Embed Size (px)
Citation preview
V2500 SISTEMAS DE MOTORES DE
COMBUSTION INTERNA
Ana Morales Sánchez
SISTEMA V2500
Es un turbofán que proporciona potencia de empuje a los aviones de la familia Airbus, fabricado por
importantes empresas la producción de motor
- Pratt & Whitney
- Rolls Royce
- Japanese Aero Engines Corporation
- MTU Aero Engines
ATA 71 PLANTA DE PODER
71-00 INTRODUCCION
NUMEROS DE VERSION DE MOTOR
Para una fácil identificación de las variantes presentes y futuras del V2500, International Aero Engines ha
introducido un nuevo sistema de designación de motores.
- Todos los motores retendrán V2500 como su nombre genérico.
- Los tres primeros caracteres de la designación completa son V25, identificado cada motor como un
V2500.
Las dos cifras siguientes indican la reted sea-level takeoff thrust (empuje nominal de despegue a nivel del mar)
del motor.
La siguiente letra indica el fabricante de la aeronave.
La última cifra representa el estándar mecánico del motor
Este sistema proporcionara una designación clara de un motor en particular, y también una forma simple de
agrupar por nombre, a motores con características similares.
El motor V2530-A5 es un motor turbofan de alto bypass ratio de flujo axial y dos ejes.
80% del empuje es producido por el fan
20% del empuje es producido por el núcleo del motor.
Su sistema de compresión cuenta con un fan de etapa única, un booster (reforzador) de cuatro etapas, y un
compresor de alta presión de diez etapas. El compresor LP (Baja presión) es impulsado por una turbina de baja
presión de cinco etapas y el compresor HP (Alta presión) por una turbina de dos etapas.
La turbina HP también impulsa una caja de engranajes que, a su vez, impulsa los accesorios montados en el
motor y la aeronave.
Los dos ejes están apoyados en cinco rodamientos principales.
El V2500 incorpora un Electronic Engine Control (EEC) (Control Electrónico de Motor) digital de autoridad total.
El sistema de control regula todas las funciones del motor, incluyendo el manejo de la potencia. El empuje de
reverso es obtenido al desviar la corriente de aire del fan mediante un inversor de empuje operado en forma
hidráulica.
DESCRIPCION DEL MOTOR
Trayectoria del Gas
Una imagen simplificada del motor es mostrada más adelante.
Todo el aire que ingresa al motor pasa a través de la inlet cowl (capota de entrada) hacia el fan.
A la salida del fan la corriente de aire se divide en dos flujos:
- S el flujo del motor central
- S el flujo by-pass (de desvío).
Flujo del Motor Central
El flujo del motor central pasa a través de los fixed inlet guide vanes (álabes guías fijos de entrada) hacia el
Compresor LP, el cual consta de 4 etapas en el motor V2500-A5, luego hacia el Compresor HP, la sección de
combustión y las turbinas HP y L.P y finalmente escapa hacia el Common Nozzle Assembly (C.N.A.) (Conjunto
de Boquilla Común).
Flujo By-pass
El aire de salida del fan (corriente fría) que ingresa al conducto by-pass pasa a través de los outlet guide vanes
(álabes guía de salida) del fan y fluye por el conducto by-pass para escapar hacia el C.N.A.
Nacela
La nacela asegura flujo de aire alrededor del motor durante su operación y también brinda protección para
el motor y accesorios.
Los principales componentes que constituyen la nacela son:
- S la capota de entrada de aire
- S las capotas del fan (izquierda y derecha)
- S Los conductos “C” que incorporan la hydraulically operated thrust reverser unit (unidad reversora de
empuje operada hidráulicamente).
- S El Combined Nozzle Assembly (CNA)
Common Nozzle Assembly (CNA)
El escape “caliente” del núcleo del motor y el flujo by--pass “frío” son mezclados en el C.N.A. antes de pasar a
través de la boquilla de propulsión única hacia la atmósfera.
ÁREAS DE RIESGO DEL MOTOR
ATA 73 CONTROL Y COMBUSTIBLE DEL MOTOR
73--20 PRESENTACION DE FADEC
FADEC GENERAL
FADEC = Full Authority Digital Engine Control (Control Digital de Motor de Autoridad Total)
GENERAL
El sistema Full Authority Digital Engine Control (FADEC) proporciona un rango completo de control del motor
para alcanzar su desempeño durante operaciones estables y transigentes, al ser operado en combinación
con los sub--sistemas de la aeronave.
El sistema FADEC consta de:
- Una unidad FADEC de canal dual (EEC)
- Unidad Medidora de Combustible;
- Alternador Magnético Permanente Dedicado;
- Sistemas de actuación de stator vanes (álabes estatores), de sangrados de motor, de Active Clearance
Control (Control Activo de Tolerancia), de aire de enfriamiento de la 10ª etapa, y de control de manejo
del calor del motor y del IDG; sensores; arnés eléctrico; componentes del sistema de arranque y
componentes del sistema reversor.
El Electronic Engine Control (EEC) es una unidad aislada de vibración y enfriada por aire, montada en la
cubierta del fan del motor. Sus sistemas de aislación de vibración y de enfriamiento están específicamente
diseñados para proporcionar un entorno protegido y controlado que sea completamente compatible con los
componentes electrónicos.
NOTA:
No hay ajustes posibles en el sistema FADEC (por ej. Ralentí, Potencia Parcial, etc.)
FUNCIONES DE FADEC
El sistema FADEC opera compatiblemente con sistemas aplicables de la aeronave para desempeñar las
siguientes funciones:
1 Control del generador de GAS para operaciones estables y operación transigente del motor dentro de límites
seguros.
-- Control del flujo de combustible
-- Programas de aceleración y des--aceleración
-- Programas de Variable Stator Vane (VSV) (álabe estator variable) y (Booster Stage Bleed Valve) (BSBV)
(Válvula Bleed de Etapa Booster)
-- Control de tolerancia de turbinas (HP/LP)
-- Control del aire de enfriamiento de la 10ª etapa
-- Configuración de ralentí.
2 Protección de los límites del motor
-- Protección de sobre velocidad del motor en cuanto a velocidad del fan y velocidad del núcleo para
prevenir que el motor funcione por sobre líneas rojas certificadas
-- Monitoreo de temperatura de los gases de escape de la turbina del motor (EGT)
3 Manejo de la potencia
-- Control automático del engine thrust rating (valor nominal de empuje del motor)
-- Cómputo de límites de parámetros de empuje
-- Manejo manual de potencia a través de valores nominales constantes versus posición de la palanca de
aceleración
-- Manejo automático de la potencia mediante ajuste directo de la potencia del motor a la demanda del
sistema de empuje automático.
4 Secuenciación del arranque automático del motor
-- Control de válvula de aire del motor de partida ON/OFF
-- Control de válvula HP de combustible (ON/OFF en tierra, ON en vuelo)
-- Control de programa de combustible
-- Control de ignición (ON/OFF)
-- Monitoreo de EPR, N1, N2, WF, EGT
-- Capacidad de Abortar/Reciclar en tierra.
5 Control del thrust reverser (reversor de empuje)
-- Control de la actuación del thrust reverser (despliegue y guardado)
-- Control de potencia del motor durante operación del reversor.
- Configuración ralentí del motor durante transiente del reversor.
-- Control de potencia máxima de reverso en posición completamente atrás de la palanca de aceleración.
-- Comando Restow (re--guardar) en caso de despliegue no comandado.
-- Comando de Redeploy (re--despliegue) en caso de guardado no comandado.
6 Transmisión de parámetros del motor para indicación del cockpit
-- Parámetros primarios del motor
-- Estado del sistema de arranque
-- Estado del sistema thrust reverser
-- Estado del sistema FADEC.
7 Transmisión de parámetros de monitoreo de la condición del motor.
8 Detección, aislación, acomodación y memorización de sus fallas internas de sistema.
9 Control de la válvula de retorno y desviación de combustible
FADEC controla el retorno ON/OFF hacia el estanque de la aeronave en relación con:
-- Temperaturas de aceite del motor, aceite de IDG y del combustible
-- Configuración del sistema de combustible de la aeronave
-- Fases de vuelo.
Unidad Medidora de Combustible
La unidad medidora de combustible (Fuel Metering Unit) (FMU) proporciona control de flujo de combustible
para todas las condiciones operativas.
La regulación variable de combustible es proporcionada por la FMU mediante comandos desde el EEC a un
torque motor controlado por servo drive. Resolvers de posición proporcionan feedback al EEC. La FMU tiene
previsto dirigir el exceso de combustible, por sobre los requerimientos del motor, hacia la válvula desviadora
de combustible a través de un loop bypass.
P/B’S Y SWITCHES DE CONTROL DEL MOTOR
Engine Mode Selector (Selector de Modo del Motor)
Posición CRANK:
-- Selecciona potencia FADEC.
-- Permite motor iniciar en seco y con combustible (la ignición no está disponible).
Posición IGNITION/START:
-- Selecciona potencia FADEC
-- permite arranque del motor (manual y automático).
Posición NORM:
-- Potencia FADEC seleccionada en OFF (Si el motor no está en funcionamiento)
Engine Master Lever (Palanca Maestra del Motor)
Posición OFF:
-- Cierra la válvula de combustible HP en la FMU y la válvula de combustible LP y resetea la EEC.
Posición ON:
-- Arranca el motor en modo automático (cuando el selector de modo está en IGNITION/START).
-- selecciona combustible y encendido durante procedimiento de arranque manual.
Manual Start P/B (P/B de Arranque Manual)
-- Controla la válvula de partida (cuando el selector de modo está en posición
IGNITION/START o CRANK).
FADEC GND PWR P/B (P/B de potencia en tierra de FADEC)
Posición ON:
-- Selecciona potencia FADEC
N1 MODE P/B (P/B de Modo N1)
Posición ON:
-- Cambia el EEC desde Modo EPR a Modo N1
ATA 77 INDICACIONES
77--00 PRESENTACION DE INDICACIONES DEL MOTOR
INDICACION GENERAL
Pantalla Primaria del Motor
Los parámetros primarios del motor enumerados más abajo son permanentemente mostrados en la
EngineWarning Display (E/WD) (Pantalla de Motor y Warnings):
- S Engine Pressure Ratio (EPR) (Razón de Presión de Motor)
- S Exhaust Gas Temperature (EGT) (Temperatura de Gases de Escape)
- S N1 (rotor de baja velocidad)
- S N2 (rotor de alta velocidad)
- S FF (fuel flow) (flujo de combustible)
Después de 5 min del power up test (test de encendido) la indicación es exhibida en ámbar y los parámetros
son reemplazados por cruces en ámbar (XX). La indicación normal puede ser obtenida usando los switches
FADEC GRD PWR, uno para cada motor en el panel de mantenimiento, o el switch MODE SELECTOR en el
panel del Motor en el pedestal en posición CRANK o IGN/START para ambos motores.
Si una falla ocurre en cualquier indicación mostrada, la indicación es reemplazada por cruces ámbar, el
indicador análogo y las marcas en el círculo desaparecen, el círculo se vuelve ámbar.
Sólo en caso de determinadas fallas del sistema y fases de vuelo un mensaje de warning aparece en el Engine
Warning Display (Pantalla de Warning del Motor).
Pantalla Secundaria del Motor
La pantalla inferior muestra los parámetros secundarios del motor enumerados más abajo. La página del
motor está disponible para mostrarse comandada, manual o automáticamente durante arranque del motor o
en caso de falla de sistema:
- S Total FUEL USED (total de combustible usado)
- Para más información vea ATA 73
- S OIL quantity (cantidad de aceite)
- Para más información vea ATA 79
- S OIL pressure (presión de aceite)
- Para más información vea ATA 79
- S OIL temperature (temperatura de aceite)
- Para más información vea ATA 79
- S Posiciones de la válvula del motor de partida, la presión del ducto del motor de partida y durante
eng start up (partida de motor), el sistema operativo de ignición (SOLO EN LA PARTIDA DE MOTOR)
- S En caso de alta temperatura de la nacela una indicación es proporcionada debajo de la indicación
de oil temp. (temperatura de aceite) del motor.
- S Vibración del Motor -- de N1 y N2
- S Como warnings por problemas de sistema solamente:
OIL FILTER CLOG (bloqueo del filtro de aceite)
Fuel FILTER CLOG (bloqueo del filtro de combustible)
No. 4 BRG SCAV VALVE (válvula de barrido del rodamiento No.4) con posición de la válvula.
h
ATA 72 MOTOR
72-00 PRESENTACION DEL MOTOR
RODAMIENTOS PRINCIPALES DEL MOTOR
Los 5 rodamientos están ubicados en 3 compartimientos de rodamiento.
Compartimiento delantero de rodamientos
El compartimiento delantero de rodamientos está ubicado al centro del case intermedio, y alberga los
rodamientos No. 1, 2 & 3.
Compartimiento central de rodamientos
El compartimiento central de rodamientos está ubicado en el case del difusor/combustor y alberga el
rodamiento No. 4.
Compartimiento trasero de rodamientos
El compartimiento trasero de rodamientos está ubicado en el case No.5 del escape de la turbina.
El rotor de Baja Presión o N1, está apoyado por tres rodamientos:
S Rodamiento 1 (Rodamiento de bolas axial de pista única).
S Rodamiento 2 (Rodamiento de rodillos de pista única que utiliza amortiguación por aceite “squeeze
film”).
S Rodamiento 5 (Rodamiento de rodilos de pista única que utiliza amortiguación por aceite “squeeze
film”).
El rotor de Alta Presión o N2 está apoyado por dos rodamientos:
S Rodamiento 3 (rodamiento de bolas axial montado en un amortiguador hidráulico que está centrado
por una serie de spring rods (varillas con resortes)(“Squirrel Cage”)).
S Rodamiento 4 (Rodamiento de rodillos de pista única).
COMPARTIMIENTO DELANTERO DE RODAMIENTOS
Los rodamientos No. 1, 2 y 3 están ubicados en el compartimiento delantero de rodamientos, que está al
centro del módulo intermedio 32.
El compartimiento es sellado usando sellos de carbono apoyados por aire y un sello llenado por aceite
(hidráulico) entre los dos ejes. Este sello es apoyado por aire de la 8ª etapa.
La caída de presión adecuada a través de los sellos asegurar un sellado satisfactorio. Esto se logra ventilando
el compartimiento, por un tubo externo, hacia el deoiler(separador de aceite).
Impulso de la Caja de Engranajes
El stubshaft (eje) HP, que está axialmente ubicado por el rodamiento No 3, tiene en su extremo frontal un bevel
drive gear (engranaje impulsor cónico) que proporciona el impulso, para la caja de engranajes de accesorios
principal mediante el eje de torre.
El stubshaftHP se separa delmódulo del compresorHPen el curvic coupling (acoplamiento curvo) y permanece
como parte del módulo del case intermedio.
Descripción
El dibujo de más abajo muestra detalles de los rodamientos No 2 y No 3.
Una phonic wheel (rueda fónica) está unida al stubshaft LP, este interactúa con la probeta de velocidad para
proporcionar señales de velocidad del eje LP (N1) al EEC y a la Engine Vibration Monitoring Unit (EVMU)
(Unidad de Monitoreo de la Vibración del Motor), la cual está montada en la aeronave.
El sello hidráulico previene que la filtración de aceite desde el compartimiento pase hacia atrás entre los ejes
HP y LP.
El rodamiento No 3 es amortiguado hidráulicamente. El flujo de aceite para la amortiguación del rodamiento
No. 3 es mantenido a la presión completa del suministro de aceite mientras que el resto del flujo pasa a través
de un restrictor para bajar la presión. Esto permite diámetros de inyección mayores para facilitar el control de
la tolerancia del flujo.
El aro exterior del rodamiento está apoyado por una serie de dieciocho springrods que permiten un leve
movimiento radial del rodamiento.
El rodamiento es centralizado por los rods (varillas) y cualquier movimiento radial es amortiguado por presión
de aceite suministrada a un annulus (anillo) alrededor del aro exterior del rodamiento.
El engranaje impulsor de la caja de engranajes está splined (sujeto con lengüetas) al eje HP y retenido por la
rosca del rodamiento No 3.
COMPARTIMIENTO DEL RODAMIENTO NO 4
El compartimiento del rodamiento No 4 está situado en un ambiente de alta temperatura y alta presión al
centro de la sección de combustión.
El compartimiento del rodamiento es protegido de la irradiación del calor por un escudo térmico y por aire.
El compartimiento del rodamiento No. 4 es enfriado por aire de la 12ª etapa.
Aire de la 12ª Etapa (Buffer Air -- Aire de Protección)
Este suministro de aire de la 12ª etapa (llamado “buffer air”) es admitido al espacio entre la cámara y el primer
escudo térmico. El aire de la 12ª etapa es enfriado por aire del fan mediante el enfriador de buffer air,
ubicado en el lado izquierdo trasero del motor.
El buffer air es descargado desde los espacios de enfriamiento cerca del lado corriente arriba de los sellos de
carbono, creando un área de aire más frío desde la cual la filtración del sello es obtenida. Esto se traduce en
una temperatura aceptable del aire que se filtra en el compartimiento del rodamiento.
Los rangos de flujo del buffer air son controladas por restrictores en la salida de los conductos de enfriamiento.
NOTE:
El nivel de presión interna del compartimiento del rodamiento es determinado por el área de la válvula
variable de barrido (válvula de barrido del rodam.No 4 descrita en el sistema de aceite). Esta válvula actúa
como restrictor variable de la línea de ventilación / barrido del compartimiento.
NOTE:
Un agujero de drenaje es proporcionado para indicar una posible filtración en el compartimiento del
rodamiento No 4. Está ubicado en el escape en la posición 5 hrs. (parte trasera mirando hacia adelante)
Enfriador del aire de la 12ª etapa (BUFFER AIR)
El enfriador de aire del compartimiento del rodamiento No. 4 está instalado en el case de la turbina.
El intercambiador es sostenido por los flanges en su conducto.
l
COMPARTIMIENTO TRASERO DE RODAMIENTO
El compartimiento trasero de rodamiento está ubicado al centro del módulo de la turbina LP (módulo 50) y
alberga al rodamiento No 5 que apoya el rotor de la turbina LP.
El compartimiento está sellado en el extremo frontal por un sello de carbono apoyado por aire de la 8ª etapa.
En la parte trasera hay una tapa protectora simple con un 0-ring y un escudo térmico aislado térmicamente,
ambos asegurados por los mismos doce pernos .Dentro del eje LP hay un tapón pequeño tipo disco con un
sello de 0-ring, asegurado por un spring clip (abrazadera de resorte).
No hay flujos de aire o aceite por dentro del eje LP.
La ventilación separada no es necesaria para este compartimiento porque con sólo un sello de carbono el
flujo de aire inducido por la bomba de barrido otorga la caída de presión requerida por todo el sello.
El compartimiento está cubierto por un escudo térmico aislante.
MODULOS DEL MOTOR
Los módulos del motor son:
31 el módulo del fan
32 el módulo del case intermedio,
40/41 el módulo del compressor de alta presión & del difusor/combustor,
45 la turbina de alta presión,
50 la turbina LP (Low Pressure -- de baja presión)
60 la accessory drive gearbox (la caja de engranajes de impulsión de accesorios).
Note:
Los números demódulo se refieren a la referencia del cápitulo ATA para ese módulo.
Módulo del Fan
Consiste en un single stage, wide--chord, shroudless fan (fan sin mid span, de cuerda ancha y de etapa única)
y un hub.
Módulo Intercase
Consiste en la fan containment case (carcasa de contención del fan), los exit guide vanes (EGV) (álabes guía
de salida) del fan, case intermedio, booster (reforzador),low spool stubshaft (eje de transmisión de baja), el
accessory gearbox towershaft drive assembly (conjunto de transmisión del towershaft de la caja de
accesorios), high spool stubshaft (eje de transmisión de alta) y la station 2.5 bleed valve (BSBV) (válvula de
sangrado de la estación 2.5). El booster consiste en los inlet stators (estatores de entrada), rotor assembly
(conjunto rotor), y outlet stators (estatores de salida). El compartimiento (delantero) de los rodamientos No. 1, 2
y 3 está incorporado en el módulo y contiene los rodamientos de soporte para los low spool and high spool
stubshafts (ejes de transmisión de baja y de alta).
Compresor de Alta Presión
El compresor HP es un módulo de flujo axial de diez etapas. Se compone del drum rotor assembly (conjunto
rotor de tambor), la case delantera que alberga los stator vanes (álabes estatores) variables y la case trasera
que contiene los estatores fijos y forma los manifolds de sangrado.
Módulo del Difusor/Combustor
La sección de combustión consta principalmente de la case del difusor, un anular two piece combustor
(cámara de combustión anular de dos piezas), con 20 inyectores de combustible y 2 ignitores. Los exit guide
vanes del compresor de alta presión y el compartimiento del rodamiento No. 4 también son parte del módulo.
Las principales características del módulo incluyen un close--coupled prediffuser y combustor (pre--difusor y
combustor de acoplamiento exacto) que proporcionan low velocity shroud air (aire deflectado de baja
velocidad) para alimentar los liners del combustor y minimizar pérdidas de rendimiento.
Turbina de Alta Presión
La turbina de alta presión es una turbina de dos etapas e impulsa al compresor HP y la accessory gearbox. El
control activo de tolerancia (ACC) es usado para controlar tolerancias de los sellos y para proporcionar
enfriamiento estructural.
Turbina de Baja Presión
La turbina de baja presión es unmódulo de cico etapas. El control activo de tolerancia (ACC)es usado para
controlar tolerancias de los sellos y para proporcionar enfriamiento estructural Accessory Drive Gearbox (caja
de engranajes de impulsión de accesorios) La accessory gearbox transmite poder desde el motor paramover
los accesorios del motor y de la aeronave. Estos incluyen bombas de combustible, de aceite y de presión
hidráulica y generadores eléctricos de potencia para el EEC (PMA) y para la aeronave (IDG). La gearbox
también incluye la dotación para unmotor de partida, que es usado para impulsar el eje N2 para el arranque
del motor.
MODUL0 31 (MODULO DEL FAN)
El Módulo 31 es el conjunto completo del Fan y consta de:
S 22 wide-cord ,titanium shroudless hollow fan blades (22 blades de fan huecos de titanio, sin mid span y de
cuerda ancha)
S 22 annulus fillers (22 espaciadores con forma circular)
S el titanium fan disc (disco de titanio del fan)
S los blade retaining rings (anillos retenedores de blades) delanteros y traseros
Los blades son retenidos en el disco radialmente por la dovetail root.
La retención axial es proporcionada por los blade retaining rings delanteros y traseros.
La remoción/reemplazo de blades es lograda removiendo el blade retaining ring delantero y deslizando el
blade por la ranura dovetail en el disco.
El annulus interior del fan está formado por 22 annulus fillers.
Cono de Nariz
El cono de fibra de vidrio facilita el flujo de aire hacia el fan. Está asegurado al blade retaining ring delantero
por 18 pernos. El cono de nariz es balanceado durante la fabricación aplicando pesos en su superficie interior.
El cono de nariz no es calefaccionado. La protección contra hielo es proporcionada por una soft rubber cone
tip (una goma suave en la punta del cono). El reborde del perno de retención del cono de nariz es carenado
por un fairing (carenado) de titanio que está asegurado por 6 pernos.
Note :
Tenga cuidado al remover los pernos de retención del cono de nariz. Pesos de balance podrían estar unidos a
algunos de los pernos. La posición de los pesos debe ser marcada antes de la remoción para asegurar que
sean re--ubicados en la misma posición.
Annulus Fillers (Espaciadores de Anillo)
Los blades no tienen plataformas integrales para formar el borde del annulus interno de la trayectoria del gas.
Esta función es cumplida por annulus fillers que están ubicados entre pares vecinos de blades. El material de
los fillers es aluminio.
Cada annulus filler tiene un hooked trunnion (espiga enganchada) en la parte trasera y un dowel pin (pasador
de espiga) y un pasador en la parte delantera. El trunnion trasero es insertado en un agujero en el blade
retaining ring trasero. Los pasadores delanteros son insertados en agujeros en el blade retaining ring delantero.
Los fillers están radialmente ubicados junto a los blade retaining rings delanteros y traseros.
Cada filler está asegurado al blade retaining ring delantero por un perno. Para minimizar la filtración de aire,
entre los fillers y los aerofoils (perfiles aerodinámicos),hay un sello de goma pegado a cada lado del filler.
Disco del Fan
El disco del fan es impulsado a través de una curvic coupling (unión curva) que lo sujeta al stubshaft LP. La
curvic coupling radialmene ubica e impulsa el disco del fan. Durante la fabricación del disco del fan, este es
dinámicamente balanceado con la remoción de metal de una land (superficie entre estrías) en el disco.
REMOCION DEL CONO DE ENTRADA
Una herramienta especial es usada para remover el Inlet Cone (cono de entrada) para prevenir que se dañe,
según se muestra más abajo.
NOTE: El cono de entrada está hecho de fibra de vidrio.
REMOCION / INSTALACION DE BLADES DEL FAN
Remoción
El cono de nariz está asegurado al blade retaining ring delantero por 18 pernos. Tenga cuidado al remover los
pernos de retención del cono de nariz. Pesos de balance pueden estar amarrados a algunos de los pernos. La
posición de estos pesos debe ser marcada antes de la remoción para asegurar que sean re--ubicados en la
misma posición.
El blade retaining ring está asegurado al disco del fan por un anillo de 36 pernos. Un segundo anillo (exterior)
de pernos pasa a través del blade retaining ring y lo atornilla a cada uno de los 22 annulus fillers. Ambos anillos
de pernos deben ser removidos antes de intentar remover el retaining ring delantero.
Después que todos los pernos de seguridad (22+36) hayan sido removidos, el retaining ring puede ser
removido atornillando pusher bolts (pernos que empujan) en los 6 orificios con hilo proporcionados para este
propósito.
Los pesos de balance, si se requiere, están ubicados en el retaining ring. Las posiciones de los blades del fan y
el annulus filler no son identificadas. Por esta razón es importante identificar la posición del blade y del annulus
filler, en realación a las ranuras numeradas en el disco antes del desmontaje. Remueva los annulus fillers a
ambos lados del blade a ser removido. Los annulus fillers pueden ser removidos como sigue:
S levante el extremo delantero del annulus filler 3 a 4 pulgadas.
S tuerza el annulus filler alrededor de 60 grados en sentido contrario a las agujas del reloj (CCW)
S tire el annulus filler hacia adelante para despejar los blades
El blade a ser removido puede luego ser tirado hacia adelante para despejar el dovetail slot.
Instalación
Después que el nuevo blade y el annulus fillers son colocados, el blade retaining ring delantero puede ser
colocado.
El blade retaining ring delantero solo puede ser colocado en una posición que es determinada por tres off-set
locating dowells (espigas guías desplazadas) en el disco del fan. Cuando el retaining ring es colocado en el
disco del fan, la letra T, estampada en el retaining ring, identifica la posición No 1 del blade del fan.
NOTE :
La inspección/reparación de blades del fan es descrita en AMM 72-31-11 Page block 800.
NOTE :
El moment weight del blade del fan está escrito en la superficie de la raíz.
72-31-11 REPARACION DE BLADES DEL FAN
INSPECCION/REPARACION DE BLADES DEL FAN
Antes de que cualquier reparación se lleve a cabo, se debe hacer referencia al Capítulo AMM72-31-11 Page
Block 800.
Reparación de Daño en los Blades del Fan del Compresor de Baja Presión (LPC -- Low Pressure Compressor)
por Remoción Local de Material
CAUTION :
S USTED DEBE USAR RUEDAS, PIEDRAS Y LIJAS ABRASIVAS DE TIPO CARBURO DE SILICIO, PARA RECTIFICAR,
ESMERILAR Y PULIR ESTECOMPONENTE.
S SI EL MATERIAL MUESTRA UN CAMBIO DE COLOR, A UNO MAS OSCURO QUE UN LIGHT STRAW COLOR,
EL COMPONENTE DEBE SER RECHAZADO.
S NO USE FUERZA CON CUTTERS (CORTADORES) MECANICOS, O EL MATERIAL SE CALENTARA
DEMASIADO.
S LOS BLADES DEL FAN DEL COMPRESOR LP DEBEN SER REPARADOS APENAS EL DAÑO O DESGASTE ES
MONITOREADO PARA DEVOLVER LA EFICIENCIA DEL COMPRESOR LP Y EXTENDER LA VIDA DEL BLADE
ROTOR.
S ELNUMEROMAXIMODEBLADESRECTIFICADOSPARA UNSET DEFAN BLADES DEL COMPRESOR LP ES EL
EQUIVALENTE A TRES BLADES RECTIFICADOS AL LIMITE MAXIMO.TODOS LOS BLADES RESTANTES NO DEBEN
SER RECTIFICADOS
S EL NUMEROMAXIMODE BLADES RECTIFICADOSDEBE SEROBEDECIDO PARA PREVENIR UN RIESGO DE
VIBRACION DEL MOTOR.
PROCEDIMIENTO
NOTE :
Esta reparación le permite scallop (rebajar) el borde de ataque, remover daño de la superficie del airfoil y si
daño es encontrado en la Zona AD, entonces usted debe rectificar paralelo al borde de ataque para remover
cualquier material en el área reparada por remoción de material
A. Limpie los Blades Químicamente
( 1 ) Use limpiador Alcali (Material No. V01--300), limpiador Alcali (Material No. V01--339) o limpiador Alcali
(Material No. V01--422) y prepare la solución (Ref. AMM TASK 70--11--50--100--010).
( 2 ) Lave el área reparada con un paño empapado en la solución.
( 3 ) Use un paño empapado en agua fría limpia hasta que el área esté completamente limpia.
( 4 ) Si es necesario, repita los pasos (2) y (3).
( 5 ) Limpie el área con un paño seco y limpio
B. Haga un Local Penetrant Crack Test (Test Penetrante Local de Cracks) en los Blades Dañados.
( 1 ) Use penetrante fluorescente (Material No. V06--022) y haga una inspección penetrante del área dañada
(Ref. SPM 702305).
C. Examine el Airfoil del Blade
( 1 ) Examine el airfoil del blade para ver indicaciones de cracks. Use binocular X10 bajo una luz ultra violeta.
( a ) Si un blade está fisurado, rechácelo.
( 2 ) Examine el blade para ver daño (Ref. TASK 72--31--11--200--010).
( a ) Si un blade está dañado, haga el paso (4.D.) que viene a continuación.
PROCEDIMIENTO
D. Remueva Daño Local en el Borde de Ataque (Ref. Fig. 804 / TASK 72--31--11--991--174)
( 1 ) Remueva daño en el borde de ataque removiendo material mínimo .Continúe removiendo daño hasta
que todo el daño sea removido. Use equipo portable para rectificar.
NOTE:
Si el daño es visto en la Zona AD, usted debe rectificar el daño en paralelo al borde de ataque del blade,
para remover cualquier material sobre el área reparada.
NOTE:
Si usted rectifica en la Zona AD, solo puede tener un scallop (rebaje en forma de arco) en la Zona AC. La Zona
AA y Zona AB, pueden tener cada una un scallop, independientemente de la reparación de las Zonas AD y
AC.
( 2 ) Remueva el daño según sea necesario en la superficie del airfoil removiendo material minimo. Continúe
removiendo hasta que todo el daño sea removido. La profundidad máxima para remover el daño no debe
ser más de 0.015 in. (0.38 mm). El diámetro del área reparada debe ser 50 veces la profundidad.
( 3 ) Alise las áreas reparadas. Asegúrese que todas las marcas de daño sean completamente removidas y
que el acabado de la superficie seael mismo que el material adyacente. Use lija a prueba de agua (Material
No.V05--021 ), lija a prueba de agua (Material No. V05--020) y/o lija a prueba de agua (Material No. V05--064).
( 4 ) Pula las áres reparadas, para remover rayaduras y hacer que el acabado de la superficie sea el mismo
que el material adyacente. Use lija a prueba de agua (Material No. V05--021), lija a prueba de agua
(MaterialNo. V05--020) y/o lija a prueba de agua (Material No. V05--064).
NOTE : El último pulido debe ser hecho en dirección radial.
PROCEDIMIENTO
E. Examine los Blades del Fan del Compressor LP
( 1 ) Visualmente examine y mida las dimensiones del scallop en el borde de ataque y la superficie del airfoil.
Asegúrese que la profundidad máxima de la reparación en la superficie del airfoil no sea más de 0.015
in.(0.38mm). Deseche los blades, si no están en los límites especificados. Use equipo de inspección de taller.
F. Haga un Local Penetrant Crack Test en los Blades Dañados.
( 1 ) Use penetrante fluorescente (Material No. V06--022) y haga una inspección penetrante del área dañada
(Ref. SPM 702305).
G. Identifique la Reparación
( 1 ) Una entrada en la bitácora es necesaria cuando usted ha completado esta reparación. EscribaVRS1506
en la bitácora delmotor.
( 2 ) En la próxima visita a taller haga una marca VRS1506 adyacente al número de la pieza. Use equipo vibro--
engraving (de vibro--grabado).
NOTE:
Los Blades reparados según este plan, deben ser swab etched (removidos nuevamente) e inspeccionados
como se especifica en (Ref. EM 72--31--11--300--025) (VRS1026) y glass bead peened en la próxima visita a
taller, según las instrucciones especificadas en (Ref. EM 72--31--11-- 300--016) (VRS1724).
MODULO 32 CASE INTERMEDIO
Case del Fan
El case del fan proporciona un recubrimiento de titanio alrededor del rotor del fan y forma el annulus externo
del conducto de corriente fría.
Outlet Guide Vanes del Compressor LP
El flujo de aire de control aerodinámico dentro del conducto de corriente de aire frío es logrado por 60 vanes
fabricados en aluminio. Los vanes consisten en 20 segmentos, cada uno conteniendo 3 vanes. Ambos lados
de los vanes están sujetos a las plataformas exteriores e interiores. La plataforma exterior está atornillada al
case del fan y la plataforma interior está unida con pasadores al shroud ring exterior del conjunto estator de la
etapa 2.5 del compresor LP.
Booster Stage bleed valve (BSBV) (Válvula bleed de la
Etapa de Refuerzo)
El mecanismo de la válvula bleed está apoyado por la
estructura intermedia y el anillo exterior de vanes de la
etapa 2.5.
Dos actuating rods (varillas de actuación) que son
individualmente motivadas por actuadores le permiten un
movimiento axial al anillo de la válvula mediante 2 power
arms (brazos de potencia).
MODULO 40 COMPRESOR HP
El compressor HP tiene 10 etapas. Utiliza variable inlet guide vanes en la entrada a la etapa 3 y variable stator
vanes en las etapas 3, 4 y 5. El case delantero que alberga las etapas 3 a 6, está hecha en dos mitades que se
apernan juntas a lo largo de flanges horizontales. Está apernado a la case intermedio (módulo 32) en la parte
delantera y al case exterior en la parte trasera.La cubierta trasera del compresor tiene carcasas interiores y
exteriores, como se muestra. Flanges en el case interior forman manifolds anulares que proporcionan tomas de
aire en las etapas 7 y 10.
Note:
En el V2500-A1 los Inlet Guide Vanes y las etapas 3, 4, 5 & 6 son variables.
SECCION DE COMBUSTION
La sección de combustión incluye la sección del difusor, los liners internos y externos de combustión, y el
conjunto del rodamiento No 4.
Case del Difusor
La sección del difusor es una pieza estructural primaria de la sección de combustión.
La sección del difusor tiene 20 superficies de montaje para la instalación de los inyectores de combustible.
También tiene dos superficies demontaje para las dos bujías.
Liners de Combustión
El liner de combustión está formado por los liners internos y externos.
El liner externo esta ubicado por cinco locating pins que pasan a través del case del difusor.
El liner interno de combustión está sujeto al conjunto de nozzle guide vanes(álabes guía de boquilla) de la
turbina.
Los liners internos y externos están fabricados con metal laminado con 100 segmentos separados de liner
sujetos a la superficie interior. Los segmentos pueden ser reemplazados independientemente.
TURBINA HP (HIGH PRESSURE -- ALTA PRESION)
Make up air valve de la 10ª etapa
La válvula de dos posiciones ON/OFF de la etapa 10 está apernada al manifold de la10ª etapa en la parte
superior del case del compresor del motor.
Propósito
El make up air se descarga en el área alrededor del case del rodamiento No 4 y complementa los flujos de
aire normales en esta área y aumenta el flujo de enfriamiento que pasa a la 2ª etapa de turbina HP.
Todos los airfoils de la HPT (High Pressure Turbine) (turbina de alta presión) son enfriados por flujo secundario de
aire
Los blades de la HPT de la primera etapa son enfriados por el aire de descarga del HPC (High Pressure
Compressor) que fluyen a través del conjunto de conducto de la primera etapa de HPT. Los vane clusters
(bloques de álabes) de la segunda etapa son permanentemente enfriados por aire de la 10ª etapa del
compresor mezclado con thrust balance seal vent air suministrado externamente. El aire de la 10ª etapa es
suministrado a través de 4 tubos (2 tubos en cada lado del motor) El aire de enfriamiento de la segunda etapa
de la HPT es una mezcla de aire de descarga del HPC y de la 10ª etapa de compresor (make up air). Este aire
semueve a través de orificios en el sello de aire de la primera etapade la HPT y del hub delantero de la turbina
hacia el área entre los hubs. El aire luego ingresa en la raíz del segundo blade y sale por los orificios de
enfriamiento
Sistema “Make--up” Air de la 10ª Etapa
Introducción
El make up air descarga en el área alrededor del case del rodamiento No 4 y complementa los flujos normales
de aire en esta área y aumenta el flujo de enfriamiento que pasa a la 2ª etapa de turbina HP.
El aire de enfriamiento usado es tomado desde el manifold de la 10ª etapa, y es controlado por una válvula
de dos posiciones operada neumáticamente.
La posición de la válvula es controlada por la E.E.C. como una función de N2 y altitud corregida.
Operación
Señales de la E.E.C. energizarán/desenergizarán la
solenoid control valve . Esto direcciona a los
suministros servo neumáticos colocar la válvula de
aire de la 10ª etapa en la posición open/close.
En la posición abierta (solenoide desenergizado) la
válvula le permite al aire de la 10ª etapa fluir, a
través de dos tubos de salida, por el lado izquierdo y
derecho del case del difusor y luego ingrasar al
motor por toda el área del difusor. El aire luego
descarga en el área alrededor del case del
rodamiento No 4.
NOTE: La E.E.C. mantendrá la válvula de aire abierta
en todas las fases operativas excepto cruise
(crucero). La válvula incorpora 2microswitches para
transmitir la posición de la válvula al canal A & B de
la E.E.C . La posición “fail safe” es valve open (válvula abierta), solenoid de—energised (solenoide
desenergizado).
MAKE UP AIR VALVE DE LA 10ª ETAPA
La válvula de dos posiciones ON/OFF de la etapa 10, está apernada al manifold de la 10ª etapa en la parte
superior del case del compresor del motor
La válvula está equipada con un indicador de posición (cerrada o abierta).
COMMON NOZZLE ASSEMBLY (CNA) (CONJUNTO DE BOQUILLA COMUN)
General
El sistema de escape combinado recoge dos flujos de aire.
El primero es el flujo de aire frío, que es el aire bypass del fan.
El segundo es el flujo de aire caliente, que viene del core del motor.
El sistema de escape combinado está compuesto del common nozzle assembly y el cono del escape del
motor.
S El colector común del escape admite los flujos de gas caliente y frío. Estos flujos de gas luego salen hacia la
atmósfera a través de la boquilla común.
S La boquilla forma un conducto convergente que aumenta la velocidad del gas mezclado para dar empuje
hacia adelante.
S El cono del escape del motor forma el contorno interno del colector del escape de la boquilla común. Está
hecho de un panel perforado de honeycomb inco
625 soldaduras para atenuación de sonido, un anillo de fijación y un panel de cierre.
S Sellos de interface proporcionan sellado entre el colector del escape, el thrust reverser y el pylon.
El escape del flujo de aire frío es parte del sistema thrust reverser descrito en 78--30--00. Cuando el thrust
reverser opera, los flujos caliente y frío se dividen y siguen en direcciones diferentes.
ANGLE AND MAIN GEARBOX (CAJA DE ENGRANAJES ANGULAR Y PRINCIPAL)
El conjunto de caja de engranajes de alumino fundido transmite potencia desde el motor para proporcionar
impulsos para los accesorios montados en las caras delanteras y traseras de la caja de engranajes.
Durante el arranque del motor la caja de engranajes también transmite potencia desde el motor de partida
neumático hacia el motor. La Gearbox también proporciona un hand cranking (movimiento manual con una
manivela) para el rotor HP (N2) para operaciones de mantenimiento. LaGearbox está montada por 4
conexiones flexibles en la parte inferior del fan case.
Main gearbox 3 conexiones
Angle gearbox 1 conexión
Características:
Cara Delantera
S Unidades de transmisión reemplazables individualmente
S Magnetic chip detectors (detectores magnéticos de chips)
S Main gearbox 2 magnetic chip detectors
S Angle gearbox 1 magnetic chip detector
S De--oiler (separador de aceite)
S Pneumatic starter (motor de partida neumático)
S Generador/alternador Dedicado
S Bomba hidráulica
S Bomba de presión de aceite
Cara Trasera
S Bombas de combustible (y Unidad Reguladora de Combustible FMU)
S Unidades de bomba de barrido de aceite
S Integrated Drive Generator System (I.D.G.) (Sistema Generador de Transmisión
Integrada)
DRIVE SEAL (SELLO DE TRANSMISION)
El sello sealol
La imágen de abajo muestra una instalación (Motor de partida) típica de un SEALOL SEAL (sello de transmisión
a carbono).
Este tipo de sellos es usado en las superficies de transmisión en la Gearbox. consiste en las siguientes piezas:
S Un mating ring (anillo de contacto) (cara vitrificada) con cuatro lengüetas que se enganchan a las
cuatro ranuras correspondientes en el rodamiento de bola del gearshaft (eje).
S Una cubierta, asegurada a la carcasa del rodamiento con tuercas para asegurar contacto
constante entre la cara vitrificada y la parte estática del sello.
Los sellos sealol son conjuntos pareados. Si uno de los componentes es dañado ¡reemplace el sello completo!
ENGINE FLANGES (REBORDES DEL MOTOR)
Los Flanges están ubicados en el motor para la fijación de soportes, abrazaderas, pernos,etc.
Descripción Física
Los flanges externos del motor han sido designados con letras en forma alfanumérica desde A a U. Las letras
I,O y Q no son usadas. Las designaciones con letras son usadas para la identificación de flanges cada vez que
sea necesario ser explícito en cuanto a la ubicación del flanges.
72-00 BOROSCOPING (BOROSCOPIA)
GENERAL
Hand Cranking (Movimiento manual con una manivela)
Un acceso para mover el compresor HP manualmente es proporcionado en la cara delantera de la Gearbox,
entre el motor de partida y el alternador dedicado.
INSPECCION BOROSCOPICA DEL COMPRESOR HP
Puertos boroscópicos son proporcionados para dar acceso para una inspección visual del compresor y la
turbina. Para mayor información y límites refiérase a AMM 72-00-00.
Procedimiento de Inspección/Chequeo
S Instale la herramienta para girar el sistema HP.
S Prepare el equipo boroscópico para su uso según las instrucciones del fabricante.
S Cuidadosamente ponga la probeta boroscópica en el puerto de acceso de la etapa del compresor
que usted quiere examinar.
Note:
Use una probeta de 8mm para los puertosX,A,B y una probeta de 5.5mm para los puertos C,D,E,F & G y un
boroscopio flexible para la inspección de los conjuntos de escudos térmicos.
S Mientras gira el sistema HP, examine cada blade para ver:
-- Nicks (Mellas) & Tears (Desgarros)
-- Cracks (Fisuras)
-- Dents (Abolladuras)
-- Tip Damage & Discolouration (Daño & decoloración de la punta)
Note:
Los números y dimensiones de los blades son mostrados para cada etapa.
S Ejemplos de límites de daño de los blades están en AMM 72-00-00
S Al completar la inspección remueva la probeta boroscópica del motor y reinstale las cubiertas puerto de
accesos como se describe en la siguiente página.
S Remueva la herramienta usada para girar el sistema HP & regrese el motor a normal.
INSPECCION BOROSCOPICA DEL COMPRESOR HP
Acceso Boroscópico
Note 1:
La IAE recomienda que sólo los blades del compresor HP de la etapa 3 & 12 sean examinados con el motor
instalado.
Note 2:
El puerto de acceso D no debiera ser usado en motores que son anteriores a SBE72--0033 ya que daño puede
ser causado al equipo boroscópico .
S Remueva las cubiertas requeridas del puerto de acceso boroscópico X,A,B,C,D,E,F,G, removiendo los pernos
de fijación. El diagrama de abajo muestra a qué etapas se accede a través de cada puerto.
S Remueva la pasta de unión antigua alrededor de los puertos de acceso y cubiertas de los puertos de
acceso usando un raspador no metálico y un paño libre de pelusas humedecido con líquido limpiador.
S Previo a la instalación de las cubiertas de los puertos de acceso boroscópicos es necesario aplicar pasta de
unión. El procedimiento a ser tomado es:
Puertos de acceso X, A, B & C
-- Aplique una capa delgada de pasta de unión a las caras de contacto usando un cepillo de cerdas rígidas.
No aplique dentro de 0.12 a 0.16in (3 a 4mm) del puerto de acceso.
-- Espere 10minutos, instale lascubierta del puerto de acceso & fije con pernos. Aplique un torque entre 85 --
105 lbf in.
-- Re--aplique nuevamente torque con los mismos valores después de 2 minutos, luego remueva el exceso de
pasta de unión.
Puertos de acceso D,E,F & G.
-- No requieren pasta de unión.
ATA 71 PLANTA DE PODER
71-20 MONTANTES DEL MOTOR GENERAL
El motor está sujeto al pylon de la aeronave por dos conjuntos demontantes, uno adelante y otro en la parte
trasera del motor. Los conjuntos desmontantes transmiten cargas desde el motor a la estructura de la
aeronave.
Rodamientos esféricos en cada montante permiten la expansión térmica y algo de movimiento entre el motor
y el pylon.
Ambos montantes están hechos para ser a prueba de fallas y tienen tolerancia al daño.
-- el montante delantero:
Está sujeto al motor mediante el case intermedio. Toma las cargas X (empuje), cargas Y (lateral) y cargas Z
(vertical).
-- el montante trasero:
Está sujeto al motor mediante el case del escape. Toma las cargas en un plano normal para la línea central
del motor, es decir: cargas Y (lateral), cargas Z (vertical) y Mx (momento inercial rotacional del motor +
momento de transferencia de la carga Y)
Ubicación de los Componentes
El montante delantero está instalado en el centro superior del case del compresor de baja presión.
El montante trasero está instalado en el centro superior del case de la turbina de baja presión.
El sistema de montantes del motor tiene estos componentes:
-- Un montante delantero
-- Un montante trasero.
MONTANTE DELANTERO DEL MOTOR
El montante delantero tiene estas partes:
S Dos thrust links (barras de empuje).
S Un beam Assy. (Un conjunto de viga.)
S Un cross beam (Un conjunto de viga transversal.)
S Un support bearing Assy. (Un conjunto de rodamientos de soporte.)
Las barras de empuje se sujetan a las lengüetas en la cross beam y a las lengüetas del montante del motor en
el compresor de baja presión usando pasadores sólidos. Un rodamiento esférico está instalado en cada
extremo de las barras. Las cargas verticales y laterales son transmitidas a través del support bearing al beam
Assy. Y luego al pylon de la aeronave. El beam Assy Es alineado en el pylon de la aeronave por dos shear pins
(pasadores de corte) y sujetos con cinco pernos.
El empuje delmotor es transmitido a través de las thrust links, el cross beam Assy. Y el beam Assy. Hacia el pylon
de la aeronave.
El rodamiento de soporte le permite al motor girar de forma que las cargas de torsión NO sean transmitidas a
la estructura de la aeronave.
El montante delantero está hecho para ser a prueba de fallas. Si una de las dos thrust links o la cross beam
fallasen, entonces las cargas deempuje son transmitidas a través del ball stop hacia el beam Assy. El empuje
es luego transmitido a la estructura del pylon.
MONTANTE TRASERO DEL MOTOR
El montante trasero tiene estas partes:
S Dos side links (Dos barras laterales.)
S Una center link (Una barra central.)
S Un beam Assy. (Un conjunto de viga.)
Las dos side links se sujetan al beam Assy.de en un extremo y al anillo del montante trasero del motor en en el
case de la turbina de baja presión en el otro extremo.
El montante trasero es alineado en el pylon por dos shear pins y está sujeto al pylon por cuatro pernos y
washers.
Las cargas verticales y laterales son transmitidas a través de las side links y del beam Assy. hacia el pylon.
Las cargas de torsión son transmitidas por la center link a la beam Assy. y hacia el pylon.
El montante está hecho para ser a prueba de fallas. Las side links están cada una constituidas por dos partes
que están sujetas para formar una unidad. Si una parte del link fallase, la parte remanente transmitirá las
cargas al beam Assy..
APERTURA/CIERRE DE LOS COWLS DEL FAN
Las puertas de la capota del fan se extienden hacia atrás desde la toma de aire para traslaparse con el
borde de ataque de los conductos “C”. Cuando están en posición abierta, las capotas del fan están
apoyadas por dos telescopic hold -- open struts (montantes telescópicos para mantener abierto), usando
puntos de apoyo proporcionado enel case del fan (parte trasera)y la toma de aire (parte delantera). Soportes
de almacenamiento son proporcionados para colocar en forma segura los montantes cuando no están en
uso.
Warning
Los montantes para mantener apertura de la capota del fan debe estar en la posición extendida y ambos
struts deben siempre ser usados paramantener las puertas abiertas.
Sea cuidadoso al abrir las puertas en vientos de más de 26 nudos (30mph)
Warning
Las puertas de las capotas del fan no deben ser abiertas en vientos demás de 52 nudos (60mph)
AJUSTE DEL SEGURO DE LA CAPOTA DEL FAN
El missmatch entre las dos puertas de la capota puede ser ajustado colocando/removiendo shims
(espaciadores), como se muestra más adelante.
La tensión del seguro es ajustada con el uso de la tuerca de ajuste en la parte trasera del fijador del seguro,
como se muestra más adelante.
ATA 78 ESCAPE
78-32 PUERTAS DE LA CAPOTA DEL THRUST REVERSER (REVERSOR DE EMPUJE) APERTURA/CIERRE DEL
(”CONDUCTO--C) DE LA CAPOTA DEL T/R (THRUST REVERSER)
Caution
Antes de abrir:
1. Los slats del ala deben ser replegados y desactivados.
2. Todos los 6 seguros & dispositivos de take--up (sujeción) deben ser liberados.
3. Si el reverser es desplegado, el carenaje del pylon debe ser removi--do.
4. Desactive la Thrust Reverser Hydraulic Control Unit (HCU)
5. Potencia FADEC “OFF”
6. Ponga Warning Notices en el Cockpit
SEGUROS DE LAS MITADES DEL THRUST REVERSER
6 Seguros son proporcionados para mantener las Thrust Reverser Halfs (mitades del thrust reverser) en la
posición cerrada.
Están ubicados:
S 1 Seguro delantero (acceso a través de la capota izquierda del fan)
S 3Seguros de bifurcación (acceso a través de un panel debajo de lasmitadesdel Conducto--C)
S 2 seguros en el reverser translating sleeve (seguro Doble)
PANEL DE ACCESO A LOS SEGUROS & DISPOSITIVO DE TAKE UP
Un panel de acceso, como se muestra más adelante, es proporcionado para obtener acceso a los tres
seguros BIFURCATION del conducto “C” y al dispositivo de take--up del conducto “C” (también llamado,
Conjunto Auxiliar de Seguros).
El dispositivo de take up es un montaje “turnbuckle” (tensor), que es usado para juntar los dos conductos “C”.
Esto es necesario para comprimir los sellos de los conductos “C” lo suficiente como para permitir que los
ganchos del seguro se unan a los latch keepers (fijadores del seguro).
El dispositivo de take up (sujeción) es usado tanto al abrir como al cerrar los conductos “C”.
El mecanismo de take up debe ser desenganchado y regresado a su stowage bracket (soporte de
almacenamiento), dentro del conducto “C” L/H, cuando no está en uso.
NOTE:
Red Open Flags (Banderas Rojas Abiertas), instaladas en el Conducto--C indican que los seguros de
Bifurcación están abiertos.
SEGURO DELANTERO E INDICADOR DE APERTURA
El acceso al seguro delantero es obtenido a través de la capota izquierda del fan.
El seguro está equipado con un indicador de apertura rojo.
El indicador de apertura aparece a la vista a través de un espacio en la capota (también cuando las mitades
del thrust reverser están cerradas) para indicar un inapropiado cierre de capotas de reversor.
Caution:
Asegúrese de colocar el seguro delantero correctamente contra el indicador de apertura del seguro delantero
mientras tira para juntar las mitades del thrust reverser con el conjunto auxiliar de seguros. (mecanismo de
take up)
Si usted no hace esto, el seguro delantero puede quedar atrapado entre las mitades del thrust reverser y el
conjunto auxiliar de seguros y el gancho puede ser dañado.
SISTEMA DE APERTURA/CIERRE DEL CONDUCTO--C
En cada conducto “C”, un sinlge acting hydraulic actuator (actuador hidráulico de acción única) es
proporcionado para la apertura. Una bombamanual hidráulica debe ser conectada a una conexión
hidráulica sealing/ quick relief (obturadora/de alivio rápido) para la apertura.
Nota:
El líquido hidráulico usado en el sistema es aceite lubricante de motor.
MONTANTES PARA MANTENER APERTURA DE CONDUCTO—C
Dos hold open struts (montantes paramantener apertura) son proporcionados en cada conducto--C para
apoyar los conductos--C en la posición abierta.
Los montantes se enganchan con puntos de anclaje ubicados en el motor como se muestra más adelante.
Cuando no están en uso, losmontantes están ubicados en stowage brackets proporcionados dentro del
conducto--C
El montante delantero es un montante de longitud fija.
El montante trasero es un montante telescópico y debe ser extendido antes de usarse.
La disposición para el conducto ’C’ del LH (left hand -- lado izquierdo) esmostrada más adelante, el conducto
’C’ del RH (right hand -- lado derecho) es similar.
Warning
Ambosmontantes deben ser usados siempre para apoyar los conductos’C’ en la posición abierta. Los
conductos ’C’ pesan aprox 578 lbs cada uno. Lesiones graves al personal que trabaja debajo de los
conductos ’C’ pueden ocurrir si el conducto ’C’ es repentinamente desenganchado.
ATA 79 ACEITE
SISTEMA DE ACEITE
PRESENTACION DEL SISTEMA DE ACEITE
Descripción del Sistema
El sistema de lubricación es independiente y por lo tanto no requiere componentes suministrados por la
estructura de la aeronave, aparte de cierta instrumentación y remote fill and drain port disconnectors
(desconectores de los puertos de llenado y drenaje remoto) en el estanque de aceite. Estos puertos son
usados para rellenar el estanque de aceite puntual y precisamente al permitirle a las líneas de aire conectarse
rápidamente con una línea presurizada de aceite y una línea de drenaje. Es un sistema de estanque caliente
que no es regulado por presión. El aceite del estanque de aceite ingresa a la bomba de presión de una etapa
y el flujo de descarga es enviado directamente al filtro de aceite. Un filtro limpiable
coarse (rugoso) es empleado. El aceite luego es conducido a través del enfriador de aceite enfriado por aire
(ACAC)y el enfriador de aceite enfriado por combustible (FCOC), que son parte del Heat Management
System (HMS) (Sistema Administrador del Calor) que asegura que las temperaturas del aceite del motor, del
aceite de IDG y del combustible sean mante-- nidas a niveles aceptables. Excepto para el amortiguador del
rodamiento No 3 y el compartimiento del rodamiento No.4, la presión suministrada a cada ubicación es
controlada por un restrictor. Hay un strainer (filtro de malla) de “última chance” en la entrada de cada
compartimiento para prevenir el bloqueo por cualquier desecho/escamas de carbono en el aceite.
El aceite de barrido es luego conducido, ya sea directamente o a través del de—oiler (separador de aceite)
hacia las bombas de barrido de 5 etapas. Hay un filtro de barrido de tipo cartridge desechable a la salida de
las bombas de barrido, antes de regresar al estanque de aceite.Una válvula permite que el aceite evite
(bypass) el filtro de barrido cuando la presión diferencial del filtro excede 20 psi. Un switch de warning de
presión diferencial configurado a 12 psi da al cockpit indicación de bypass inminente del filtro de barrido.
La presión del aceite es medida como una diferencial entre la presión de la línea principal de suministro,
corriente arriba de cualquier restrictor, y la presión en la línea de barrido del compartimiento del rodamiento
No.4, corriente arriba de la válvula de barrido de dos posiciones.
Un switch de warning de baja presión, que está configurado para 60 psi, es proporcionado en la línea
principal de aceite, antes de los compartimientos del rodamiento y después de ACOC y FCOC en los mismos
tapping points (puntos de salida) que el sensor de presión de aceite. Esto permite el monitoreo desde el
cockpit de la baja presión de aceite. La temperatura aceite del motor es medida en la línea combinada de
barrido que va hacia el estanque de aceite.
La válvula de barrido de dos posiciones del rodamiento No.4 es operada neumáticamente por aire de la
décima etapa y controla el flujo de aire ventilado desde el compartimiento del rodamiento en respuesta a
niveles específicos de empuje del motor. En ralentí del motor, la válvula se abre para proporcionar el área
máxima para flujo de barrido. Amayor potencia, la válvula se cierra a un área reducida que proporciona
presión adecuada en el compartimiento del rodamiento No.4 para proteger los sellos al mantener presiones
diferenciales bajas entre las paredes del compartimiento y minimiza la filtración de aire hacia la cámara del
rodamiento.
El transducer de presión de la válvula de barrido detecta la presión presente en la línea de barrido corriente
arriba de la válvula y suministra una señal a la EIU.
Una válvula relief de presión en la carcasa del filtro limita la presión de descarga de la bomba a
aproximadamente 450 psi paara proteger los componentes corriente abajo.
Componentes del Sistema de Lubricación
El sistema de lubricación consta de cuatro sub--sistemas:
-- el sistema de suministro de lubricación
-- el sistema de barrido de lubricación
-- el sistema de presurización de sellos de aceite
-- el sistema de ventilación del sumidero.
Monitoreo y Limitaciones del Sistema
La operación del sistema de aceite del motor puede ser monitoreada por las siguientes indicaciones del
compartimiento de vuelo.
S presión del aceite del motor
S temperatura del aceite del motor
-- MINIMUM STARTING: - 400 C
-- MIN.PRIOR EXCEEDING IDLE: -100C
-- MIN. PRIOR TAKE OFF: 500C
-- MAX CONTINOUS: 1550C
-- MAX TRANSIENT: 1650C
S contenidos del estanque de aceite 25 US quarts
Además, warnings pueden ser dados para las siguientes condiciones anormales:
S baja presión de aceite
RED LINE LIMIT: 60 PSI
AMBER LINE LIMIT: 80 PSI
S Scavenge filter clogged (filtro de barrido obstruido.)
S Válvula de barrido del compartimiento No. 4 inoperativa.
79-30 SISTEMA DE INDICACIONES DE ACEITE
GENERAL
El monitoreo del sistema de aceite es realizado por:
- indicaciones:
S cantidad de aceite (cuartos de galón)
S temperatura del aceite (grados celsius)
S presión del aceite (psi)
- warnings audibles y visuales:
S baja presión de aceite (LO PRESS)
S obstrucción del filtro de aceite (OIL FILTER CLOG)
INDICACIONES DE ACEITE DE ECAM
1.- La indicación de cantidad de aceite parpadea en verde (Advisory):
S cuando QTY <4quarts.
2.- El color de la indicación de presión de aceite se pone roja (Warning):
S cuando press <60PSI.
3.- La indicación de temperatura de aceite parpadea en verde (Advisory):
S cuando TEMP >156 deg.C
S se pone ámbar cuando oil TEMP < 10 deg C o > 165 deg C. Oil HI TEMP es mostrado:
S cuando oil TEMP >165 deg C o 156 deg C más de 15 min.
4.- El warning de obstrucción de filtro de aceite (Blanco & ámbar) aparece en la pantalla cuando el filtro de
barrido del motor está obstruido.
INDICACION DE CANTIDAD DE ACEITE
La señal análoga desde el transmisor de cantidad de aceite es enviada a:
-- el SDAC1
-- el SDAC2
-- el EIU el cual transforma la señal análoga en una señal digital.
Los DMC’s procesan la información recibida como una orden prioritaria desde los EIU’s a través de FWC 1 y 2,
SDAC1, SDAC2. La cantidad de aceite que se muestra en verde en ECAM está graduada desde:
S 0 a 25.8 qts en forma análoga (la cantidad normal demáximo usable de aceite en el estanque es 25 US qts,
la capacidad máxima del estanque de aceite es 30.5 US qts)
S 0 a 99.9 en forma digital.
INDICACION DE LA TEMPERATURA DEL ACEITE
La señal análoga de la termocupla de temperatura del aceite de barrido es transmitida al EIU. El EIU
transforma esta señal en una señal digital. Esta señal digital es luego transmitida a la unidad de display inferior
de ECAM
a través de los FWCs y el DMC. La escala de indicación de temperatura del aceite de ECAM está graduada
desde 0 deg.C a 999 deg.C.
INDICACION DE LA PRESION DEL ACEITE
La señal análoga del transmisor de presión del aceite es transmitida a SDAC 1, SDAC2 y al EIU. El EIU transforma
esta señal en una señal digital.
Esta señal digital es luego transmitida a la unidad inferior de ECAM a través de los FWCs y el DMC.
El orden de prioridad ha sido definido como sigue:
SDAC 1
SDAC 2
EIU.
La escala de indicación de la presión del aceite está graduada desde 0 – 400 PSI .
SWITCH DE BAJA PRESION DE ACEITE
La información de baja presión de aceite es enviada a diferentes sistemas de la aeronave.
Switching de Baja Presión de Aceite:
S Para Steering (ATA 32-51)
S Para Door Warning (ATA 52-73)
S Para FWC (ATA 31-52)
S Para FAC (ATA 22 )
S Para FMGC (ATA 22-65)
S Para IDG System Control (ATA 24-21 )
Switching de Baja Presión de Aceite mediante EIU:
S Para CIDS (ATA 23-73)
S Para DFDRS INTCOM Monitoring (ATA 31-33 )
S Para CVR Power Supply (ATA 23-71)
S Para WHC (ATA 30-42)
S Para PHC (ATA 30-31)
S Para FCDC (ATA 27-95)
S Para Blue Main Hydraulic PWR (ATA 29-12)
S Para Rain RPLNT ( ATA 30-45 )
WARNING DE PRESION DIFEREN. DEL FILTRO DE BARRIDO
El warning de presión diferencial del filtro de barrido es enviada a SDAC 1, 2 y luego a ECAM. Un mensaje será
mostrado en el E/WD.
79-00 PRESENTACION DE COMPONENTES DEL SISTEMA DE ACEITE
ESTANQUE DE ACEITE
El estanque está ubicado en el lado L. H. (left hand -- izquierdo) superior de la Gearbox.
La cantidad normal máxima usable de aceite en el estanque es 25USqts, la capacidad máxima del estanque
de aceite es 30.5 US qts
Consta de:
S transmisor de oil qty. (cantidad de aceite)
S puertos de llenado por presión y gravedad
S visor (Sight glass) local para indicación de nivel
S internal de--aerator (desaereador interno)
S válvula de presurización del estanque ( 6 psi )
S salida del strainer (filtro de malla) en el estanque
S montaje para filtro de barrido y Master chip detector
Servicio de Aceite del Motor
Cuando las condiciones lo permitan, el estanque de aceite debiera ser chequeado y agregar aceite, si es
necesario, dentro de un período de 5 a 20minutos después del shutdown del motor. Si el motor es detenido por
10 horas o más, un DRY Motoring debe ser realizado. Esto asegura que el nivel de aceite mostrado en el
estanque sea correcto antes de agregar aceite.
TRANSMISOR DE CANTIDAD DE ACEITE
El transmisor de cantidad de aceite está ubicado en el estanque de aceite.
Suministro de Potencia
El sistema es suministrado con 28VDC desde la busbar ENG 1,101PP (DC BUS
1) a través de un circuit brake (corta circuito)1EN1 (2EN1).
Descripción:
El transmisor de cantidad de aceite es una probeta de estanque con un capacitor (porción del tubo) y un
módulo electrónico (en la parte superior del transmisor) para energización de la probeta y salida de la señal.
Voltaje de salida:
1VDC a 9VDC variando linealmente con la cantidad de aceite usable desde 0 a 25.8 quarts.
BOMBA DE PRESION DE ACEITE
La bomba de presión es una bomba tipo engranaje de una etapa y suministra aceite bajo presión a los
rodamientos del motor, la Gearbox y las transmisiones de accesorios. El aceite es bombeado a través de un
filtro de presión pararemover
cualquier impureza grande. Este tiene un elemento de filtro limpiable. La carcasa del filtro de presión está
instalada en la bomba de presión de aceite.
La carcasa del filtro de presión incorpora una pressure priming connection (conexión para cebado de presión)
y una válvula anti--drenaje para prevenir pérdida de aceite durante la remoción.
El filtro no tiene un bypass.
La carcasa del filtro de presión incorpora el filtro de presión, una válvula relief de presión de arranque en frío y
una válvula limitadora del flujo de la bomba de presión. La válvula relief de presión bypasses (evade) el
circuito de presión durante arranques en frío.
UBICACION
La bomba está sujeta a la cara delantera externa de la Gearbox en el lado izquierdo,justo abajo del estanque
de aceite.
ENFRIADOR DE ACEITE ENFRIADO POR AIRE (ACOC) (AIR
COOLED OIL COOLER)
Ubicación
El ACOC está montado en el cárter del fan del motor.
Operación
El ACOC es un enfriador adicional de aceite que remueve la temperatura del aceite lubricante del motor
usando aire del fan y mantiene la temperatura del aceite dentro de un rango especificado.
El aceite filtrado fluye a través del ACOC antes de ser enfriado nuevamente a través del enfriador de aceite
enfriado por combustible.
Los flujos de aire de enfriamiento y de aceite a través del intercambiador de calor de aire/aceite son
expuestos más adelante
Características
S válvula bypass de aceite
S termocupla de temperatura de aceite del ACOC(para el sistema de administrador de calor)
S flujo de aire modulado según lo ordena la EEC (heat management system). flujo de aire regulado por válvula
de control de aire.
S Actuador operado por presión de combustible
S LVDT de feedback
POSICION A PRUEBA DE FALLAS DE LA VÁLVULA DE CONTROL DE AIRE DEL ACOC: ”OPEN”
TERMOCUPLA DE TEMPERATURA DE ACEITE DEL ACOC
(referirse a 73-20 Heat Management System)
La termocupla del ACOC es usada para el heat management system, que es controlado por la EEC.
ENFRIADOR DE ACEITE ENFRIADO POR COMBUSTIBLE (FCOC) (FUEL COOLED OIL COOLER)
Ubicación
El aceite que pasó a través del ACOC fluye a través del enfriador de aceite enfriado por combustible (FCOC),
instalado en el lado izquierdo del cárter del fan, antes de que sea enviado a los compartimientos de los
rodamientos y a la caja de engranajes angular y principal.
Propósito
S El FCOC enfría el aceite usando combustible de baja presión.
S El FCOC también calienta el combustible de baja temperatura al nivel de descongelamiento.
S El FCOC tiene 2 válvulas bypass.
Descripción
El FCOC consta de una carcasa que contiene un núcleo removible, un cabezal y una tapa del filtro de
combustible. El núcleo está compuesto de tubos soldados al vacío a través de los cuales pasa el combustible.
Válvulas Bypass
S Una es una válvula bypass pressure relief que desvía la presión excesiva de aceite durante el arranque en frío
del motor.
S La otra es una válvula bypass del filtro de combustible que asegura flujo de combustible en caso de
obstrucción del filtro de combustible.
SISTEMA DE BARRIDO
Los principales componentes del sistema de barrido son:
-- detectores de partículas,
-- cinco bombas de barrido con strainers (filtros de malla),
-- un filtro de barrido común,
-- una válvula de barrido de 2--posiciones. (Rodamiento No.4)
BOMBAS DE BARRIDO
Propósito
La bomba de barrido regresa el aceite al estanque de aceite.
Descripción
La bomba de barrido es una bomba tipo engranaje de cinco de etapas en el lado izquierdo trasero de la
caja de engranajes.
Cuatro etapas de la bomba de barrido son bombas de desplazamiento de dos engranes
La etapa utilizada para las dos líneas principales de barrido de la caja de engranajes consiste en tres meshing
gears (circuito de engranajes) que producen dos entradas y dos salidas en lados opuestos. Todas las 6
bombas de barrido están alojadas juntas como una sola unidad. La capacidad de la bomba está
determinada por el ancho de los engranes.
COMPONENTES DEL ACEITE DE BARRIDO
Filtro de Barrido
Los flujos de las 6 bombas de barrido sonmezclados en la entrada del filtro común de barrido.
Ubicación
El filtro está montado hacia la parte trasera del estanque de aceite.
Características
S elemento del filtro desechable
S válvula by-pass (se abre cuando el filtro se obstruye)
S Conexiones de presión diferencial
S aloja el detector magnético maestro de partículas
S Sensor de Temperatura del aceite Switch Differential Press. (Presión diferencial) del Filtro de Barrido
El switch de presión diferencial del filtro de barrido está instalado en un soporte en el lado izquierdo superior de
la carcasa del fan del motor, cerca del FCOC. Enciende el warning de ECAMOIL FILTERCLOGcuando el filtro se
bloquea (+12
PSI o -- 2 PSI presión diferencial)
Temperatura del Aceite del motor
La termocupla de temperatura del aceite de barrido está ubicada en la línea combinada de barrido entre el
detectormagnéticomaestro de partículas (master magnetic chip detector) y el filtro de barrido para
indicación en el cockpit. La temperatura del aceite es detectada por una unidad dual de resistencia. La
unidad consiste en un elemento de resistencia sellado y bobinado de alambres. Este elemento causa un
cambio lineal en la resistencia DCal ser expuesto a un cambio de temperatura.
Rango de medición de temperatura:
-- 60 deg. C a 250 deg. C.
La señal análoga de la termo coople de temperatura del aceite de barrido es transmitida al EIU. El EIU
transforma esta señal en una señal digital. Esta señal digital es luego transmitida.
DE-OILER (SEPARADOR DE ACEITE)
Ubicación
El de-oiler está apernado al lado derecho de la cara delantera de la caja de engranajes externa.
Propósito
S Separar la mezcla aire/aceite del respiradero.
S regresar el aceite al sistema de barrido mediante su propia bomba de aceite.
S ventilar el aire hacia el exterior a través de la capota derecha (R/H) del fan.
Características
S proporciona montaje para la válvula de barrido de la cámara del rodamiento No.4.
S ventilación hacia el exterior.
S proporciona ubicación para la carcasa del detectormagnético de partículas del rodamiento No.4.
VALVULA DE BARRIDO DEL RODAMIENTO NO4
Ubicación
La válvula está montada en la cara delantera de la carcasa del de--oiler.
Propósito
Mantiene la presión diferencial del sello en el compartimiento del rodamientoNo.4 para reducir la pérdida
hacia el exterior de aire de ventilación y prevenir el deterioro de los sellos de carbón al restringir la ventilación
de la mezcla aire/aceite del
compartimiento hacia el de-oiler.
Tipo de válvula
Válvula de dos posiciones operada neumáticamente.
Características
S Señal de feedback de posición para el EIU (reed switch)
S usa aire de la etapa 10 como servo aire
S usa valor de presión del aire de la etapa 10 como parámetro operativo.
S Completamente abierta a velocidades bajas demotor (aire de la etapa 10 menos de 150 PSI)
S Apertura mínima a alta velocidad del motor (aire de la etapa 10 más de
200 PSI)
TRANSDUCTOR DE PRESION DEL RODAMIENTO NO 4
Propósito
El propósito del sistema de indicación del rodamientoNo.4 esmonitorear la operación correcta de la válvula
de barrido de 2 posiciones del rodamientoNo.4 y detectar una falla del sello de carbono del rodamiento No.4
El transductor de presión del rodamiento No.4 está instalado en el lado derecho del deoiler y detecta la
presión en la línea de salida del rodamiento No.4.
Salida lineal 1 VDC a 9 VDC (0 a 300 PSIG),
CFDS SYSTEM REPORT / TEST (INFORME/TEST DEL SISTEMA CFDS)
El Centralized Fault Data System (CFDS) (sistema centralizado de datos de fallas) permite acceso al sistema.
El primer menú enviando al MCDU es el menú principal. Las diversas funciones son detalladas de aquí en
adelante.
Last leg report (informe de último tramo)
La EVMU envía la lista de LRUs que han sido detectadas defectuosas durante el último tramo.
Previous leg report (informe de tramo previo)
La EVMU envía la lista de LRUs que han sido
detectadas defectuosas durante los tramos
(máximo 64) previos al último tramo. Las fallas
detectadas son las mismas que para el informe
de último tramo.
Identificación de LRU
La EVMU envía el número de parte de la unidad
EVM.
Test
El ítem de test permite la iniciación de una
verificación completa del sistema
EVM.
Si ninguna falla ha sido detectada, el mensaje
“TEST OK” es mostrado.
Si alguna falla ha sido detectada, la LRU fallada es mostrada.
CFDS SYSTEM REPORT / TEST (INFORME/TEST DEL SISTEMA CFDS)
ENGINE UNBALANCE MENU (menú de desbalance del motor)
Este menú permite para ambos motores, comandar el almacenamiento de datos de desbalance durante el
vuelo siguiente y la lectura de los datos almacena dos. También permite efectuar el balanceo para un motor
seleccionado con ambos acelerómetros.
Medición de datos de desbalance
La EVMU mide la posición y la amplitud del desbalance del rotor de cada motor.
Proporciona esta información, cuando está
disponible, a la bus de salida.
Almacenamiento de datos de desbalance
Si se requiere, el sistema puede almacenar
los datos de balanceo durante la fase
crucero cuando las condiciones
estabilizadas son alcanzadas (la velocidad
real de N1 no fluctúa más que más o menos
2% durante al menos
30s). Para cada medición almacenada las
condiciones estabilizadas deberán ser
alcanzadas una vez más nuevamente.
NOTE:
Este test puede ser hecho durante un run-
up (corrida) del motor para obtener
medición de la vibración para diferentes
velocidades de N1. Remitirse a AMM ATA
77-32-34.
Para obtener acceso nuevamente al menú ENG de informe/test del sistema, remitirse a AMM 31-32-00.
CFDS SYSTEM REPORT / TEST (INFORME/TEST DEL SISTEMA CFDS)
ENGINE UNBALANCE MENU (menú de desbalance del motor)
Los datos de desbalance adquiridos de la EVMU pueden ser borrados con el menú “clear” (borrar).
CFDS SYSTEM REPORT / TEST (INFORME/TEST DEL SISTEMA CFDS)
FREQUENCY ANALYSIS MENU (menú de análisis de frecuencia)
Este menú permite una solicitud de un análisis de frecuencia de la señal de aceleración. Los resultados del
análisis de frecuencia son enviados a la impresora.
Análisis de frecuencia
La EVMU puede realizar un análisis de frecuencia si es solicitado desde la MCDU en tierra. La EVMU hace el
análisis a una velocidad seleccionada de N1 o N2 y usa cualquier acelerómetro válido (A o B). El análisis máximo
de frecuencia es 500 Hz y el incremento de frecuencia entre líneas espectrales adyacentes es 4 Hz. En la
impresora es mostrado en forma semi-gráfica.
NOTE:
El análisis de frecuencia puede ser
realizado durante crucero (fase de vuelo =
6) o cuando la aeronave está en tierra,
motor(es) funcionando (fase de vuelo = 2,3
o 9) Frequency Analysis Report (Informe de
Análisis de Frecuencia)
Cuando la velocidad y fase son mostradas
en la MCDU, la impresora imprimirá
automáticamente el Frequency Analysis
Report. La impresora entrega la vibración
en “IPS Peak” (valor máximo de IPS)
(pulgadas por segundo), cada 4 HZ y en
rango de frecuencia de 0 - 500 Hz.
Para interpretación del informe de análisis
de frecuencia, contacte al representante
de IAE.
CFDS ACCELEROMETER RECONFIGURATION (RECONFIGURACION DEL ACCELEROMETRO DE CFDS)
Este menú permite la selección del acelerómetro A o B o el modo alterno de switch automático a ser usado
para los siguientes vuelos. La EVMU indica que acelerómetro está en operación.
ATA 73 ENGINE FUEL AND CONTROL
ATA 73 CONTROL Y COMBUSTIBLE DEL MOTOR
73--20 FADEC
LRU DE FADEC
Electronic Engine Control (EEC) (Control Electrónico del Motor)
Fuel Metering Unit ( FMU ) (Unidad de Medición de Combustible)
Sensores
FADEC LRU‘S (LRU DE FADEC)
Electronic Engine Control (EEC) (Control Electrónico del Motor)
Data Entry Plug (Plug de Entrada de Datos)
El Data Entry Plug (DEP) proporciona entradas discretas al EEC. Ubicado en el Empalme 6 del EEC, proporciona
datos únicos del motor al canal A y B.
Los datos transmitidos por el DEP son:
Modificador de EPR (Usado para configuración de potencia)
Rating del Motor
Número de Serie del Motor
NOTE:
Si las entradas de datos del data entry plug J6 son perdidas, entonces una reversión automática desde el modo
EPR al modo unrated de N1 ocurre.
MODIFICACION DEL DATA ENTRY PLUG
Descripción
El DEP conecta las entradas de datos codificados a través del EEC por el uso de shorting jumper leads
(herramienta para puentear pines) que son usados para seleccionar los plug pins en una combinación única.
Durante la vida de un motor, puede ser necesario cambiar la configuration del
DEP, ya sea durante la incorporación de Service Bulletins o después de un overhaul del motor, cuando el código
del modificador de EPR puede necesitar ser cambiado. Esto es realizado al cambiar la configuración de los
jumper’s leads de acuerdo con las instrucciones relevantes.
Durante la remoción/reemplazo del DEP es necesario usar una Harness Wrench (llave de arnés) del EEC ya que
es imperativo que los conectores estén apretados. En la instalación del DEP al EEC alinee la clavija principal del
conector con el EEC y apriete manualmente el conector. Luego usando la Harness Wrench del EEC aprete
dando torque al conector del DEP a 32 Ibf in.
NOTE:
El número de parte está escrito en el DEP.
El número de parte también puede ser encontrado en la placa de datos del motor, que está ubicada en el
lado izquierdo de la cubierta del fan.
EEC DEP TESTER (tester del DEP del EEC)
Después de modificar el DEP un test de cableado eléctrico en el conjunto del data entry plug debe ser realizado
con el tester, para asegurarse que los pasadores y jumper’s estén instalados apropiadamente.
ELECTRONIC ENGINE CONTROL (EEC) (CONTROL ELECTRONICO DEL MOTOR)
Conexiones de Presión y Arnés (eléctricas)
Dos arneses eléctricos idénticos, pero separados proporcionan los circuitos de entrada/salida entre el EEC y el
actuador relevante del sensor/control, y la interface de la aeronave.
Los conectores del arnés son ’trabados’ para prevenir errores de conexión.
Note:
Señales individuales de presión son dirigidas a transductores de presión
- ubicados dentro del EEC.
- los transductores de presión luego suministran señales electrónicas digitales a los canales A y B.
Las siguientes presiones son detectadas:
. Pamb - presión de aire ambiente (sensor de la cubierta del fan)
. Pb - sonda P3/T3 de presión (presión de aire) del quemador
. P2 - presión (sonda P2/T2 de entrada del fan)
. P2.5 - presión de salida en la etapa booster (reforzador)
. P5 (P4.9) - presión del escape de la turbina L.P (P5 (P4.9))
. P12.5 - presión de la salida del fan (fan rake)
Conexiones Eléctricas
Parte Delantera
Enchufe Macho del Arnés
Identificación
J1 E.B.U. 4000 KSA
J2 Engine D202P
J3 Engine D203P
J4 Engine D204P
J11 Engine D211P
Parte Trasera
J5 Engine D205P
J6 Data Entry Plug
J7 E.B.U. 4000 KSB
J8 Engine D208P
J9 Engine D209P
J10 Engine D210P
FADEC POWER SUPPLY (SUMINISTRO DE POTENCIA DEL FADEC)
Suministro de Potencia de EIU
La EIU es energizada desde la potencia eléctrica de la aeronave, y no se requiere accionar ningún switch.
Suministro de Potencia del Electronic Engine Control (EEC)
El EEC es suministrado desde la potencia eléctrica de la aeronave cuando el motor es apagado, luego desde
el generador del EEC cuando el motor está funcionando.
- potencia eléctrica de la aeronave cuando N2 <10%.
- potencia del generador del EEC cuando N2 >10%.
Powering N2 <10%
Cada canal es independientemente suministrado por los 28 volts de la aeronave a través de la Engine Interface
Unit (Unidad Interface del Motor).
A/C 28 VDC permite:
- verificación automática en tierra de FADEC antes de que el motor esté en funcionamiento
- arranque del motor
- energizar el EEC mientras el motor alcanza 10% de N2.
Note:
La EIU toma potencia de la misma bus bar que el EEC.
Powering N2 >10%
Apenas el motor está funcionando sobre 10% en N2, el generador del EEC puede suministrar directamente al
EEC.
El generador del EEC suministra a cada canal con AC tri fásico. Dos TRU en el EEC proporcionan 28VDC a cada
canal del EEC.
Auto Depowering (desenergización automática)
El FADEC es automáticamente
desenergizado en tierra, a través de la
EIU después del shutdown del motor.
Desenergización automática del EEC en
tierra:
-- después de 5 mn del power up
(encendido) del A/C.
-- después de 5 mn del shutdown del
motor
Note:
Una acción en el ENG FIRE P/B
proporciona corte de potencia del EEC.
FADEC Ground Power Panel (panel de
potencia en tierra del FADEC)
Para propósitos de mantenimiento y tests
del motor del MCDU, el FADEC
Ground Power Panel permite que el
suministro de potencia del FADEC sea
restaurado en tierra con el motor
apagado.
Cuando el correspondiente ENG FADEC GND POWER P/B es presionado
“ON” el EEC es energizado nuevamente.
Note:
También el FADEC es re--energizado apenas el MODE SELECTOR (selector de modo) del motor o el MASTER LEVER
(palanca maestra) es seleccionado.
73-22 SENSORES DE FADEC
SENSORES DE LAS LRU DEL
FADEC
Sensores del Motor
Sensor (EGT) T4.9
(Ref. 77--20--00)
Sensor de N1
(Ref. 77--10--00)
Sensor de N2
(Ref. 77--10--00)
Sensor de Temperatura de
Aceite del Motor
(Ref. 79--30--00)
Sensor P2/T2
(Ref. 77--00)
Sensor P3/T3
P4.9 (P5)
FADEC LRU‘S SENSORS
SENSORES DE LAS LRU DEL FADEC)
SENSOR P3/T3
El sensor P3/T3 monitorea la presión y temperatura a la salida del compresor
HP. El sensor combinado alberga dos termocoples y un puerto de entrada de
presión. Cada termocoples proporciona una señal eléctrica independiente,
proporcional a la temperatura, para un canal del Electronic Engine Control
(EEC).
PROPOSITO:
El propósito del sensor P3/T3 es proporcionar datos de performance al EEC
para el arranque y durante operación de estado transiente y estable del
motor.
SENSOR P12.5
El sensor P12.5 es un pressure tapping (toma de presión) en la parte superior de la cubierta del motor. Monitorea
la presión detrás del estator del fan. Esta presión es usada para monitoreo de condición. El pressure tapping es
también usado para el suministro de aire de enfriamiento del alternador dedicado (ver
Fig.114).
SENSORES P2.5/T2.5
Estos dos sensores están ubicados en la cubierta intermedia. Ellos están monitoreando la presión y temperatura
entre los dos compresores. T2.5 es usado para programación del sistema, P2.5 es usado para monitoreo de
condición.
DESCRIPCION DE FADEC
General
El sistema Full Authority Digital Engine Control (Control Digital de Motor de Autoridad Completa) consiste en un
Electronic Engine Control (Control Electrónico del Motor) más una Fuel Metering Unit (Unidad de Medición de
Combustible), sensores y componentes periféricos.
Electronic Engine Control
El EEC consiste en dos canales (A y B) con crosstalk (comunicación cruzada). Cada canal puede controlar los
diversos componentes de los sistemas del motor. Son permanentemente operacionales. Un canal está al mando
mientras el otro está en standby (posición de espera). En caso de falla del canal operacional, el sistema
automáticamente se cambia al otro.
NOTE:
La estrategia de selección de canal está basada en criterios de salud del canal.
El canal de comando se alterna a cada arranque del motor.
Interfaces
El EEC recibe parámetros de datos de aire desde el Air Data Inertial Reference System (ADIRS) (Sistema Inercial
de Referencia de Datos de Aire), y comandos operacionales desde la Engine Interface Unit (EIU).
También proporciona las salidas de datos necesarias para los Flight Management and Guidance Computers
(FMGC) (Computadores de Manejo y Guiamiento de Vuelo), y el mensaje de falla a la EIU para el sistema de
datos de mantenimiento de la aeronave.
Cada canal del EEC directamente recibe el Thrust Lever Angle (TLA) (Ángulo de la Palanca de Empuje).
El EEC transmite los parámetros de empuje y el TLA a los FMGC para la función de empuje automático.
Sensores
Diversos sensores son proporcionados para control y monitoreo del motor. Sensores de presión y termocuplas
son proporcionadas en las estaciones aerodinámicas.
Los parámetros primarios son el Engine Pressure ratio (EPR = P4.9/P2) (razón de presión del motor), velocidades
de N1 y N2, Exhaust Gas Temperature
(EGT) (Temperatura del gas de escape) y Fuel Flow (FF) (flujo de combustible) medido.
Fuel Metering Unit (FMU)
En la FMU, tres torque motors son activados por el EEC. Estos proporcionan el flujo de combustible correcto,
protección de sobrevelocidad y Shut Down del
Motor.
En caso de una sobrevelocidad, una válvula incorporada reduce el flujo de combustible.
La Pressure Raising Shut Off Valve (válvula shut off de aumento de presión) de combustible es controlada por el
EEC a través de la FMU, pero es cerrada directamente desde la correspondiente palanca ENG MASTER cuando
se pone en OFF.
Note: Las funciones del FADEC son también reseteadas cuando la palanca
ENG MASTER es puesta en OFF.
Control de Tolerancia de Turbinas y Flujo de Aire del Compresor
El EEC controla el flujo de aire del compresor y la tolerancia de turbinas a través de sub sistemas separados.
También monitorea el enfriamiento del aceite del motor a través de un servo válvula del intercambiador de
calor de aire/aceite.
Control del flujo de aire del compresor:
Booster Stage Bleed Valves (BSBV) (Válvulas de sangrado de etapa del reforzador).
Variable Stator Vanes (VSV) (álabes estatores variables).
7th and 10th stage handling bleed valves. (válvulas de manejo de sangrado de la 7ª y 10ª etapa)
Control de tolerancia de Turbinas:
HP and LP Turbine Active Clearance Control (ACC) valves. (válvulas de control activo de tolerancia de
las turbinas HP y LP)
10th stage make--up air valve. (válvula de aire adicional de la 10ª etapa)
Enfriamiento del aceite del motor:
Air Cooled Oil Cooler (ACOC)servo valve (servo válvula del Enfriadorde Aceite Enfriado por Aire.
DESCRIPCION DE FADEC
Thrust Reverser Hydraulic Control Unit (Unidad de control hidráulico del
reversor de empuje)
El EEC controla la operación del thrust reverser (reversor de empuje) a través de una Hydraulic Control Unit (HCU)
(Unidad de Control Hidráulica)
Cada canal del EEC energizará los solenoides de una isolation valve (válvula de aislamiento) y una directional
valve (válvula direccional) incluida en la HCU para proporcionar despliegue y guardado de las cubiertas del
thrust reverser.
Start and Ignition Control (Control de Ignición y Partida)
Cada canal puede controlar la operación del starter valve (válvula del motor de partida), la apertura de la
Pressure Raising Shut -- Off Valve de combustible y la ignición durante la secuencia de paritda del motor.
Fuel Diverter and Return Valve (Válvula de desviación y retorno de combustible)
El EEC maneja el intercambio térmico entre el aceite del motor, el aceite del
IDG y el sistema de combustible del motor por medio de una Fuel Diverter and Return Valve.
Parte del combustible del motor puede ser recirculado a los estanques de la aeronave por medio de una return
valve (válvula de retorno) incluida en el módulo de la válvula de desviación de combustible.
El EEC controla la operación de la Fuel Diverter and Return Valve de acuerdo con la temperatura del
combustible del motor (T FUEL) y la temperatura del aceite del IDG y la temperatura del aceite del motor (T OIL
).
Transmisión de Parámetros del Motor para el Display del Cockpit
El FADEC proporciona los parámetros necesarios del motor para el display del cockpit a través de las barras de
desalida ARINC 429.
Transmisión de Parámetros de la Condición del Motor
El monitoreo de la Condición del Motor es proporcionado por la habilidad del
FADEC para transmitir los parámetros del motor a través de la barra de salida
ARINC 429.
Los parámetros básicos del motor disponibles son:
- WF, N1, N2, P5, PB, Pamb T4.9 (EGT), P2, T2, P3 y T3.
- Posiciones comandadas de sangrado de 7ª y 10ª etapa, VSV, BSBV, ACC de
HPT/LPT, enfriamiento del HPT, posición del actuador o válvula WF.
- palabras de mantenimiento y estatus, número de serie y posición del motor.
Para realizar un mejor análisis de la condición del motor, algunos parámetros adicionales están disponibles en
forma opcional. Estos son P12.5, P2.5 y T2.
MANTENIMIENTO DEL SISTEMA FADEC
Detección de Fallas
El mantenimiento del FADEC es facilitado por
un Built in Test Equipment (BITE) extenso interno
que proporciona una eficiente detección de
fallas.
Los resultados de esta detección de fallas
están contenidas en palabras de estatus y
mantenimiento de acuerdo con la
especificación de ARINC 429 y están
disponible en el bus de datos de salida.
Memoria No-volátil
En vuelo los datos de fallas son almacenados
en la memoria no--volátil del FADEC y, al ser
solicitados, están disponibles en una unidad
centralizada de display de mantenimiento de
la aeronave.
Comunicación con el CFDS
El test en tierra de piezas eléctricas y
electrónicas es posible desde el cockpit, con
los motores no funcionando, a través del
CFDS.
El FADEC proporciona un test automático del
sistema de control del motor para detectar
problemas a nivel del LRU.
FADEC está hecho de manera tal que ninguna corrida de tierra del motor para propósitos de ajuste es necesaria
después del reemplazo de componentes.
FALLAS Y REDUNDANCIA
Una confiabilidad de funcionamiento mejorada es lograda usando el feedback dual de los sensores duales.
Los sensores duales son usados para suministrar todas las entradas del
EEC excepto las presiones, (transductores simples de presión dentro del
EEC proporcionan señales para cada canal --A y B).
El EEC usa un software idéntico en cada uno de los dos canales. Cada canal tiene su propio suministro
de potencia, procesador, memoria de programa y funciones de entrada/salida. El modo de operación
y la selección del canal en control es decidida por la disponibilidad de señal de entrada y controles de
salida.
Cada canal normalmente usa sus propias señales de entrada, pero cada canal puede también usar
señales de entrada del otro canal si se requiere, por ejemplo, detecta entradas defectuosas o
sospechosas.
Una falla de la señal de salida en un canal causará un cambio a control desde el otro canal.
En caso de fallas en ambos canales una jerarquía pre--determinada decide qué canal es más capaz
de controlar y utiliza ese canal.
En caso de pérdida de ambos canales, o pérdida de energía eléctrica, los sistemas están diseñados
para ir hacia las posiciones a prueba de fallas.
PROTECCION DE LOS LÍMITES DEL MOTOR
General
El FADEC evita una sobrepresión excesiva involuntaria del rating esperado (límite EPR y target EPR) durante la
configuración de potencia.
También evita exceder las velocidades del rotor (N1 y N2) y los límites de presión del burner (quemador).
Además, la unidad FADEC monitorea el EGT y envía una indicación apropiada al display del cockpit en caso
de sobre pasar el límite.
La unidad FADEC también proporciona surge recovery (recuperación de un surge).
Sobre-velocidad
La lógica de protección de sobre-velocidad consiste en loops limitadores de sobre-velocidad, para los rotores
de baja y alta velocidad, los cuales actúan directamente sobre el comando de flujo de combustible. El sistema
de circuitos complementario para protección de sobre-velocidad está también incorporado en el EEC. Las
señales de corte para el hardware y el software son combinadas para activar un torque motor que impulsa una
overspeed valve (válvula de
Sobre- velocidad) separada en la unidad de medición de combustible para reducir el flujo de combustible a
un valor mínimo. El motor puede ser apagado para resetear el sistema de sobrevelocidad para permitir un
rearranque si se desea.
Surge del Motor
El surge del motor es detectado por una rápida disminución en la presión del quemador o en el valor de razón
de cambio de presión del quemador, que indica que el surge varía con el nivel de potencia del motor.
Una vez detectado, el EEC reseteará los stator vanes en varios grados en la dirección cerrada, abrirá los
sangrados de la etapa 7ª y 10ª del booster, y bajará el programa máximo de Wf/Pb.
El restablecimiento de la presión del quemador a su nivel de estado estable o el transcurso de un timer
(temporizador) liberará los reseteos en los programas y permitirá que los sangrados se cierren.
POWER MANAGEMENT (MANEJO DE LA POTENCIA)
Modo Autothrust (empuje automático)
El modo autothrust está solamente disponible entre el idle (ralentí) y máximo
(MCT) cuando la aeronave está en vuelo.
Después del despegue la palanca es tirada hacia atrás hacia la posición máxima de ascenso. La función
autothrust estará activa y proporcionará un target
EPR para:
Max climb thrust (empuje de de ascenso max.)
Optimum thrust (empuje óptimo)
An aircraft speed (Número Mach) (velocidad de la aeronave)
A minimum thrust. (Un empuje mínimo)
Modo Memo
En el modo memo el valor de empuje es congelado al último valor real de
EPR, y permanecerá congelado hasta que la palanca de empuje sea movida manualmente o que el autothrust
sea reseteado con el pushbutton switch de autothrust.
Cuando la función de autothrust es desenganchada mientras la palanca de empuje está en el tope MCT/FLX
o CL (Maximum Continuous / Flexible Take-Off or Climb) (Despegue Continuo Máximo/Flexible o Ascenso), el
empuje es asegurado hasta que la palanca sea movida manualmente.
El modo Memo o Empuje asegurado es ingresado automáticamente desde el modo autothrust cuando:
El EPR target es inválido,
O uno de los pushbutton switches de desconexión instintiva en la palanca de empuje es activado,
O las señales de autothrust son pérdidas desde la EIU.
Modo Manual
Este modo es ingresado cada vez que las condiciones para los modos autothrust o memo no están presentes.
En este modo, la palanca de empuje fija un valor EPR proporcional a la posición de la palanca de empuje hasta
empuje máximo de despegue.
Flexible take-off rating (Rating de despegue flexible)
El FLEXIBLE TAKE-OFF rating es fijado por método de temperatura asumida con la posibilidad de insertar un valor
de temperatura asumida más alto que el máximo certificado para la operación del motor. (30 deg C)
ACTIVACION/DESACTIVACION DE AUTOTHRUST
La función autothrust (ATHR) puede estar enganchada o activa.
La lógica de enganche es hecha en el Flight Management Computer (FMGC)
(Computador de Manejo de Vuelo) y la lógica de activación está implementada en el EEC.
La lógica de activación en la unidad EEC está basada en dos discretas digitales:
ATHR enganchada,
ATHR activa desde el FMGC, más una discreta análoga desde el pushbutton de desconexión instintiva en el
throttle (acelerador).
La función ATHR es enganchada automáticamente en el FMGC mediante demanda del modo de piloto
automático y manualmente mediante la acción en el ATHR pushbutton ubicado en la Flight Control Unit (FCU)
(Unidad de Control de Vuelo).
La desactivación de ATHR y desenganche de ATHR son logradas mediante la acción en el pushbutton de
desconexión ubicado en las palancas del throttle o pulsando el ATHR pushbutton siempre que ATHR esté
enganchado, o por selección de empuje de reversa.
Si la condición Alpha Floor no está presente, la fijación de al menos una palanca de throttle hacia adelante de
la puerta de MCT conduce a una desactivación de ATHR pero mantiene ATHR enganchado.
Si la condición Alpha Floor está presente, la función ATHR puede ser activada sin importar la posición del throttle.
El empuje es controlado por la posición de la palanca de throttle y ATHR será activado nuevamente apenas
ambos throttles estén fijo en o debajo de la puerta de MCT
Cuando ATHR es desactivado (acción del piloto o falla), el empuje es congelado al valor real al momento de
la desactivación. El empuje será ligado a la posición de la palanca del throttle apenas los throttles hayan sido
sacados de las posiciones MCT o MCL.
NOTE:
EL AUTOTHRUST SOLAMENTE ES ACTIVO EN MODO EPR. EN MODO
RATED O UNRATED DE N1 EL AUTOTHRUST ES PERDIDO.
REQUIRIMIENTOS DE CONFIGURACION DE EPR
EPR
El EEC usa control de loop cerrado basado en EPR o, si EPR no es obtenible, en N1.
Bajo control de EPR, el EPR target es comparado con el EPR real para determinar el error de EPR.
El error de EPR es convertido a un comando de Fuel Flow (FF) (flujo de combustible) controlado por el rate el
cual es sumado con el flujo de combustible medido (FF real) para producir el error de FF.
El error de FF es convertido a una corriente (I) que es enviada al torque motor dual. El torque motor reposiciona
la Fuel Metering Valve (FMV) (válvula de medición de combustible) para cambiar el flujo de combustible.
Las entradas requeridas para control de EPR son:
Temperatura ambiente (T amb)
Temperatura de la entrada de aire del motor (T2)
Altitud (ALT)
Número Mach (Mn)
Throttle Resolver Angle (TRA) (ángulo del resolver del acelerador).
Sangrados de Servicio
Es posible re-seleccionar el modo de control primario (EPR) mediante el P/B
switch del modo N1 a continuación de una reversión automática a modo rated o unrated de N1.
Si la falla está aún presente, el EEC permanecerá en su modo actual de configuración de empuje. Si la falla ya
no está presente, el EEC se cambiará al modo de control primario (EPR). Si la falla vuelve a ocurrir más adelante,
la reversión de vuelta será al modo N1 (rated o unrated).
REQUERIMIENTOS DE CONFIGURACION DE RATED N1
Rated N1
La pérdida ya sea de la señal P2 o P 4.9 causará una reversión automática al
control de loop cerrado de rated N1.
Este es un modo de control alterno que se utiliza para controlar el empuje automáticamente.
Es un modo despachable pero el autothrust no está disponible
cuando se está operando en este modo. El modo rated de N1 también puede
ser seleccionado manualmente actuando el N1 MODE P/B switch relacionado
(uno por motor) que está ubicado en el panel de sobre cabeza.
Las entradas requeridas para el control rated de N1 son:
- T2 y
- el Throttle Resolver Angle ( TRA ).
El procesamiento de la señal de error de N1 es el mismo que para la señal de error de EPR.
REQUERIMIENTOS DE CONFIGURACION UNRATED DE N1
Unrated N1
La pérdida de la señal T2 causará una reversión automática al control de loop cerrado de unrated N1.
Las indicaciones Max de rating limit de N1, N1, palanca de empuje de N1 y, modo N1 en el ECAM superior son
perdidas.
La entrada requerida para el control unrated de N1 es:
- El Throttle Resolver Angle (TRA).
La configuración de empuje del unrated de N1 requiere que el empuje sea configurado manualmente a una
velocidad N1. Una sobrepresión excesiva puede ocurrir en la configuración de empuje de unrated de N1 en la
posición completamente adelante de la palanca de empuje. El uso de sobrepresión excesiva de la
configuración de empuje de unrated de N1 por sobre el empuje rated (nominal) normal no es recomendado y
resultará en una vida reducida del motor.
El N1 máximo debe por lo tanto ser determinado a partir de las tablas en el Flight Crew Operating Manual
(FCOM) (Manual de operación de la Tripulación de Vuelo). Es un modo no--despachable y autothrust no está
disponible al operar en este modo. El procesamiento de la señal de error de N1 es el mismo que para la señal
de error de rated de N1.
ESTRATEGIA DE FALLAS DE FADEC
General
El sistema de Electronic Engine control (EEC) es dual, los dos canales son iguales.
Las fallas son clasificadas como clase 1, 2, 3.
De acuerdo a la clase de la falla, el sistema puede usar datos del otro canal, o cambiarse al otro canal. Las
fallas son memorizadas en el BITE del sistema a medida que ocurren.
Estrategia de Fallas de Entrada
Todos los sensores y señales de feedback son duales.
Cada sensor de parámetro, así como los sensores de feedback usados por cada canal, provienen de dos
fuentes diferentes:
Local o de canal cruzado a través del Cross channel Data Link (Conexión de Datos de Canal
Cruzado)
NOTE:
Algunos sensores pueden directamente ser sintetizados por el canal correspondiente
Falla de Señal de Entrada Simple
No hay cambio de canal para fallas de señal de entrada, mientras el Cross Channel Data Link esté operativo.
NOTE:
Las fallas no son enclavadas.
El restablecimiento automático es posible.
Falla de Señal de Entrada Dual
Si ocurre una falla de señal de entrada dual, el sistema funciona con los valores sintetizados del canal más
saludable.
El canal seleccionado es aquel que tenga la falla menos significativa.
Falla de Señal de Salida Simple
Si ocurre una falla de salida, hay un cambio automático al canal activo de reserva.
T/S ACTION:
Un Canal - muy probablemente una falla del LRU.
Falla de Señal de salida completa
En caso de falla de salida completa, no habrá flujo de corriente a través de los torque motors o solenoides. El
componente asociado será la posición “FAIL--
SAFE”.
NOTE:
Si el suministro de potencia del EEC es perdido, los componentes irán a la posición “FAIL--SAFE”.
REQUIRIMIENTOS DE CONFIGURACION DE EPR
EPR
El EEC usa control de loop cerrado basado en EPR o, si EPR no es obtenible, en N1.
Bajo control de EPR, el EPR target es comparado con el EPR real para determinar el error de EPR.
El error de EPR es convertido a un comando de Fuel Flow (FF) (flujo de combustible) controlado por el rate el
cual es sumado con el flujo de combustible medido (FF real) para producir el error de FF.
El error de FF es convertido a una corriente (I) que es enviada al torque motor dual. El torque motor reposiciona
la Fuel Metering Valve (FMV) (válvula de medición de combustible) para cambiar el flujo de combustible.
Las entradas requeridas para control de EPR son:
Temperatura ambiente (T amb)
Temperatura de la entrada de aire del motor (T2)
Altitud (ALT)
Número Mach (Mn)
Throttle Resolver Angle (TRA) (ángulo del resolver del acelerador).
Sangrados de Servicio
Es posible re-seleccionar el modo de control primario (EPR) mediante el P/B switch del modo N1 a continuación
de una reversión automática a modo rated o unrated de N1.
Si la falla está aún presente, el EEC permanecerá en su modo actual de configuración de empuje. Si la falla ya
no está presente, el EEC se cambiará al modo de control primario (EPR). Si la falla vuelve a ocurrir más adelante,
lareversión de vuelta será al modo N1 (rated o unrated).
REQUERIMIENTOS DE CONFIGURACION DE RATED N1
Rated N1
La pérdida ya sea de la señal P2 o P 4.9 causará una reversión automática al control de loop cerrado de rated
N1.
Este es un modo de control alterno que se utiliza para controlar el empuje automáticamente.
Es un modo despachable pero el autothrust no está disponible cuando se está operando en este modo. El modo
rated de N1 también puede ser seleccionado manualmente actuando el N1 MODE P/B switch relacionado (uno
por motor) que está ubicado en el panel de sobre cabeza.
Las entradas requeridas para el control rated de N1 son:
- T2 y
- El Throttle Resolver Angle (TRA).
El procesamiento de la señal de error de N1 es el mismo que para la señal de error de EPR.
REQUERIMIENTOS DE CONFIGURACION UNRATED DE N1
Unrated N1
La pérdida de la señal T2 causará una reversión automática al control de loop cerrado de unrated N1.
Las indicaciones Max de rating limit de N1, N1, palanca de empuje de N1 y, modo N1 en el ECAM superior son
perdidas.
La entrada requerida para el control unrated de N1 es:
- El Throttle Resolver Angle (TRA).
La configuración de empuje del unrated de N1 requiere que el empuje sea configurado manualmente a una
velocidad N1. Una sobrepresión excesiva puede ocurrir en la configuración de empuje de unrated de N1 en la
posición completamente adelante de la palanca de
empuje. El uso de sobrepresión excesiva de la
configuración de empuje de unrated de N1 por sobre el
empuje rated (nominal) normal no es recomendado y
resultará en una vida reducida del motor.
El N1 máximo debe por lo tanto ser determinado a partir
de las tablas en el
Flight Crew Operating Manual (FCOM) (Manual de
operación de la Tripulación de Vuelo).
Es un modo no--despachable y autothrust no está
disponible al operar en este modo.
El procesamiento de la señal de error de N1 es el mismo
que para la señal de error de rated de N1.
ESTRATEGIA DE FALLAS DE FADEC
General
El sistema de Electronic Engine control (EEC) es dual, los dos canales son iguales.
Las fallas son clasificadas como clase 1, 2, 3.
De acuerdo a la clase de la falla, el sistema puede usar datos del otro canal, o cambiarse al otro canal. Las
fallas son memorizadas en el BITE del sistema a medida que ocurren.
Estrategia de Fallas de Entrada
Todos los sensores y señales de feedback son duales.
Cada sensor de parámetro, así como los sensores de feedback usados por cada canal, provienen de dos
fuentes diferentes:
Local o de canal cruzado a través del Cross channel Data Link (Conexión de Datos de Canal Cruzado)
NOTE:
Algunos sensores pueden directamente ser sintetizados por el canal correspondiente
Falla de Señal de Entrada Simple
No hay cambio de canal para fallas de señal de entrada, mientras el Cross Channel
Data Link esté operativo.
NOTE:
Las fallas no son enclavadas.
El restablecimiento automático es posible.
Falla de Señal de Entrada Dual
Si ocurre una falla de señal de entrada dual, el sistema funciona con los valores sintetizados del canal más
saludable.
El canal seleccionado es aquel que tenga la falla menos significativa.
Falla de Señal de Salida Simple
Si ocurre una falla de salida, hay un cambio automático al canal activo de reserva.
T/S ACTION:
Un Canal - muy probablemente una falla del LRU.
Falla de Señal de salida completa
En caso de falla de salida completa, no habrá flujo de corriente a través de los torque motores o solenoides. El
componente asociado será la posición “FAIL-SAFE”.
NOTE:
Si el suministro de potencia del EEC es perdido, los componentes irán a la posición “FAIL-SAFE”.
75-31 SISTEMA DE FLUJO DE AIRE DEL COMPRESOR LP
BOOSTER BLEED SYSTEM (SISTEMA DE SANGRADO DEL BOOSTER)
General
La función primaria del sistema de control del flujo de aire del compresor LP es controlar el flujo de aire,
asegurando de este modo la operación estable del compresor durante:
-- Arranque del motor
-- Operación transiente del motor.
Descripción
General
-- el sistema de control del flujo de aire incluye:
1. Dos actuating rods (varillas actuadoras) de la válvula bleed
2. Jack Fork End del Pistón
3. Un actuador maestro de sangrado del LPC
4. Un actuador subordinado de sangrado del LPC
5. Estructura Intermedia
Un mecanismo de actuación y booster bleed valve
El sistema de control del flujo de aire opera automáticamente para controlar el aire sangrado desde el
compresor LP.
Los dos actuadores están mecánicamente sujetos a cada actuating rod y, al mecanismo de actuación y
válvula bleed. Los dos actuadores están conectados hidráulicamente y operan juntos por señales de
comando y de feedback desde/hacia el EEC.
POSICION A PRUEBA DE FALLAS:
“BSBV OPEN” (BSBV abierta)
En caso de un funcionamiento defectuoso “ENG 1 (2) COMPRESSOR VANE” es mostrado en el ECAM E / WD.
MECANISMO DE ACTUACION DE BSBV
Booster Bleed Valve and Actuating Mechanism (Mecanismo de Actuación y Booster Bleed Valve)
Descripción
El mecanismo de actuación y válvula bleed es un sub--conjunto que incluye:
-- El support ring
-- La ring valve
-- Los dos brazos superiores, los brazos inferiores y los ocho brazos centrales
-- Las dos actuating rods conectan los dos brazos de potencia superiores a los dos actuadores.
El mecanismo de actuación y válvula bleed opera para sincronizar cada válvula bleed, en relación a las
posiciones de los dos actuadores.
75-32 SISTEMA DE FLUJO DE AIRE DEL COMPRESOR HP
VSV SYSTEM COMPONENTS (COMPONENTES DEL SISTEMA VSV)
Las cuatro etapas de estatores de incidencia variable incluyen inlet guide vanes para la etapa 3 y stator
vanes de las etapas 3, 4 y 5.
General
El propósito de este sistema es posicionar los Inlet Guide Vanes (IGV) y stator vanes, usando un actuador
hidráulico impulsado por combustible, en respuesta a señales eléctricas proporcionadas por el EEC.
Control del Variable Stator Vane (VSV)
La posición de VSV es controlada por el EEC como una función de N2/raíz cuadrada de teta T 2.6 (valor
sintetizado).
El EEC usa la señal de feedback de VSV desde los LVDT para ajustar la posición real de VSV.
Descripción
Actuador de los Variable Stator Vanes
El actuador de los stator vanes controla precisamente el movimiento de los vanes con respecto a una
corriente de torque motor suministrada por el EEC. La operación de los stator vanes es regulada por control
preciso de flujo de combustible de alta presión hacia un lado u otro de un pistón de área diferencial. El pistón
tiene un tope externamente ajustable de baja velocidad en el extremo extendido de su recorrido. El tope de
alta velocidad está formado por un collar que limita la retracción del pistón. Se han hecho provisiones para
trabar el pistón con un rigging pin (pin de reglaje) para propósitos de configuración.
Linear Variable Differential Transformer (LVDT) (Transformador Diferencial Variable y Lineal)
Un Linear Variable Differential Transformer (LVDT) de bobinado doble está ubicado en el centro de la varilla del
pistón del actuador. El LVDT completa el loop de control electrónico al proporcionar una señal de posición del
actuador al Electronic Engine Control.
Linkage (enlace) del Motor con el Actuador de VSV
El linkage (enlace) de IGV y Stator Vane del motor está conectado a un fork end en la varilla del pistón de la
unidad de VSVA. El pin de aseguracióndel link en el fork end.
Operación del Actuador de VSV
Los dual wound torque motors convierten señales de transmisión eléctricamente aisladas desde cada canal
del Electronics Engine Control (EEC) en señales de transmisión hidráulica para posicionar el pistón del
actuador.
Si la potencia hacia el torque motor del actuador del stator vane es perdida, el actuador del stator vane se irá
a la posición full open.
Mecanismo de Actuación del Variable Stator Vane
El mecanismo de operación de geometría variable para el compresor incluye los siguientes elementos
-- actuator/crankshaft drag link
-- crankshaft (acero)
-- cuatro crankshaft/unison ring drag links
-- cuatro unison rings
-- spindle levers (titanio)
-- IGV variables y variable stators de la etapa 3, 4, y 5
POSICION A PRUEBA DE FALLAS:
“VANES OPEN”
En caso de funcionamiento defectuoso “ENG 1 (2) COMPRESSOR VANE” es mostrado en el ECAM E / WD.
VSV RIGGING (REGLAJE DE VSV)
Variable Stator Vane System (VSVS)
Instalación/Rigging del Actuador
Antes de que el actuador sea removido es importante que el conjunto de crankshaft de VSV sea trabado a fin
de prevenir daño a los stator vanes.
Rig pins (pines de reglaje) son proporcionados para trabar el crankshaft y el actuador, como se muestra más
abajo.
Después que los tubos de suministro y retorno de combustible han sido desconectados, el crankshaft debiera
ser rotado para alinear los agujeros de los rig pins en la palanca de entrada y la carcasa del rodamiento
delantero.
Flats del Spanner (Wrench) (llave de tuerca--inglesa) son proporcionados en el crankshaft para este propósito.
La instalación de los rig pins traba el conjunto de crankshaft con el actuador y vanes en la posición de alta
velocidad (actuador fully retracted).
HANDLING BLEED VALVES (VALVULAS BLEED DE MANEJO)
Las handling bleed valves están sujetas al compresor HP para mejorar el arranque del motor, y prevenir un
surge del motor cuando el compresor está operando en condiciones off--design.
Un total de cuatro bleed valves son usadas, tres en la etapa 7 y una en la etapa 10.
Las handling bleed valves son de dos posiciones solamente --fully open o fully closed--, y son operadas
neumáticamente por su respectiva válvula de control con solenoide.
Las válvulas de control con solenoide son programadas por el EEC.
Cuando las válvulas bleed están abiertas, el aire sangra hacia el conducto del fan a través de puertos en el
tubo interno de los conductos “C”.
El servo aire usado para operar las válvulas bleed es aire de entrega del compresor HP conocido como P3 o
Pb.
Silenciadores son usados en algunas válvulas bleed.
Todas las válvulas bleed son spring loaded a la posición abierta y por lo tanto siempre estarán en la posición
correcta (open) para el arranque.
HANDLING BLEED VALVES FUNCTION (FUNCION DE LAS HANDLING BLEED VALVES)
Descripción
La válvula bleed es una válvula de dos posiciones y está fully open o fully closed.
La válvula bleed es spring loaded a la posición open y por lo tanto todas las válvulas bleed estarán en la
posición correcta -open- para el arranque del motor.
Cuando el motor es arrancado el aire sangrado del motor tratará de cerrar la válvula. La válvula es
mantenida en la posición abierta por servo aire (P3) suministrado desde la válvula de control con solenoide
(solenoide desenergizado).
Las válvulas bleed serán cerradas en el momento correcto durante una aceleración del motor por el EEC,
energizando el solenoide. La control valve ventea el servo aire P3 desde la cámara de apertura de la válvula
bleed, y la válvula bleed se moverá a la posición cerrada.
Operating Schedule (Programa de Operación)
El programa para una válvula bleed -- 7C--es mostrado, en detalle, más abajo.
Steady State (Estado de Vuelo Recto)
Puede observarse que a la válvula se le comandará cerrarse en ralentí mínimo estabilizado, 8600 N2, y no será
abierta nuevamente en Steady state.
Transiente
A la válvula se le comandará abrirse durante aceleración del motor cada vez que N2 esté por debajo de la
velocidad transiente de cierre. De este modo, durante una aceleración desde ralentí mínimo hasta velocidad
máxima la válvula será abierta y permanecerá abierta hasta que la velocidad pase la velocidad de cierre
transiente.
Si la aceleración es a una velocidad por debajo de la velocidad de cierre transiente, la válvula permanecerá
abierta hasta que expire el tiempo de aceleración (30 segundos).
Durante las desaceleraciones, a la válvula se le comandará abrirse cada vez que N2 esté por debajo de la
velocidad de apertura transiente. La válvula permanece abierta hasta que cesa la desaceleración y un
tiempo de desaceleración, de 2 segundos, expira.
Note: El régimen transiente es levemente modificado para operación sobre
15000 ft, pero opera de la misma forma.
Surge/Reverse
Si el motor está operando en operación de empuje de reversa, es lo mismo que en Transiente pero aplican
velocidades diferentes. En caso de un surge del motor a la válvula se le comandará abrirse, si la velocidad es
menor a la velocidad de apertura, y permanecerá abierta hasta que el motor se re--estabilice.
Durante una desaceleración del motor, la operación de reversa ocurre y la válvula bleed se abre.
UBICACIONES DE LAS VALVULAS BLEED
Las válvulas bleed están dispuestas radialmente alrededor del case del compresor
HP, como se muestra más abajo.
HANDLING BLEED VALVE MALFUNCTIONS (FUNCIONAMIENTOS DEFECTUOSOS DE LAS HANDLING BLEED VALVES)
Una orden de ingeniería (010169) es emitida para cubrir estos problemas.
ATASCAMIENTO DE LAS HANDLING BLEED VALVES DE LA 7ª/10ª ETAPA
Arranques hung o starting stalls experimentados debido a que las handling bleed valves de la 7ª y 10ª etapa
no logran abrise o cerrarse.
Las consecuencias del funcionamiento defectuoso de una o más handling bleed valves en:
la capacidad en tierra y de arranque en vuelo,
la operatibilidad del motor (operación libre de surges)
el desempeño del motor (EGT, consumo de combustible)
han sido evaluadas y resumidas en las siguientes tablas:
NOTE:
Un test de sangrado es proporcionado para verificar el funcionamiento apropiado de las válvulas bleed y las
válvulas solenoides.
NACELLE VENTILATION (VENTILACION DE LA NACELA)
La ventilación es proporcionada para la Zona 1 del compartimiento del fan y para la Zona 2 del
compartimiento del core:
evitar el sobrecalentamiento de accesorios y componentes
evitar la acumulación de vapores inflamables.
Ventilación de la Zona 1
Aire ram entra a la zona a través de una entrada ubicada en el lado izquierdo superior de la capota de
entrada de aire.
El aire circula a través del compartimiento del fan y sale por el escape ubicado en la línea central trasera
inferior de las puertas de la capota del fan.
Ventilación de la Zona 2
La ventilación de la Zona 2 es proporcionada por aire que escapa desde el sistema de active clearance
control (A.C.C.) (Control de Tolerancia Activa) alrededor del área de turbinas. El aire circula a través del
compartimiento core y sale a través de la bifurcación inferior de los ductos “C”.
Ventilación durante Ground Running (Funcionamiento en Tierra)
Durante el ground running existen bolsillos locales de convexión natural los que proporcionan algo de
ventilación del case del fan -- Zona 2.
La ventilación de la Zona 2 es aún efectuada de la misma manera que cuando el motor esta funcionando.
75-41 TEMPERATURA DE LA NACELA
NACELLE TEMPERATURE GENERAL (TEMPERATURA DE LA NACELA -- GENERAL)
El Nacelle Temperature Sensor (Sensor de Temperatura de la Nacela) tiene un Measurement Range (Rango de
Medida de) --54 _C a 330 _C.
Esta señal es alimentada a la EIU la que transforma la información a formato digital.
La EIU transmite los datos al sistema ECAM.
La temperatura de la nacela es mostrada si el sistema no está en el modo de partida y una de las dos
temperaturas alcanza el límite advisory.
Una indicación de advisory será creada en la página del sistema del motor cuando la temperatura alcance
aproximadamente 300 - 320 _C.
ATA 74 IGNICION
74-00 IGNITION SYSTEM PRESENTATION (PRESENTACION DEL SISTEMA DE IGNICION)
GENERAL
Operación del Sistema
La ignición dual es automáticamente seleccionada para:
-- todos los arranques en vuelo
-- intentos de arranque manual
-- ignición continua
La ignición alternada simple es seleccionada para los autoarranques en tierra.
Test del Sistema
El sistema puede ser chequeado en tierra, con el motor shutdown, a través del menú de mantenimiento CFDS.
COMPONENTES DEL SISTEMA DE IGNICION
El sistema comprende:
una caja de relés de ignición
dos unidades exitadoras de ignición
dos bujías -- ubicados en el sistema de combustión adyacente a las boquillas surtidoras de
combustible (fuel spray nozzles) Nos. 7 y 8.
dos cables conectores de ignición H.T. enfriados por aire (el enfriamiento es proporcionado por aire
del fan).
Caja del Relé de ignición
El sistema de ignición utiliza 115V AC suministrados desde las bus bars normal y stand--by de AC 115V hacia las
caja de relé.
Los relés de 115V que son usados para conectar/aislar los suministros están ubicados en la caja de relés y son
controlados por señales desde el EEC.
NOTE: La misma caja de relés también aloja los relés que controlan los suministros de 115V AC para el
calentamiento de la sonda P2/T2.
NOTE: De acuerdo a M.E.L. ¡el sistema de IGN. A es requerido como mínimo!
