un motor hidráulico, contiene un clutch y una caja de reducción

Contiene comandos electrónicos para controlar y proteger su funcionamiento

Cajas de ignicion






12:50:02 Marzo 2008-CFI 177

Su función principal es elevar el valor de tensión

para generar la descarga a través de la bujía Constan de una etapa de bajo voltaje y otra de

alto voltaje

Las mas modernas ocupan doble alimentación

(AC y DC)







12:50:02 Marzo 2008-CFI 178

Bujías

S i i l f ió ll l





12:50:02 Marzo 2008-CFI 179

Su principal función es llevar la

energía electrica descargadadesde la caja de ignicion

La fabricación depende de donde

se instale

Existen dos tipos Constricted Air

Gap & Shunted surface discharged

type Ingresa desde 0.1 a 0.75 inch en el

tubo de flama

Especial cuidado con su

construcción interna


En Partida automática, la

ECU comanda totalmente

Partida Automática




12:50:02 Marzo 2008-CFI 180

ECU comanda totalmente

el encendido.

En Partida manual, la Ecu

supervisa toda la partida

pero solo que la “Start

Valve” debe ser abierta por

el operador.

La ECU protege en caso de:

Falla en la “Start Valve”

Falla en “HP SOV”

Falla de Ignición

Alta EGT

Perdida de Compresor


Lo primero es alimentar el

sistema neumático con el

Partida Automática




12:50:02 Marzo 2008-CFI 181

sistema neumático con el

aire de la APU,

presionando “APU BLEED”


En Partida automática, se

coloca selector a “IGN

Partida Automática



12:50:02 Marzo 2008-CFI 182

coloca selector a IGN

START”, automáticamente

aparece la pagina “Engine”

en el “System Display”

indicando que la ignición

esta disponible.

Ahora el sistema espera

que se active el encendido

de cualquier motor a través

de la “Engine Master Level”


Se decide encender ENG

N°2 para ello se lleva el

Partida Automática



12:50:02 Marzo 2008-CFI 183

N 2, para ello se lleva el

“Engine Master Lever 2” a

“ON”

Esto hace que la EIU active

la ECU la cual comanda a

abierto a la “Start Valve”,

esto se puede observar en

el SD

potencia neumática llega

al “Starter” quien a través

de la Accesory Gear Box

hace girar al eje de alta,

observamos, el incremento

en N2.


Aproximadamente a 18%

de N2 la ECU activa la

Partida Automática



12:50:02 Marzo 2008-CFI 184

de N2 la ECU activa la

Ignición a la cámara de

combustión


Partida Automática


de N2 la ECU abre la HP



12:50:02 Marzo 2008-CFI 185

Fuel Valve inyectando

combustible a la cámara de

combustión, se puede

observar el incremento del

Fuel Flow y la EGT en el

SD


Partida Automática


de N2 la ECU cierra la



12:50:02 Marzo 2008-CFI 186

Start Valve y la Ignicion, a

partir de este minuto la

cámara esta encendida y

es autónoma.

La EGT, Fuel Flow y N2

siguen aumentando, se

observa el aumento de la

presión de aceite en el SD


Partida Automática

Aproximadamente a los

60% de N2 el motor se



12:50:02 Marzo 2008-CFI 187

encuentra encendido y en

aceleración “Iddle”.

La EGT y Fuel Flow

descienden levemente y

quedan estable en

aceleración “Iddle”


Se enciende ENG N°2,

para ello se lleva el “Engine

Partida Automática



12:50:02 Marzo 2008-CFI 188

p g

Master Lever” a “ON”

Esto hace que la ECU

comande a abierto a la

“Start Valve”, observamos

esto en el “SD” junto con el

incremento en N2.


En la Partida Manual, la

“Start Valve” debe ser

Partida Manual




12:50:02 Marzo 2008-CFI 189

abierta por el operador

comandando los Switchs

“ENG MAN START”


Se lleva el selector a “IGN

START”, automáticamente

Partida Manual




12:50:03 Marzo 2008-CFI 190

ECAM muestra la pagina

“ENGINE” en el “SD”.


Partida Manual

Seleccionamos encender el

motor N°2, para ello




12:50:03 Marzo 2008-CFI 191

llevamos el Switch a “ON”

en el “ENG MAN START”

del motor N°2, esto abre la

“Start Valve”, lo que

podemos observar en el

“SD”, además del aumento

en N°2


Continuous Relight

En forma normal en vuelo

el Relight lo realiza




12:50:03 Marzo 2008-CFI 192

automáticamente la ECU


Continuous Relight

La tripulación solo advierte

el Relight por los mensajes




12:50:03 Marzo 2008-CFI 193

que aparecen en ECAM,

pero esto no genera ningún

tipo de alarma.


Engine Crank

Por razones de

mantenimiento, has veces




12:50:03 Marzo 2008-CFI 194

que se debe proceder con

una ventilación de la

cámara de combustión,(sin

ignición ni combustible) en

ese caso se efectúa un

“Engine Crank”

(Motorizado).


Engine Crank

Por razones de

mantenimiento, has veces




12:50:03 Marzo 2008-CFI 195

que se debe proceder con

una ventilación de la

cámara de combustión,(sin

ignición ni combustible) en

ese caso se efectúa un

“Engine Crank”

(Motorizado).


Engine Crank

Se lleva el selector a

“CRANK”,




12:50:03 Marzo 2008-CFI 196

automáticamente ECAM

muestra la pagina

“ENGINE” en el “SD”.

Seleccionamos motorizar el








en N°2


Engine Crank

Seleccionamos motorizar el





12:50:03 Marzo 2008-CFI 197







en N°2

Sistema Reverso

Es el medio mas efectivo de reducir velocidad sin importar las condiciones

climáticas

Permite el uso en pistas de longitud reducidas y es un ahorro significativo en el




12:50:03 Marzo 2008-CFI 198

Permite el uso en pistas de longitud reducidas y es un ahorro significativo en el

desgaste de frenos.

El flujo utilizado depende de la razón de by-pass del motor.

Opera con potencia controlada (hasta 30% thrust)

Contiene protección para ser desactivada por velocidades menores a 60 knots

Sistema Reverso





12:50:03 Marzo 2008-CFI 199

Sistema Reverso “Clam Shell”

Sistema de accionamiento neumático

Utiliza flujo primario

Temperatura de sobre 600 °C

No existe lubricación de partes

Construidos de materiales robustos y resistentes a

la temperatura

Sistema Reverso





Descripción: el reverso tipo almeja es un juego

de puertas que se mueven hacia dentro del flujo

de gases de escape del motor las puertas

desvían el flujo de gases hacia el frente, lo cual

genera empuje reverso.

Sistema Reverso

Sistema Reverso “Bucket Target ”






12:50:03 Marzo 2008-CFI 201

Sistema de accionamiento Hidráulico Utiliza flujo primario y secundario

dependiendo el motor

Temperatura de sobre 600 °C

Trabaja con un cilindro por cada lado

del motor

Construidos de materiales robustos y

resistentes a la temperatura

Sistema Reverso

Sistema Reverso “Cold Stream (Traslating Cowl)”





12:50:03 Marzo 2008-CFI 202

Sistema de accionamiento Neumático a través de

un motor o hidráulicamente Utiliza flujo Secundario

Utiliza flexibles drivers, Gearboxs, y screwdrivers

Se fabrica de materiales compuestos y aluminio

Sistema Reverso







12:50:03 Marzo 2008-CFI 203




12:50:03 Marzo 2008-CFI 204



12:50:03 Marzo 2008-CFI 205

Sistema Reverso

Sistema Reverso “Pivoting Blocking Doors”

Sistema de accionamiento Hidráulico

Utiliza flujo Secundario



12:50:03 Marzo 2008-CFI 206

Utiliza flujo Secundario

Se fabrica de materiales compuestos y aluminio

Thrust Reverser

C t l d I di ti

Sistema Reverso





Controls and Indication:

Selection and control of engine power in reverse thrust, is by the normal thrust lever.

When latch levers on the thrust lever are lifted, the thrust lever is permitted to move rearwards

approximately 12 degrees.

Thrust reverser begins to deploy.

Engine power commanded to ‘idle’.

When reverser has deployed to approximately 78% the EEC commands the engine to accelerate to

the thrust levers selected power level.

Thrust reverser continues to deploy to fully deployed position

No indication

- Reverser is fully stowed and locks are fully

engaged.

Amber ‘REV’

- Both locks are disengaged and the reverser

is between fully stowed and fully deployed.

Green ‘REV’

- Fully deployed.



12:50:03 Marzo 2008-CFI 208© International Aero Engines Inc 2000

0.9EPR

1.2 1.4 1.6

0.9

1.2

1.4

1.6



12:50:03 Marzo 2008-CFI 209

THRUST REVERSER

LATCHING LEVERS

THRUST CONTROLLEVERS

UPPER ECAM DISPLAY

REV REV

1.2 1.41.6

1.21.4

1.6

EPR



12:50:03 Marzo 2008-CFI 210

THRUST REVERSER

LATCHING LEVERS


UPPER ECAM DISPLAY

1.2 1.41.6

1.21.4

1.6

EPRREV REV

THRUST REVERSER



12:50:03 Marzo 2008-CFI 211

THRUST REVERSER

LATCHING LEVERS


UPPER ECAM DISPLAY

Sistema Reverso

Usa 4 actuadores para la

apertura de las “Thrust

R D ”



12:50:03 Marzo 2008-CFI 212

Reverse Doors”

La ECU es quien controla toda

la secuencia de despliegue y

retracción

La Hydraulic Control Unit

(HCU) es quien comanda los

movimientos del reverso

Cada motor se alienta de su

propio sistema hidráulico

Sistema Reverso

El “Engine Interface Unit”

(EIU), se encarga de habilitar

el reverso a través del






12:50:03 Marzo 2008-CFI 213


“Inhibitor SW”, con la señalque recibe de los Spoilers &

Elevator Computer y la señal

de los “Stow Position Switch”

ubicado en cada Pivoting Door

Actuator ”

La ECU comanda una lógica

de accionamiento dependiendode:

TLA Position (Pot)

Sensor WOW (LGCIU)

T/R Actuator Position

Mach Number (ADIRU´s)

Altitud (RA <10 ft)

La ECU comanda la velocidaddel motor a “Idle” durante la

transición de despliegue

Sistema Reverso

El “Engine Interface Unit”

(EIU), se encarga de habilitar










12:50:03 Marzo 2008-CFI 214


“Inhibitor SW”, con la señalque recibe de los Spoilers &

Elevator Computer y la señal

de los “Stow Position Switch”

ubicado en cada Pivoting Door

Actuator ”

La ECU comanda una lógica

de accionamiento dependiendode:

TLA Position (Pot)

Sensor WOW (LGCIU)

T/R Actuator Position

Mach Number (ADIRU´s)

Altitud (RA <10 ft)

La ECU comanda la velocidaddel motor a “Idle” durante la

transición de despliegue

Sistema Reverso









12:50:03 Marzo 2008-CFI 215

Sistema Reverso

La ECU envia al “Flight

Warning Computer” y al

“Display Management





12:50:03 Marzo 2008-CFI 216

Display Management

Computer” para mostrar enpantalla la posición del

reverso.

Indicacion “REV” en ámbar

cuando el reverso esta en

recorrido a despliegue o

retracción (>1% y >95%)

Sistema Reverso

El “Concentrator Fault Data

Interface Unit” interroga al EIU

para diagnosticar las fallas del







12:50:03 Marzo 2008-CFI 217

para diagnosticar las fallas del

sistema, esto se realiza através del “Multipurpose

Control Display Unit”(MCDU)

Sistema Anti Hielo

Se protegen aquellas zonas criticas que

pueden variar las performance del motor

T d hi l d i tió





12:50:03 Marzo 2008-CFI 218

Trozos de hielo pueden generar ingestión

en el motor o dañar el panel acústico del

Inlet Cowl

El sistema debe ser:

Seguro

Liviano y fácil de mantener

No variar las performance del avión cuando

sea utilizado

Los Turbo Jet usan generalmente sistemas

de aire caliente

Los Turbo Hélice usan generalmente

eléctricos y Aire caliente.

Anti Icing: evitar formación de hielo

De Icing: Remover el hielo ya formado

Turbojet Turbo Helice

Sistema Anti Hielo




12:50:03 Marzo 2008-CFI 219

Sistema NeumáticoSistema, eléctrico, neumático y de aceite

Sistema Anti Hielo

Protección eléctrica;

Se ocupa principalmente en:

I l t C l





12:50:03 Marzo 2008-CFI 220

• Inlet Cowl

• Propeller & Spinner

• Oil Cooler

Ocupa resistores entre placas de compuesto que permiten rigidez y buena transmisión del calor

Engine Anti-Ice SystemsAn

ti-icing protection is available for the

following areas:

Air Inlet Cowl (Thermal)






12:50:04 Marzo 2008-CFI 221

Air Inlet Cowl (Thermal).

P2/T2 Probe (Thermal).

Rotating Fairing - Spinner (Dynamic)

P2/T2 Probe. Continuously heated during engine operation.

Uses integral 115volts heating coil.

Rotating Fairing.

Rubber tip which vibrates, caused by the

unbalance of ice formation, removing

Inlet Cowl Ducting. Air from the anti-icing control valve is ducted

between inner and outer skins of the inlet cowl to

an ‘inlet cowl spray ring’.

Multiple outlets on spray ring direct hot air onto the

inner surface of the inlet cowl lip.



12:50:04 Marzo 2008-CFI 222

Anti-Ice Control Valve.

Engine Anti-Ice Systems



12:50:04 Marzo 2008-CFI 223

Anti Ice Control Valve. Can be manually overridden and locked in either the ‘open’ or ‘closed’ position.

Manually moved by the use of a standard wrench to rotate an hexagonal nut attached to

the valve shaft.

Valve is then locked in position by the attached locking pin.

Valve positioned from a mechanical linkage by a

piston.

This piston is operated pneumatically using theanti-ice duct system pressure supply.

Piston is spring loaded to the closed position.

A



12:50:04 Marzo 2008-CFI 224

Duct Pressure




Spinner Fairing Ice Protection




Ubicación: La instrumentación está instalada

Instrumentación



12:50:04 Marzo 2008-CFI 228

U a st u e tac ó está sta ada

en la cabina en los paneles de display de los

pilotos.

Identificación: Existen dos tipos de

instrumentación:

• Analógico.

• Digital.

Los instrumentos analógicos poseen agujas

para indicar valores. Los instrumentos digitales

poseen letras y números para indicar valores.

Propósito: Los instrumentos permiten al piloto

monitorear rendimiento y entregar información

importante relacionada con el motor a latripulación.

Primary Engine parameters displayed on : Upper Electronic Centralised Aircraft Monitoring (ECAM) Cathode Ray Tube (CRT).

Engine Indicating







Primary Engine Display Parameters:

Engine Pressure Ratio. (EPR)

Exhaust Gas Temperature. (EGT)

LP Rotor Speed. (N1)

HP Rotor Speed. (N2)

Secondary Engine Display Parameters :

Total fuel used.

Oil pressure.

Oil temperature.

Nacelle temperature. Vibration - N1 and N2.

Oil filter clog.

Fuel filter clog.

Primary Display Secondary Display



12:50:04 Marzo 2008-CFI 230



12:50:04 Marzo 2008-CFI 231



12:50:04 Marzo 2008-CFI 232

Speed Indicating Systems: Purpose :

To provide signals of LP (N1) and HP (N2) rotor speeds, used for :

Flight deck indications

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 233

Flight deck indications.

EEC control circuits.

N1 - Speed probe used in conjunction with a phonic wheel.

N2 - Dependent on unit standard, Uses the frequency output of the dedicated alternator, or

combination with a dedicated N2 signal.

Trim Balance - Speed probe, once per revolution (Dedicated signal generated for fan

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 234

p p , p ( g g

balancing procedures, similar to N1)



12:50:04 Marzo 2008-CFI 235

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 236

Engine Indicating

Termopares



12:50:04 Marzo 2008-CFI 238

Exhaust Gas Temperature (EGT)

Indication:

Upper ECAM provides a display of EGT in:

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 239

Analogue form with a pointer which deflects in front of a dial. Digital form, in the lower section of the dial.

The indication is normally:

‘GREEN’.

When the EGT IS > 610 deg C the indication

becomes:

‘AMBER’ and flashes!

When the EGT is > 635 deg C the indication becomes:‘RED’ The ‘Master Caution’ light illuminates accompanied by:

An audible single ‘Chime!’

Message on ECAM - ‘EGT OVERLIMIT’.

When EGT has exceeded 635 deg C then:

The maximum value reached is memorised. A small red line remains positioned on the analogue scale at the maximum value reached by

the pointer.




12:50:04 Marzo 2008-CFI 240

560550




12:50:04 Marzo 2008-CFI 241

560640




Engine Indicating

Linear Variable Differential Transformer

Libre de Roce



12:50:04 Marzo 2008-CFI 244

No existe desgaste de partes mecánicas Mejor resolución

Resistente a la exposición de sobre

medida

Resistente a los ambientes corrosivos

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 245

P3 - T3 Sensor.

Dual purpose, aerodynamically shaped probe

that measures:

Pressure of air and rate of change, entering the diffuser case (HP compressor delivery air).

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 246

Temperature of the air.

Information is supplied

to the EEC.



12:50:04 Marzo 2008-CFI 247

P2 - T2 Sensor.

Purpose:

Provide ‘Inlet Air Stream’ information to the EEC with reference to:

Pressure.

T t

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 248

Temperature.

Engine Vibration.

Monitoring is carried out by a vibration transducer mounted on the Fan Casing.

An electrical signal proportional to the level of vibration is transmitted to:

An Engine Vibration Monitoring Unit (EVMU).

D l t t i l id th EVMU ith ib ti f th i thi i di l d

Engine Indicating



12:50:04 Marzo 2008-CFI 249

Dual output signals provide the EVMU with vibration from the engine, this is displayed on

the:

Engine page (Lower ECAM)



12:50:04 Marzo 2008-CFI 251

560640

VIB

0.8 0.9

Sistema de Combustible

El sistema permite entregar la cantidad exacta de combustible para los diferentes requerimientos.

Logrando una aceleración suave y estable.

Es un sistema interconectado donde sus principales entradas son todas o algunas de las siguientes:

Movimientos del acelerador o Computador que esté en comando



12:50:04 Marzo 2008-CFI 252

Movimientos del acelerador o Computador que esté en comando

Temperatura y presión del aire de entrada

Rápida aceleración y desaceleración (N1,N2)

Señales de velocidad de motor

Temperatura de salida

Presión entregada por el compresor al combustor

Gobernador de la propela (turbo propulsor)

Debe contener un sistema de corte total al flujo de combustible (Shut Off valve) que interactúe con

otros sistemas

Funcionara como intercambiador de calor con otros sistemas y funcionara como potencia hidráulica

para distintos actuadores (VSV)

Bloqueo por vapor (Vapor Lock)

Se refiere al vapor que se genera al paso de combustible que impide el normal flujo de este por tuberías y

bombas

Se genera principalmente por tres motivos:







12:50:04 Marzo 2008-CFI 253

Se genera principalmente por tres motivos:

Baja presión (punto de ebullición del combustible menor, generalmente el rápidos asensos)

Alta Temperatura

Excesiva Turbulencia en el fluido

Formas de evitarlo:

Alejar el combustible de las zonas de calor (diseño)

Aumentar el punto de ebullición (fabricante)

Evitar las curvas pronunciadas en las líneas de fluido (diseño)

Usar bombas de refuerzo (Booster Pump) con alivios de gas

• La temperatura y presión son controladas para evitar un “Rich Blowout “ o un “Lean die out”


Existen dos tipos basicos de Bombas

Plunger Type or Variable Stroke Piston Constant Delivery Gear- Pump





12:50:04 Marzo 2008-CFI 254

Su salida depende de su velocidad de

giro, la longitud de los pistones (plungers)

la cual varia dependiendo de la señal

Servo que mueven el “Camplate”

100 a 2000 gl/hr a max. 2000 psi.

Su salida depende de su velocidad de giro

Su regulación de salida es retornando

fluido a su entrada a través de una “Spill

Valve”


Es la etapa final del sistema de combustible, su tarea

principal es atomizar o vaporizar para asegurar una

rápido y efectivo quemado y lograr la mayor energía.

El principal problema es la gran velocidad del flujo de





12:50:04 Marzo 2008-CFI 255

El principal problema es la gran velocidad del flujo de

aire que atraviesa la camara y en el cual se debe

asegurar el quemado de toda la mezcla

Al principio se utilizaron sistema de alta presión de

combustible (Pressure Jet Atomization), luego se

incluyo aire a presión junto al combustible lo quepermitió mantener una buena presión de atomización

a bajos flujos.


Existen 5 tipos de Nozzles: Simplex, Variable Port, Duplex, Spill Type, Air Spray Nozzle

Simplex: Fueron

de los primeros

usados en

Duplex: Usa un

pequeño orificio





12:50:04 Marzo 2008-CFI 256

usados enturbinas, buenos

solo en alto flujo,

se necesitaban

bombas muy

grandes para

generar la presión

necesaria

Variable Port:

funcionan con un

pistón que ajusta

el flujo de entrada

para mantener una

misma presión en

la salida, perosusceptible a la

obstruirse ante

cualquier suciedad

pequeño orificiopara el encendido

y un orificio

principal que

trabaja con una

válvula para

aumentar la

presión, la

desventaja es la

sobre temperatura

que se genera a la

salida de

combustible







12:50:04 Marzo 2008-CFI 257

Vaporizing System: este tipo de nozzle

recibe aire caliente que entra en la camara

el cual evapora el combustible, y entra a la

camara como un gas.

Air


El principal problema de un combustible es su gravedad especifica o densidad y su grado de octanaje

Al cambiar la gravedad especifica, los gobernadores que ocupan fluido hidráulico generan cambios que

deben ser compensados.

Bajar el grado de un combustible genera residuos de carbón mayor zonas de alta temperatura




12:50:05 Marzo 2008-CFI 258

Bajar el grado de un combustible genera residuos de carbón, mayor zonas de alta temperatura

comprometiendo la vida de la turbina

Principales de los combustibles

a) Deben ser aptos para ser bombeados y fluir fácilmente en todas las condiciones de trabajo

b) Deben permitir el encendido del motor en tierra bajo cualquier condición, y también permitir un facil re-

encendido en vuelo

c) Bajo cualquier condición efectuar una combustión eficiente

d) Tener un valor calorífico lo mas alto posible

e) Producir el mínimo daño al sistema de combustión o los blades de turbina

f) Ser lo menos corrosivo con los componentes del sistema

g) Proveer de buena lubricación a todas las partes móviles del sistema

h) Reducir el peligro de fuego al mínimo

La Spill Valve maneja la señal servo que controla

la salida de la Fuel Pump.

Spill Valve Open: menos flujo de salida

Spill Valve Close mas flujo de salida





12:50:05 Marzo 2008-CFI 259

Spill Valve Close mas flujo de salida

En un momento inicial, el sistema se encuentra a

una presión determinada por la abertura de la

Throttle Valve

Al momento de acelerar, se abre la throttle valve..

Esto genera una baja de presion en el controlpiston, cerrando la spill valve, esto genera mayor

presion de servo que ajusta a mayor flujo la Fuel

Pump

Una disminución en la presión del aire genera

que la spill valve se abra disminuyendo el flujo

para evitar un “Rich Blowout”

Si se excede la velocidad del motor, aumenta laGovernor Pressure, lo que presiona el diafragma

abriendo la Spill Valve , esto hace que la señal

servo disminuya, reduciendo el flujo de

combustible a la camara

La aceleración se controla a través de un

“Dapshot Valve” quien regula la presion hacia los

nozzles y una “Spill Valve”

Spill Valve Open: Menos flujoS ill V l Cl M Fl j




12:50:05 Marzo 2008-CFI 260

Spill Valve Open: Menos flujoSpill Valve Close: Mas Flujo

Ante una abertura del Throttle Valve (acelerar)

disminuye la presión en el “Pressure Drop

Control Diaphragm” esto cierra la “Spill Valve”

Ante un aumento de temperatura o velocidad del

LP Shaf, el amplificador disminuye la corriente

del solenoide abriendo la “Spill Valve”

Ante un aumento de en la velocidad del HP Shaft

Governor, la fuerza centrifuga cierra la “Rotating

Spill Valve” esto hace que el diafragma baje

abriendo la “Spill Valve”

Back Pressure Valve mantiene la presión en el

sistema

Este sistema ocupa un “Start Fuel and Main Fuel

Spray Nozzle”

El parametro principal de control es la relación de

P1/P4 que ingresan a la “Pressure Ratio Control

Unit” que esta en la “Fuel Flow Regulator”.

El movimiento axial del “Variable MeteringSl ” l l lid d d l “V i bl







12:50:05 Marzo 2008-CFI 261

El movimiento axial del Variable MeteringSleeve” regula la salida desde el “Variable

Metering Orifice” (VMO)

En estado estable, la “Pressure Drop Spill Valve”

regula la salida de presión en la “Fuel Pump”,

dependiendo de la posición del VMO

+ -

Al iniciar la aceleración, abre la “Throttle Lever”cierra la “Press Ratio Contrlol Valve” esto abre la

“Variable Metering Valve” y el “Pressure Drop

Control Orifice”, esto genera una presión que

cierra a la “Pressure Drop Spill Valve”

aumentando la presión de salida de la “Fuel

Pump”

Para no perder el Thrust ante el aumento de

altura y disminución de la presión de P1, la “Trim

Valve” reduce la presión de la “Control Capsule”.

Con esto la “Pressure Ratio Control Valve”lentamente comienza a cerrar manteniendo el




12:50:05 Marzo 2008-CFI 262

Con esto la Pressure Ratio Control Valvelentamente comienza a cerrar manteniendo el

VMO estable

Para evitar el máximo EGT y LP Shaf Speed se

instala un “Variable Restrictor” el cual mueve a

cierre a la “Auxiliary Throttling Valve”

disminuyendo la salida de la “Fuel Pump”

Para posición de Relenti (Idling) se cierra la

Throttle Controlled Orifice y la presión es

regulada por el “Ground Idling Selenoide” y el

“Idling Adjuster”


Las principales tareas del

combustible es alimentar a

la cámara de combustión y

ser potencia musculo para

los actuadores de controli t



12:50:05 Marzo 2008-CFI 263

los actuadores de controlpara compresor y sistemas

de enfriamiento de turbina

VSV=Variable Stator Vanes; RACC= Rotor Active Clearance Control; HPT ACC= High Press Turbine Active Clearance Control

LPT=Low Press Turbine Active Clearance Control; VBV=Variable Bleed Valve


Combustible viene

desde el avión y pasa

por la “Low Pressure

Valve” que es

comandada por el“M t L l”




12:50:05 Marzo 2008-CFI 264

p“Master Level”.

La “LP Pump” entrega

combustible a la “Fuel

return Valve” y al “Fuel

/Oil Heat Exchange”

El filtro posee

indicación por

saturación (clogged)

Los componentes

esenciales tienen

válvulas Bypass en

caso de falla


El combustible es

regulado por la

“Metering Unit” que

esta dentro de la

“Hydromechanic Unit(HMU)







12:50:05 Marzo 2008-CFI 265

y(HMU)

“HP Fuel Shut Off

Valve” es controlada

por el Master Level al

igual que la “LP Valve”

El “Fuel Flow” da

indicacion en cabina del

consumo de

combustible

“Burner Staging Valve”

selecciona alimentación

para 10 o 20 Nozzle

dependiendo de la

selección de potencia


El “Servo Fuel Heater”

es el encargado de

calentar el combustible

que va hacia los

actuadores Parte de este







12:50:05 Marzo 2008-CFI 266

Parte de este

combustible va hacia la

“Fuel Return Valve”.


El Retorno del

combustible desde los

actuadores pasa por el

“IDG Oil Cooler” y luego

puede seguir dosi







12:50:05 Marzo 2008-CFI 267

p gcaminos:

Si la T° del aceite es

menor a 93°C, el

combustible re circula

hacia el sistema

normalmente

Si la T° del aceite es

mayor que 93°C, la

ECU manda señal de

abertura a la “Fuel

Return Valve”, para

enfriamiento extra.

Esto ultimo se inhibe en

T.O, Climb, y cuando la

T° es alta en losestanques

La “HP Fuel SOV”

envía señal para cerrar

la “FRV” al apagado del

motor


La ECU recibe señal de

posición desde los

actuadores y Válvulas

(RVDT y LVDT), Si la

posición no esta en lod l ECU









12:50:05 Marzo 2008-CFI 268

pprogramado por la ECU

la unidad

correspondiente se va a

“Safe Position”, es

decir, una posición que

no pone en riesgo la

seguridad del motor

Ejemplo:

VBV= abierta

Burning Staging Valve:

Open

VSV: Cerrado

FADEC

En los aviones modernos se introduce el concepto de FADEC (Full Authority Digital Engine Control) el

cual esta constituido por la unidad lógica, Interface y los periféricos.

El numero de funciones que controla el FADEC va a depender de cada motor y su diseño

El sistema se compone en tres:

Unidad Lógica: Es la unidad controladora llamada EEC (Engine Electronic Control) , ECU (EngineC t l U it) EDCU (E i Di it l C t l U it) t







12:50:05 Marzo 2008-CFI 269

g ( g ) ( gControl Unit), EDCU (Engine Digital Control Unit) etc.

Interface del Regulador: es un equipo que se encarga de acondicionar las señales que son

enviadas y recibidas desde la unidad lógica , generalmente se basa en conversión de formato

analógico/digital.

Unidad Periféricas o actuadores: Son las unidades comandadas y de realimentación tales como

VSV, VBV, TACC, LVDT, RVDT etc.

Funciones Esenciales (Protección del Motor):

• Control de la temperatura del gas de turbina, desde relenti a máximo régimen

• Limitación de velocidad de N1 y N2

• Presión de salida de HPC

• Temperatura de salida de HPT

• Control de flujo de combustible durante la aceleración y desaceleración• Accionamiento de los actuadores de compresor

FADEC

Funciones Secundarias (Control):

Son las de gestión del empuje, puesta en marcha, aplicación y control de la inversión de empuje

Empuje en relenti constante durante maniobras en tierra

Puesta en marcha automática

Empuje en las diferentes fases de vuelo Transmisión de datos del motor a los sistemas







12:50:05 Marzo 2008-CFI 270

Transmisión de datos del motor a los sistemas.

Etc

Algunas Reglas básicas de un controlador:

Cada regulador debe disponer de un una fuente de energía eléctrica independiente a la del avión,

asimismo, si no cuenta con sistema de respaldo hidromecánico de control de combustible, debe tener un

doble canal de funcionamiento, cada canal debe tener acceso a todos los sensores y actuadores del

motor.

Los controladores deben ser independientes

Deben informar al piloto delos parámetros de empuje solicitado y empuje total

El empuje del motor debe variar linealmente con el movimiento de los aceleradores (TLA)

Debe realizar los ajustes automáticos ante las diferentes cargas del motor (Aire Acondicionado, Energía

Eléctrica)

Debe dar estabilidad al motor en los regímenes transitorios (aceleración y desaceleración)

FADEC





12:50:05 Marzo 2008-CFI 271

FADEC





12:50:05 Marzo 2008-CFI 272

FADEC

Turbine Hot Start (Partida Caliente): es causada por un exeso de combustible que entra a la camara de

combustion, o a una insuficiente RPM del motor, lo que reduce la el flujo de aire hacia la camara.

Turbine Hug Start (Partida Colgada): es causada por una interrupcion de lasecuencia de encendido, es

decir, si el motor no acelera a la velicidad de relenti una vez que la ignicion es puesta en servicio, estase genera por una insuficiente alimentacion de combustible o de potencia en la partida





12:50:05 Marzo 2008-CFI 273

se genera por una insuficiente alimentacion de combustible o de potencia en la partida .

Compressor Stall (Perdida del Compresor): es causado cuando el angulo de ataque de los blades

excede el angulo critico de ataque y el flujo suave de aire se transforma en turbulencia con una presion

fluctuante, la perdida de compresor genera baja velocidad de flujo y estancamiento.

Flameout (Fuego en la Salida): es causada por una mezcla muy rica en la camara de combustion, a

menudo ocurre en una rapida aceleracion del motor o una insuficiente cantidad de aire en la mezcla.

Introduction

The V2500 uses a Full Authority Digital Engine Control (FADEC)

The FADEC comprises:

Sensor inputs.

Data inputs.

FADEC







12:50:05 Marzo 2008-CFI 274

The Electronic Engine Control (E.E.C.) unit.

Output devices include:

Solenoids.

Fuel Servo Operated Actuators.

Pnuematic Servo Operated Devices. Dual Electrical Harness.

Features:

Vibration Isolation Mountings.

Lightning Strike Protection.

Size - 15.9” x 20.1” x 4.4”

Weight - 41 lbs. Two independent electronic channels.

Two independent power supplies from dedicated generator.



12:50:05 Marzo 2008-CFI 275




2 identical electronic circuits - identified as ‘Channel A & B’.

Each channel receives identical signals and data from both the aircraft and engine systems such

as: Air pressures, air temperatures, exhaust gas temperatures and rotor speeds.

The EEC also transmits engine performance data to the aircraft, this data is used in: Thrust Management.

Description FADEC



12:50:05 Marzo 2008-CFI 277

Thrust Management.

Condition Monitoring Systems.

Flight Deck Display.

Each EEC channel can exercise full control of all engine functions.

Control alternates automatically between Channel ‘A’ and ‘B’ for consecutive flights.

The channel not in control being nominated as the ‘back-up’ channel.

The two channels are physically separated within the EEC through a unique circuit mounting

board system and exchange data through a data cross-link facility.

Two identical, but separate harnesses provide input/output circuits between EEC and the relevant

sensor/control actuator, and the aircraft interface.

Harnesses are ‘keyed’.

Pressure signals are sensed by transducers within the EEC, which are then converted into digital

signals which are supplied independently to both channels.



12:50:05 Marzo 2008-CFI 278

CHANNELA

OUTPUTDRIVER



12:50:05 Marzo 2008-CFI 279

CHANNELA

OUTPUTDRIVER

CROSSLINK



12:50:05 Marzo 2008-CFI 280

CHANNELB

OUTPUTDRIVER



12:50:05 Marzo 2008-CFI 281

Also known as P3

Also known as P4.9




The following pressures are sensed:

Pamb - Ambient air pressure (Fan Case Sensor).

Pb - Burner pressure (Air Pressure - P3/T3 probe).

P2 - Fan Inlet pressure (P2/T2 probe). P2 5 - LP Compressor (Booster stage) exit pressure

Connections FADEC



12:50:05 Marzo 2008-CFI 283

P2.5 LP Compressor (Booster stage) exit pressure.

P5 (P4.9) - LP Turbine exhaust pressure rake.

P12.5 - Fan Outlet pressure (Fan Rake).

There are eleven electrical connections which have a unique identification ‘J #’.

Ten are numbered for the two EEC channels.

One connection ‘J6’ is the ‘Data Entry Plug’ and must remain with the engine, as an engine

part.




P2/T2 Probe




P2.5 Pressure Rake Location




T2.5 Thermocouple Terminal




P3/T3 Probe




Engine Power Setting or ‘Engine Pressure Ratio’ (EPR).

Acceleration and Deceleration times.

Idle speed governing.

Overspeed limit control (N1 and N2)

Fuel flow. Variable Stator Vane System (VSV)

Control Function FADEC



12:50:06 Marzo 2008-CFI 293

y ( )

Compressor Handling Bleed Valves (HP7 & HP10).

LP Compressor (Booster Stage) Bleed Valve (BSBV).

Turbine cooling (Stage 10 ‘Make-up’) air system.

Active Clearance Control (ACC)

Thrust Reverser Oil and Fuel Temperature Management.

Automatic Engine Starting.

Note! The fuel cut-off command (Engine shut-down) is not controlled by the EEC. This is a command

made directly by the ‘Flight Crew’.

Power Management

Thrust Control Lever Mechanism

The thrust control mechanism is based

upon the ‘fixed thrust lever’ concept,

There is no motorised movement of

the thrust levers. Each thrust control lever drives ‘dual

FADEC



12:50:06 Marzo 2008-CFI 294

resolvers’, each resolver output is

dedicated to one EEC channel.

The Thrust Lever Angle (TLA) is the

‘input’ to the resolver.

The resolver ‘output’ which is supplied

to the EEC is known as the ThrustResolver Angle (TRA).

The relationship between the TLA and

the TRA is linear.

Movement of thrust lever is sensed by

the dual resolvers, which supply the

resolver angle signal to the EEC.

The EEC ‘computes’ the fuel flow

which will produce the required thrust.

The ‘computed ‘ fuel flow request is

Power Management

Thrust Control Lever MechanismFADEC



12:50:06 Marzo 2008-CFI 295

The computed fuel flow request is

converted into an electrical current,

which drives the torque motor in the

Fuel Metering Unit (FMU)

The FMU modulates the fuel servo

pressure to move the Fuel Metering

Valve (FMV) and set the fuel flow. Movement of the FMV is sensed by a

dual position resolver, which

translates the FMV movement into an

electrical ‘feedback’ signal which is

supplied back to the EEC.

Channel A

Fuel

Demand

Feedback signal

TRA



12:50:06 Marzo 2008-CFI 296

Channel B

FMU

EEC

Fuel Metering Valve

Dual Torque

Motor

nozzles Fuel in

Dual

Resolver TRA

Main EEC/Aircraft Interfaces

Engine Interface Unit (EIU)

Supply aircraft data to EEC.

Ensure engine to engine segregation.

Select aircraft electrical supplies to the EEC.

Supply data directly to other aircraft systems.

Air Data Inertial Reference System (ADIRS)

Processes ‘pitot’ and ‘static’ pressure inputs

FADEC



12:50:06 Marzo 2008-CFI 297

Processes pitot and static pressure inputs.

Supply air data to other aircraft systems, including EEC and to the Display Management

Computers (DMC’s)

Flight Warning Computer (FWC

Process data and fault annunciation. Generate actions necessary for associated fault.

Display Management Computer (DMC)

Receive and process data from other aircraft systems.

Format and display the data on the six display units on the flight deck.

Flight Management and Guidance Computer (FMGC)

Flight Management, Navigation, Performance Optimisation and Display Management.

Flight Guidance, Auto Pilot and Autothrust commands to the EEC.




Upper ECAM Screen




Lower ECAM Screen




Multipurpose Centralised Display Unit (MCDU)




EEC - Data Entry Plug

Located on to ‘Junction 6’ of the EEC.

Provides the EEC with:

Unique engine data to both Channel ‘A’ and ‘B’.

Links coded data inputs through the EEC by the use of shorting ‘jumper’ leads, which are used toselect the plug pins in a unique combination.

FADEC



12:50:06 Marzo 2008-CFI 303

Can be re-configured as a result of ‘Service Bulletins’ or after engine overhaul when the EPR

modifier code may need to be changed.

EEC Failures and Redundancy

Improved reliability is achieved

by utilising: Dual Feedback.

Dual Control Channels.

Dual Sensors are used to supply all EEC inputs, with the exception of pressures.

Single pressure transducers within the EEC provide signals to ‘A’ and ‘B’ channels.

The channel ‘in control’ is decided by the logic, selecting the healthiest and most capable of

control.



12:50:06 Marzo 2008-CFI 304





Data Entry Plug Connection

Data Entry Plug Connection




Data Entry Plug



12:50:06 Marzo 2008-CFI 307© International Aero Engines Inc 2000Data Entry Plug Lanyard

FADEC

Each channel normally uses it’s own input signals, but can use other channel input signal if it recognises

faulty or suspect inputs.

An output fault in one channel may cause a switchover to control from the other channel.

If faults are experienced in ‘both’ channels, a pre-determined ‘hierarchy selects the more capable

channel. Loss of both channels or electrical power, the systems are designed to go to ‘fail-safe’ conditions.



12:50:06 Marzo 2008-CFI 308

Failsafe Position

Minimum Fuel Flow Position.

Last Commanded Position.

Normal Fuel Metering

Component

Fuel Metering Valve Torque Motor.

Fuel Shut-Off Valve.

Overspeed Valve Solenoid.

7th Stage Bleed Valves

10th Stage Bleed Valves

LP Compressor (2.5) Bleed Actuator

Valves Open

Valve Open

Valve Open

Low Pressure ACC

High Pressure ACC

Valve Partially Open (44%)

Valve Closed

FADEC

Component

Stator Vane Actuator.

Air/Oil Cooler Control Valve Actuator.

Stage 10 Turbine Cooling ‘Make up’ Air Valve

Failsafe Position

Vanes Open

Valve Open

Valve Open













12:50:06 Marzo 2008-CFI 309

Stage 10 Turbine Cooling ‘Make-up’ Air Valve. Valve Open

Fuel Diverter Valve.

Fuel Return to Tank Valve.

Solenoid De-energised

Valve Closed - No return to tank

Ignition Relays

Probe Heater Relays

Ignition ‘On’

Heater ‘Off’

Thrust Reverser Control Unit.

Starter Air Valve

Reverser ‘Stowed’.

Valve ‘Closed’.

5









12:50:06 Marzo 2008-CFI 310

5



12:50:06 Marzo 2008-CFI 311

FADEC

The power supplies are normally provided by a ‘Dedicated Alternator’ mounted on the ‘External

Gearbox’.

EEC also utilises aircraft power supplies to operate some engine systems.

115 volts AC 400 hz supply for:

Engine Ignition System.




12:50:06 Marzo 2008-CFI 312

P2/T2 Probe ‘Anti-icing’ heater.

Should the Dedicated Alternator fail, the EEC will be supplied with 28 volts DC from the aircraft

Bus-bars.

28 volts DC from the same source will be used by the EEC during the start sequence until the

Dedicated Alternator comes ‘on-line’ at approximately 10% N2. Switching of the power supply source is automatically controlled by the EEC.





12:50:06 Marzo 2008-CFI 313

STATOR

ROTOR

Nacelle

Major Components: Air Inlet Cowl.

Fan Cowls (left and right hand).

‘C’ Ducts (left and right hand) which incorporate the ‘Thrust Reverser Unit’.

Combined Nozzle Assembly (CNA)

Access to Engine Mounted Units:




12:50:06 Marzo 2008-CFI 314

Access to Engine Mounted Units: Access to units mounted on the L.P. compressor (Fan) case and external gearbox is gained by opening

the hinged fan cowls.

Units mounted on the core engine are accessed by opening the ‘C’ ducts

Major Assemblies:Inlet Cowl.

Bolted to the L.P. Compressor (Fan) case.

2 & 3 - Fan Cowl Doors.

Secured to the pylon at 4 hinge points on each side.

4 & 5 - ‘C’ Ducts/Thrust Reverser.

Secured to the pylon at 4 hinge points on each side.

6 - Common Nozzle Assembly (C.N.A.)

Bolted to the rear flange of the turbine exhaust case.

7 & 8 - Engine Mounts.

Front mount - attached to intermediate case.

Rear mount - attached to turbine exhaust case.

P2/T2 PROBE

FAN AIR VALVEDISCHARGE





12:50:06 Marzo 2008-CFI 315

ANTI-CING ‘D’ CHAMBER

ALUMINIUM INLET COWLCARBON FIBRE

FAN COWL

CARBON FIBRE

‘C’ DUCT

TRANSLATINGCOWL

CARBON FIBRE

COMMON NOZZLEASSEMBLY (CNA)

ALUMINIUM &TITANIUM

V2500 NACELLE

COMMONNOZZLEASSEMBLY

RIGHT HAND‘C’ DUCT

(REVERSER)RIGHT HANDFAN COWLDOOR

PYLON



12:50:06 Marzo 2008-CFI 316

LEFT HAND‘C’ DUCT

(REVERSER)

HOLD OPENROD

INLET COWL

HOLD OPENROD

LEFT HANDFAN COWL

DOOR

NACELLE SYSTEM - DETAILS© International Aero Engines Inc 2000

ANTI-ICE DISCHARGE GRILLE

INTERPHONE JACK

TRANSLATING COWL ACTUATOR ACCESS

P2/T2 PROBE



12:50:06 Marzo 2008-CFI 317

AIR COOLEDOIL COOLER

STARTER AIRVALVE ACCESS &

PRESSURE RELIEFDOOR

DEOILER AIRDISCHARGEOVERBOARD

MASTER CHIPDETECTOR

STOWLOCKOUT

STOW LOCKOUTPIN STOWAGE

DRAIN MASTVENTILATIONEXIT GRILLE

NACELLE ACCESS PANELS AND DOORS

OILTANK SERVICE& PRESSURERELIEFDOOR




12:50:06 Marzo 2008-CFI 318PROPULSION UNIT - GENERAL ARRANGEMENT



12:50:07 Marzo 2008-CFI 320AFT ENGINE MOUNT


curso motores jet (alumnos)

Documents