ELECTRICAL SYSTEM
ATA 24 A-320
GENERAL •
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En la aviación comercial actual este sistema esta constituido por corriente alterna (CA) y corriente continua (CC). La CA (AC) se obtiene desde los alternadores montados en los respectivos motores y que generan 115VAC, 400Hz. y 3Ø. Este tipo de corriente se usa para comunicaciones, navegación, navegación, control, iluminación, calefacción, mover motores, etc. En los tri/tetramotores trabajan en paralelo y/o aislados. En los bimotores trabajan aislados. Otra fuente de energía eléctrica es entregada, en vuelo o en tierra, por el APU. En caso de falla de los alternadores existe un inverter (CC a CA) estático, alimentado por la batería del avión, que entrega 115VAC, 400Hz. y una Ø, utilizado por algunos de los sistemas de navegación y comunicaciones esenciales para el vuelo.
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En modelos de BN-767 y posteriores así como los modelos AB318 y posteriores en caso de falla de todos los alternadores entra en servicio un generador movido por un motor hidráulico alimentando sistemas esenciales para el vuelo. Por medio de autotransformadores se obtienen 26VAC, generalmente de control (indicadores: PRESS., T° y POS.) y 5VAC para la iluminación integral de paneles y/o instrumentos. En tierra se conecta al avión un carro generador de 115VAC para alimentar todo el sistema eléctrico del aeroplano. Y a pedido del operador se puede incluir una conexión para un carro de 28VDC.
GENERAL
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ALTERNADOR: consta de un generador excitador, de un rotor rectificador y el generador principal. Carece de escobillas, conmutadores o anillos deslizantes. Rota a una velocidad constante por medio de la unidad de velocidad constante (CSD). La CSD esta unida al alternador o es parte integral de él (IDG). El alternador es movido por una unidad denominada CSD. La particularidad de la CSD es que su eje de salida rota a una velocidad constante. Es movida por el motor. Es enfriado por aire del fan o por aceite (A320). El del B737-200 tiene una potencia de 40/45KVA. El del A320 y B767 la potencia es de 90KVA.
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Excitador: este estator tiene montado, entre sus polos, unos imanes permanentes que elimina el voltaje de partida o relé de partida. La corriente de excitación proviene del regulador de voltaje a través del relé de campo (Field Relay). El alambrado del campo posee dos enrollados en paralelo. Un extremo de ellos conectado a un terminal de excitación y el otro extremo conectado al otro borne por medio de un termistor para compensar las variaciones de resistencia debido a los cambios de temperatura.
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Rotor rectificador: montado sobre rodamiento. En el interior lleva rectificadores (6), un devanado estrella, una bobina por la cual circula una corriente continua (DC), creando así un campo magnético rotatorio que corta el devanado del estator de salida (generador principal).
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Generador principal: estator de salida tiene entre fases 200VAC y entre fase y tierra 115VAC. Tanto los cables que van a las barras de distribución como los que van a tierra lo hacen a través de transformadores de corriente (CT), para los efectos de protección y control. La potencia entregada, que se expresa en Volt Ampere (VA), dependerá del consumo del avión en particular. El factor de potencia varia entre 95% y 75%.
GENERAL •
CONTACTORES: son del tipo de aseguramiento magnético, esto se logra con una bobina de abierto (O) y otra de cerrado (C) o utilizando una sola bobina de control. Posee contactos principales y una serie de contactos auxiliares. Van ubicados en panel de disyuntores automáticos (CB’s.) sito en la cabina de mando o en el compartimento E/E. permiten conectar al generador con su barra. Los más conocidos son el del generador (GB), el del carro eléctrico (EPC), el de la barra de unión (BTB), reles de transferencia.
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DISYUNTORES (CB’s): son protectores térmicos que limitan la corriente que circula por un componente, abriendo el circuito. Se ubican en paneles que van detrás de los asientos de los pilotos y en menor cantidad en el panel sobrecabeza y compartimento E/E. Puede ser tipo magnético, al exceder la corriente máxima el campo magnético creado es capaz de abrir los contactos del fusible e interrumpir el circuito. Existe otro tipo que posee un bimetal que al alcanzar el máximo de corriente se calienta y abre el circuito eléctrico. Algunas veces les colocan collarines de colores para facilitar el trabajo de mantenimiento. El rojo se debe tirar cuando el avión va a quedar en tierra, por ejemplo, en la noche. El verde esta monitoreado por el SDAC y al saltar se avisa en el ECAM.
GENERAL •
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Los de color amarillo se tiran cuando se esta volando solo con baterías. Hay algunos que no se pueden tirar manualmente como es el caso de los Wing Tip Brakes (WTB).
GENERAL •
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CONJUNTO DE UNIDAD DE VELOCIDAD CONSTANTE Y GENERADOR (IDG): es un conjunto formado por la unidad de velocidad constante (CSD) y el generador. Se conecta a la caja de accesorios del motor usando el QAD. El eje de entrada de la IDG tiene una estrangulación que actúa como fusible mecánico para proteger la caja de accesorios y también a la IDG de sufrir mayores daños. La velocidad de la CSD es controlada por un gobernador o una servo válvula. Válvula controlada por la correspondiente GCU. Un circuito sensor dentro de el verifica la frecuencia del sistema para operar dicha válvula.
CAUTION: THE OIL OVERFLOW DRAINAGE PROCEDURE CAN TAKE UP TO 20 MINUTES TO COMPLETE. FAILURE TO OBSERVE THE OVERFLOW TIME REQUIREMENTS CAUSE HIGH IDG OIL LEVEL CONDITION RESULTING IN ELEVATED OPERATING TEMPERATURES AND DAMAGE TO THE IDG.
NOTE: Before you do a check of the oil level, we recommend that you do dry motoring for two minutes (Ref. TASK 71-00-00-710-045). Alternatively, you can do the check after an engine run at minimum idle (Ref. TASK 71-00-00-710-043). This is to make sure you get maximum filling of the external oil system
CAUTION: IF YOU DRY-MOTOR THE ENGINE, MAKE SURE THAT THE OIL LEVEL IS STABLE BEFORE YOU DO THE INSPECTION. IN AMBIENT AIR TEMPERATURES OF LESS THAN 20C, THE OIL LEVEL WILL BECOME STABLE ONLY AFTER 30 MINUTES. THUS THE LEVEL INDICATIONS ON THE SIGHTGLASS WILL NOT BE CORRECT BEFORE THE END OF THIS PERIOD. IF YOU ADD OIL WHEN IT IS NOT NECESSARY, THERE IS A RISK THAT YOU WIL CAUSE FAILURE OF THE IDG.
GENERAL •
IDG: consta de su propio sistema de aceite el cual es limpiado, desaireado y enfriado. Alimenta las unidades hidráulicas, las de control y al generador. El combustible enfría el aceite en un intercambiador de calor ( A320: 70C/105C).
GENERAL •
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IDG: sus indicaciones en cabina son temperatura de aceite, presión de aceite (LO PR) y velocidad (Hz), que son mostrados en las pantallas correspondientes, luces de aviso de falla (MASTER CAUTION) y mensajes en la pantalla para el trabajo de mantenimiento. Lo anterior se refiere a los aviones que utilizan pantallas (GLASS COCKPIT). Avisos de sobre temperatura > 185C o de baja presión o de baja velocidad se muestran en dichas pantallas acompañados por audio y MASTER CAUTION
GENERACION •
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Consta de dos redes (1 y 2) alimentadas en la siguiente secuencia : por su generador, generador, por el carro eléctrico, por el APU y por el otro generador. Los interruptores de control se encuentran en el panel sobrecabeza. El control sobre los generadores lo hacen vía respectivo GCU. La información de los distintos distintos parámetros parámetros del generador y GCU que se muestran en el ECAM se hace a través del EGIU.
GENERAL •
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UNIDAD DE CONTROL DEL GENERADOR (GCU): sus funciones son las de regular el voltaje AC, de control y de protección. Hay una por generador, motores y APU, ubicadas en el E/E. Se alimenta con AC. desde su generador (PM) y en su interior posee un T/R. Y como apoyo ( back up), en caso de falla, usa la batería del avión. En los aviones modernos se incluye el EP y comparte información con los GCU de generadores para tener en todo momento el status del sistema de generación. Los sistemas generadores de emergencia también cuentan con estos componentes.
GENERAL •
GCU., SUS FUNCIONES SON: -- Control y Protección de la red y del generador -- Control de las indicaciones -- Sistema de prueba y Auto control
GENERAL •
POTENCIA AC EXTERNA (External Power o Ground Power Unit): se usa en lugar de los alternadores del avión, motor o APU, es auto propulsado o arrastrado y en algunas ocasiones se encuentra instalado en algún sitio (planta) y se lleva vía subterránea a los estacionamientos. Energiza todos los sistemas del avión así mantenimiento puede cumplir con sus labores o puede alimentar algunos enchufes y luces, generalmente para aseo de las cabinas o mantenimientos menores.
GENERAL •
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La conexión del EP se hace por la parte inferior del avión delante del pozo del tren de nariz. El receptáculo consta de cuatro pines (0.436”dia.) que corresponden a cada una de las fases más el neutro. Posee un par de pines, más cortos y delgados (0.311”dia.) que los otros y cuya misión es completar el circuito (DC) de control del EP. En el panel hay un par de luces que le indica al técnico cuando el generador del EP esta conforme (CONN) y si esta siendo usado o no (NOT IN USE). También hay un par de jacks de interfonía, el botón de llamada al piloto y el interruptor de la luz del pozo del tren de nariz.
GENERAL •
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El interruptor de control del EP está en el panel sobrecabeza. En los aviones más modernos los interruptores son remplazados por botones (push button) que incorporan las respectivas luces de operación. Las indicaciones de voltaje y frecuencia se dan en las pantallas. El switch para al operación restringida del EP se ubica en el techo frente a la entrada delantera del avión.
GENERAL •
CORRIENTE CONTINUA (DC): la AC se transforma y luego se rectifica usando los transformadores /rectificadores (T/R). Estos entregan 28VDC para alimentar circuitos de control, luces, motores, comunicaciones, etc. Están sitos en el compartimento E&E, ubicado bajo el piso de la cabina y su acceso es por una puerta (s) ubicada (s) en el sector del tren de nariz. Son refrigerados por el sistema de enfriamiento de los equipos.
GENERAL •
T/R’s : algunos de ellos no se unen directamente a su barra, sino que lo hacen a través de un contactor controlado por su voltaje de salida. También cuentan con protección por sobre temperatura y de corriente mínima cuando esta sometido a carga. Si una de estas fallas ocurre, se abre y bloquea el contactor y su reconexión solo es posible tierra.
GENERAL •
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(EGIU), son dos y procesan la data, transformándola en protocolo ARINC 429, proveniente desde los GCU’s y su generador, data análoga y discreta, enviándola al ECAM vía SDAC. El EGIU 1 recibe la información desde el G1 y el EP y el EGIU 2 desde el G2 y el APU. Cada EGIU. Esta dividido en dos canales, el uno para generador de motor y el dos para el EP. o el generador del APU.
GENERAL •
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BATERIA: se usa como fuente auxiliar DC para ciertos equipos esenciales y por cortos períodos de tiempo. Es de Ni/Cd su voltaje es de 24VDC y su amperaje esta establecido en tiempo horario (23Ah) y se encuentra en el compartimento E&E. A pedido del operador o por requerimientos del sistema puede haber más de una batería. Por ejemplo utilizarla solo para la partida del APU, en caso de falla total eléctrica sumarla a la batería principal aumentando el tiempo de operación, etc.
GENERAL •
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En la flota LAN los aviones poseen 2 baterías para la partida del APU, tanto en tierra como en vuelo, y para alimentar el sistema eléctrico de emergencia. La mayor parte del vuelo ellas esta desconectadas del sistema. En el caso del Airbus la carga de la batería se hace por medio de los Battery Charge Limiter (BCL). Contactores que se van a cerrar, en general, cuando el voltaje de ellas sea menor que el del sistema DC cargándolas y al tener el mismo potencial se abren.
GENERAL •
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GENERADOR DE EMERGENCIA: en caso de falla de los generadores en vuelo entra en servicio este generador que es movido por un motor hidráulico. La velocidad del motor puede ser regulada por una servo válvula o por un gobernador manteniendo así la frecuencia constante. El motor es movido por una bomba hidráulica la cual es potenciada por un turbina de aire (RAT) o por aire sangrado del motor (BN 767). Posee su propia unidad de control (GCU) la cual regula el voltaje, protege al generador, regula la velocidad y opera el solenoide de partida del generador. Su potencia es de aproximadamente 5KVA.
Cuál de las tres figuras esta errada
GENERAL •
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SISTEMA STANDBY: esta constituido por la barra DC y por la barra AC., por el inverter estático y la batería. Las barras AC y DC son alimentadas por los generadores del avión y los TR’s. Cuando se pierden todos los generadores la batería alimenta la barra DC stby. y el inverter estático alimenta la barra AC. stby. En algunos aviones estas barras se denominan esenciales. La potencia de salida del inverter estático es de 500VA (B737) y de 1KVA (A320).
FUNCTION
THRESHOLD
TIME DELAY
TRIPS
REMARKS
OVERVOLT (OV)
130 VAC +/- 1.5 VAC
INVERSE
GCR GLC
VOLTAGE REGULATOR (VR) OFF. GCU
UNDERVOLT (UV)
100 VAC +/- 4 VAC
4 TO 5 SEC.
ID.
ID.
OVERFREQUENCY (OF)
433 Hz +/- 3 Hz
3 TO 5 SEC.
ID.
ID.
UNDERFREQUENCY (UF)
363 Hz +/- 3 Hz
ID.
ID.
ID.
UNDERSPEED (US)
4730 RPM +/- 30 RPM
100 ms.
GLC
OVERLOAD (OL)
277 A +/- 13 A
13 SEC. +/- 3 SEC.
PHASE SEQUENCE (PS)
2 Ø AT POR.
ABCyN
DISCONNECT
MANUAL ACTION
SIGNAL FOR ALARM. AUTO SHEDD. GALLEY ON GRD. APU ON.
GLC
GLC GCR
GLC NOT CLOSE
VR. OFF. WARNING LIGHT COMES ON
FUNCTION
THRESHOLD
TIME DELAY
TRIPS
REMARKS
GCR GLC
VR. OFF
FIRE SWITCH (FS)
MANUAL ACTION
DIFFERENTIAL PROTECTION (DP)
45 A +/- 5 A
37.5 ms. +/- 2.5 ms.
GCR GCL BTC
ROTOR DIODE SHORT.
VDC. EXCITER VS GEN. LOAD
3 SEC. +/- 0.5 SEC.
GCR PR
ID.
RIPPLE OF PMG RECTIFIED OUTPUT
2 SEC. +/- 0.5 SEC.
GLC GCR
ID.
OPEN CABLE (OC)
I > 80 A +/- 0.8 A
3 ms. +/- 0.3 ms.
GCR GLC
ID.
OIL OVER Tº
185 C +/- 5 C
IDG. FAULT INDICATION
GENERATOR CONTROL SW.
CLOSE. MANUAL ACTION
GCR. CLOSE IF: V, F AND PS IS NORMAL.
GENERATOR CONTROL SW.
OPEN. MANUAL ACTION
PMG. SHORTED
GCR GLC
VR. OFF
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HAY ALGO ALIMENTADO ? DESDE QUE FUENTE?
