Los sistemas electromecánicos son aquellos que están compuestos por partes eléctricas y mecánicas para conformar su mecanismo, que interconectados realizan una tarea deseada. Los teléfonos transmiten información de un lugar a otro, convirtiendo la energía mecánica originada por ondas sonoras en señales eléctricas y reconvirtiendo estas señales eléctricas en ondas sonoras para su recepción. La lista de estos aparatos electromecánicos es interminable. Es físicamente imposible agruparlos a todos y discutirlos individualmente. Algunos de los dispositivos que conforman un sistema electromecánico son los motores eléctricos usados en los aparatos domésticos, tales como: ventiladores, refrigeradores, lavadoras, secadores de cabello, mecanismos de transmisión de potencia y demás, que convierten energía eléctrica en energía mecánica .
Todos estos aparatos pueden considerarse formados por partes que son eléctricas y de partes que pueden ser clasificadas como mecánicas. Esta clasificación no implica que las partes eléctricas y mecánicas puedan ser siempre físicamente separadas y operadas independientemente una de otra. La energía es recibida o suministrada por estas partes dependiendo de la naturaleza y aplicación del equipo particular. El proceso de conversión de energía electromecánica también abarca usualmente el almacenamiento y transferencia de energía eléctrica. El estudio de los principios de conversión de energía electromecánica y el desarrollo de modelos para los componentes de un sistema electromecánico, son el objetivo entre otros de un programa como el de Ingeniería Electromecánica.
Hablare de los subsistemas de un sistema electromecánico que tiene el avión, como son el eléctrico, electrónico y mecánico. El avión, se considera a aquella máquina más pesada que el aire y que produce la potencia necesaria, de manera autónoma para volar y se conforma por el sistema electromecánico. Junto con su capacidad para pensar el hombre observó desde un principio el vuelo de las aves, su sueño fue siempre poder imitarlas. Pueden clasificarse por su uso como aviones civiles (que pueden ser de carga, transporte de pasajeros, entrenamiento, sanitarios, contra incendios, etc.) y aviones militares (carga, transporte de tropas, cazas, bombarderos, de reconocimiento o espías, de reabastecimiento en vuelo, etc.). También pueden clasificarse en función de su planta motriz; aviones propulsados por motores a pistón, motores a reacción (turborreactor, turborreactor de doble flujo, turbohélice, etc.) o propulsores (cohetes). (cohetes). ¿Por qué vuelan los aviones? Un objeto plano, colocado un poco inclinado hacia arriba contra el viento, produce sustentación; por ejemplo una cometa. Un perfil aerodinámico, es un cuerpo que tiene un diseño determinado para aprovechar al máximo las fuerzas que se originan por la variación de velocidad y presión cuando este perfil se sitúa en una corriente de aire. Un ala es un ejemplo de diseño avanzado de perfil aerodinámico. Veamos que sucede cuando un aparato dotado de perfiles aerodinámicos (alas) se mueve en el aire (dotado de presión atmosférica y velocidad), a una cierta velocidad y con determinada colocación hacia arriba (ángulo de ataque), de acuerdo con las leyes explicadas. El ala produce un flujo de aire en proporción a su ángulo de ataque (a mayor ángulo de ataque mayor es el estrechamiento en la parte superior del ala) y a la velocidad con que el ala se mueve respecto a la masa de aire que la rodea; de este flujo de aire, el que discurre por la parte superior del perfil tendrá una velocidad mayor (efecto Venturi) que el que discurre por la parte inferior. Esa mayor velocidad implica menor presión (teorema de Bernoulli).
Tenemos pues que la superficie superior del ala soporta menos presión que la superficie inferior. Esta diferencia de presiones produce una fuerza aerodinámica que empuja al ala
de la zona de mayor presión (abajo) a la zona de menor presión (arriba), conforme a la Tercera Ley del Movimiento de Newton. Pero además, la corriente de aire que fluye a mayor velocidad por encima del ala, al confluir con la que fluye por debajo deflecta a esta última hacia abajo, produciéndose una fuerza de reacción adicional hacia arriba. La suma de estas dos fuerzas es lo que se conoce por fuerza de sustentación, que es la que mantiene al avión en el aire.
Ley del movimiento de Newton.
Para cada fuerza de acción hay una fuerza de reacción igual en intensidad pero de sentido contrario.
Un subsistema es un sistema que es parte de otro sistema mayor (suprasistema o supersistema). En otras palabras, un subsistema es un conjunto de elemento interrelacionados que, en sí mismo, es un sistema, pero a la vez es parte de un sistema superior. Un sistema puede estar constituido por múltiples partes y subsistemas. subsistemas.
Subsistemas de un avión
Subsistema eléctrico
Un sistema eléctrico es el recorrido de la electricidad a través de un conductor, desde la fuente de energía hasta su lugar de consumo. Todo circuito eléctrico requiere, para su funcionamiento, de una fuente de energía, en este caso, de una corriente eléctrica.Se debe recordar que cada circuito presenta una serie de características particulares. Se deben observar y compararlas y así obtener las conclusiones sobre los circuitos eléctricos.Para analizar un circuito deben de conocerse los nombres de los elementos que lo forman, entre los cuales se encuentran el conductor, el generador, la resistencia, el nodo, la pila, entre otros. Los circuitos eléctricos pueden estar conectados en serie, en paralelo y de manera mixta, que es una combinación de estos dos últimos.
La energía eléctrica es necesaria para el funcionamiento de muchos sistemas e instrumentos del aeroplano: arranque del motor, radios, luces, instrumentos denavegación, y otros dispositivos que necesitan esta energía para su funcionamiento (bomba de combustible, en algunos casos accionamiento de flaps, subida o bajada del tren de aterrizaje, calefacción del pitot, avisador de pérdida, etc...)Antiguamente, muchos aeroplanos no contaban con un sistema eléctrico sino que tenían un sistema de magnetos que proporcionaban energía eléctrica exclusivamente al sistema de encendido (bujías) del motor; debido a esta carencia, el arranque del motor debía realizarse moviendo la hélice a mano. Más tarde, se utilizó la electricidad para accionar el arranque del motor eliminando la necesidad de mover la hélice hélic e manualmente. Hoy en día, los aviones están equipados con un sistema eléctrico cuya energía alimenta a otros sistemas y dispositivos. No obstante, para el encendido del motor se sigue utilizando un sistema de magnetos independiente, es decir que las magnetos no necesitan del sistema eléctrico para su operación. Gracias a esta característica, el corte del sistema eléctrico en vuelo no afecta para nada al funcionamiento normal del motor. La mayoría de los aviones ligeros están equipados con un sistema de corriente continua de 12 voltios, mientras que aviones mayores suelen estar dotados de sistemas de 24 voltios, dado que necesitan de mayor capacidad para sus sistemas más complejos, incluyendo la energía adicional para arrancar motores más pesados. El sistema eléctrico consta básicamente de los siguientes componentes: Batería. La batería o acumulador, como su propio nombre indica, transforma y almacena la energía eléctrica en forma química. Esta energía almacenada se utiliza para arrancar el motor, y como fuente de reserva limitada para uso en caso de fallo del alternador o generador. Por muy potente que sea una batería, su capacidad es notoriamente insuficiente para satisfacer la demanda de energía de los sistemas e instrumentos del avión, los cuales la descargarían rápidamente. Para paliar esta insuficiencia, los aviones están equipados con generadores o alternadores. Generador/Alternador. Movidos por el giro del motor, proporcionan corriente eléctrica al sistema y mantienen la carga de la batería. Hay diferencias básicas entre generadores y alternadores. Con el motor a bajo régimen, muchos generadores no producen la suficiente energía para mantener el sistema eléctrico; por esta razón, con el motor poco revolucionado el sistema se nutre de la batería, que en poco tiempo puede quedar descargada. Un alternador en cambio, produce suficiente corriente y muy constante a distintos regímenes de revoluciones. Otras ventajas de los alternadores: son más ligeros de peso, menos caros de
mantener y menos propensos a sufrir sobrecargas. Actualmente se utilizan los alternadores en los aviones. El sistema eléctrico del avión se nutre pues de dos fuentes de energía: la batería y el generador/alternador. La batería se utiliza en exclusiva (salvo emergencias) para el arranque del motor; una vez puesto en marcha, es el alternador el que pasa a alimentar el sistema eléctrico. El voltaje de salida del generador/alternador es ligeramente superior al de la batería. Por ejemplo, una batería de 12 volts. Suele estar alimentada por un generador/alternador de 14 volts. o una batería de 24 volts. Se alimenta con un generador/alternador de 28 volts. Esta diferencia de voltaje mantiene la batería cargada, encargándose un regulador de controlar y estabilizar la salida del generador/alternador hacia la batería. Amperímetro. Es el instrumento utilizado para monitorizar el rendimiento del sistema eléctrico. En algunos aviones el amperímetro es analógico, como el mostrado en la fig.3.1.3, en otros es digital, otros no poseen amperímetro sino que en su lugar tienen un avisador luminoso que indica un funcionamiento anómalo del alternador o generador, y en otros este avisador complementa al amperímetro. El amperímetro muestra si el alternador/generador está proporcionando una cantidad de energía adecuada al sistema eléctrico, midiendo amperios. Este instrumento también indica si la batería está recibiendo suficiente carga eléctrica. Un valor positivo en el amperímetro indica que el generador/alternador esta aportando carga eléctrica al sistema y a la batería. Un valor negativo indica que el alternador/generador no aporta nada y el sistema se está nutriendo de la batería. Si el indicador fluctúa rápidamente indica un mal funcionamiento del alternador/generador. Interruptor principal o "master". Con este interruptor, el piloto enciende (on) o apaga (off) el sistema eléctrico del avion, a excepción del encendido del motor (magnetos) que es independiente. Si el interruptor es simple, un mecanismo eléctrico activado por la carga/descarga del alternador, cambia de forma automática el origen de la alimentación del sistema eléctrico, de la batería al alternador o viceversa. En la mayoría de los aviones ligeros este interruptor es doble: el interruptor izquierdo, marcado con las iniciales BAT corresponde a la batería y opera de forma similar al "master"; al encenderlo el sistema eléctrico comienza a nutrirse de la batería. El interruptor derecho, marcado con ALT corresponde al alternador/generador; al encenderlo, el sistema eléctrico pasa a alimentarse de la energía generada por este dispositivo, cargandose la batería con el excedente generado. Este desdoblamiento del
interruptor posibilita que el piloto excluya del sistema eléctrico al alternador/generador en caso de mal funcionamiento de este.Este interruptor tiene un mecanismo interno de bloqueo de manera que normalmente, el interruptor ALT solo puede activarse con el interruptor BAT también activado. Fusibles y circuitbreakers. Los equipos eléctricos están protegidos de sobrecargas eléctricas por medio de fusibles o breakers (interruptores de circuito). Los breakers hacen la misma función que los fusibles, con la ventaja que pueden ser restaurados manualmente en lugar de tener que ser reemplazados. Los breakers tienen forma de botón, que salta hacia afuera cuando se ve sometido a una sobrecarga; el piloto solo tiene que pulsar sobre el breaker ("botón") para volver a restaurarlo. Otros elementos. Además de los elementos anteriores, el sistema eléctrico consta de otros componentes como: motor de arranque, reguladores, inversores de polaridad, contactores, transformadores/rectificadores, etc... Para facilitar la conexión de los equipos al sistema eléctrico, los aviones disponen de una barra de corriente ("electrical bus") que distribuye la corriente a todos ellos, simplificando sobremanera el cableado. Puesto que los generadores producen corriente continua y los alternadores corriente alterna, el sistema está provisto de los correspondientes conversores, de corriente contínua a alterna y viceversa. El sistema de encendido del motor (magnetos), que como hemos dicho es un sistema independiente del eléctrico, se tratará en otro capítulo. Fallos eléctricos. La pérdida de corriente de salida del alternador se detecta porque el amperímetro da una lectura cero o negativa, y en los aviones que dispongan de ella, porque se enciende la luz de aviso correspondiente. Antes de nada debemos asegurarnos de que la lectura es cero y no anormalmente baja, encendiendo un dispositivo eléctrico, por ejemplo la luz de aterrizaje. Si no se nota un incremento en la lectura del amperímetro, podemos asumir que existe un fallo en al alternador. Si el problema subsiste, chequear el breaker del alternador y restaurarlo si fuera necesario. El siguiente paso consiste en apagar el alternador durante un segundo y volverlo a encender (switch ALT). Si el problema era producido por sobrevoltaje, este procedimiento debe retornar el amperímetro a una lectura normal. Por último, si nada de lo anterior soluciona el fallo, apagar el alternador. Cuando se apaga el alternador, el sistema eléctrico se nutre de la batería, por lo que todo el equipamiento eléctrico no esencial debería ser cortado para conservar el máximo tiempo posible la energía de la batería.En caso de fallo eléctrico en cualquier equipo, chequear el
breakercorrespondiente y restaurarlo. Si el fallo persiste no queda más remedio que apagar ese equipo. Es importante desconectar el interruptor principal después de apagar el motor, ya que si se deja activado puede descargar la batería.
Interpretación de diagramas del subsistema eléctrico
Descripción del Subsistema eléctrico El avión está equipado con un sistema eléctrico de AC y DC. Los sistemas están divididos en dos sistemas independientes designados derecho e izquierdo. Normalmente, dos generadores de motor, uno por cada motor, son la fuente principal de energía AC. En el caso de una falla de un generador AC en vuelo, o cuando energía externa no está disponible en tierra, se puede suministrar energía eléctrica auxiliar mediante un generador instalado en el APU en la sección de cola. La corriente de 28V DC es normalmente suministrada por cuatro transformadores-rectificadores instalados en el compartimento de accesorios delantero. Estas unidades son suministradas con 115 VAC proveniente de los generadores del avión o de una fuente externa. Energía de batería es suministrada por dos baterías de niquel-cadmio de 14V conectadas en serie. El generador del APU está montado junto al APU y es accionado a velocidad constante por el sistema de control del APU. El generador del APU puede ser sustituído por un generador de motor.Cada generador de los motores es accionado a través de un engranaje de velocidad constante (CSD - ConstantSpeed Drive), que convierte la velocidad variable de giro del motor en una velocidad de giro constante. La CSD y unidades electrónicas mantienen el voltaje y la frecuencia de salida del generador constante sin importar las variaciones de velocidad de rotación del motor ni las variaciones de cargas eléctricas. Un sistema indicador de aceite de cada CSD muestran la temperatura del aceite a la salida de la CSD y del aumento de temperatura del aceite al atravesarla. Cada CSD tiene un switch de desconexión que desacopla a la CSD del motor en caso de ser necesario. Si es desconectada, solo puede volver a conectarse en tierra directamente en el motor una vez que éste esté detenido.Cada generador tiene protecciones por mal funcionamiento, desconectandolo del sistema eléctrico y desenergizándolo en el caso de surgir alguna falla en el circuito. Tirando de la manija ENG FIRE también desenergizará al generador respectivo. El generador puede ser recuperado mediante la acción de RESET luego de que la falla haya sido solucionada (antes la manija ENG FIRE debe ser metida nuevamente a su posición normal, si ella fue tirada).
Distribución de Corriente Alterna (AC) El sistema de corriente AC está dividido en dos sistemas separados independientes el uno del otro, pero con posibilidad de interconexión (crosstie). Los generadores derecho e izquierdo suministran energía directamente a su barra de generador respectiva para luego ser distribuída a los sistemas respectivos. La energía del APU puede ser suminitrada a una barra de generador en particular o a ambas, o directamente a la barra de servicio en tierra (GroundService Bus) cuando solamente se requiere energía para el servicio del avión (luz en cabina de pax, servicio de baños, limpieza, etc). Las barras de generador (GEN BUSES) suministran energía trifásica hacia cargas pesadas, como la energía a los galleys y ventiladores de enfriamiento. Cada barra de generador le suministra energía a sus barras de AC subordinadas (AC Buses), las AC Buses suministran energía trifásica pero para cargas pequeñas, como las bombas de combustible, TRs, circuitos de AC que requieren solamente una fase.LaGroundService Bus provee energía a aquellos circuitos que son requeridos en tierra para el servicio del avión sin tener que energizar el resto de los sistemas. La energía para esta barra es provista directamente por un grupo eléctrico de tierra o por el generador del APU si la barra de generador derecho no está energizada. La GroundService Bus brinda energía al cargador de batería y a la TR derecha nro. 2. Cuando la barra de generador derecho (RIGHT GEN BUS) está energizada, la GroundService Bus funciona como parte del sistema de distribución de corriente AC, recibiendo energía directamente de la RIGHT GEN BUS.Si se desea, en tierra, todo el sistema eléctrico puede ser energizado mediante un grupo eléctrico de tierra. Hay un control de prioridades en la distrubución de la corriente AC. Este es, si el APU energiza a una barra, y un generador de motor es conectado a la barra, el generador del APU se desconectará automáticamente de dicha barra. Si un grupo externo (GPU) está energizando una barra, y si el APU o un generador de motor se conecta a dicha barra, el GPU se desconectará de la barra y el generador se hará cargo de ella. Si se desconecta un generador por alguna razon que no sea una falla en la GEN BUS a su cargo, el generador restante se hará cargo de dicha barra a través del relay AC CROSSTIE. Si un generador queda inoperativo debido a una falla en su GEN BUS o por protección diferencial, el relay AC CROSSTIE permanecerá abierto, aislando la barra del resto del sistema, las cargas de dicha barra permanecerán desenergizadas hasta que el problema en la barra sea resuelto. Las cargas en el generador restante no se verán afectadas. Distribuición de Corriente Continua (DC) La distribuición de corriente DC es similar a la de AC, funcionando en forma separada el lado derecho del izquierdo. El sistema de DC tiene un relay DC CROSSTIE que es manual para el caso de la falla de cualquiera de los lados. Además de los sistemas derecho e izquierdo, también se suministra corriente DC mediante la batería. En el sistema de DC izquierdo, la energía es suministrada por dos TRs conectadas a la L AC BUS. En el sistema
de DC derecho, la energía es suministrada también por dos TRs, pero una conectada a la R AC BUS y las otra a la GroundService Bus. Cuando el avión está en tierra y solamente está energizada la GroundService Bus directamente desde el APU o desde un GPU, la TR1 derecha es aislada y solamente la TR2 derecha suministra energía a la DC TRANSFER BUS. El DC CROSSTIE no es automático y debe ser abierto o cerrado manualmente. Además de dar energía a sus barras respectivas, las TR dan energía a la EMERGENCY DC BUS y a la DC TRANSFER BUS. La batería suministra 28V a las BATTERY DIRECT BUS (sin importar la posición del switch de batería) y cuando el switch de batería está en ON, a la BATTERY BUS. La batería está conectada a la DC TRANSFER BUS cuando las barras derecha e izquierda no está energizadas, excepto que se esté usando la GroundService Bus. Cuando el switch de EMERGENCY POWER es puesto en ON, la batería es conectada a la EMERGENCY DC BUS y es desconectada del cargador de batería. Cargador de Batería El cargador de batería puede cargarla cuando la GroundService Bus está energizada y el switch de batería está en ON. Cuando la batería está completamente cargada, el cargador estará en un modo pulsante. Si la batería tiene poca carga, el amperímetro puede inicialmente oscilar, pero debe estabilizarse dentro de los 4 seg en una corriente constante de aprox. 40 amp y pasar al modo pulsante una vez que está cargada. Los intervalos de los pulsos pueden variar de 5 seg a 30 min. Suministro de Electricidad de Emergencia Durante la operación normal, la EMERGENCY AC BUS recibe corriente de una fase de la LEFT AC BUS, y la EMERGENCY DC BUS recibe corriente de la LEFT DC BUS. Si se pierde energía de la LEFT GENERATOR BUS hará transferir el suministro de la EMERGENCY AC BUS a la RIGHT AC BUS y la EMERGENCY DC BUS a la RIGHT DC BUS. En caso de una pérdida completa de energía, la batería proveerá corriente a ambas EMERGENCY BUS cuando el switch de EMERGENCY POWER está en ON. La EMERGENCY DC BUS se alimentará de la BATTERY DIRECT BUS, que a su vez alimentará al inversor de emergencia para proveer energía al equipamiento esencial por aproximadamente 30 minutos. Cuando EMERGENCY POWER está en ON el cargador de batería no está disponible. Panel de Control Switch L/R CSD DISCONNECT: DISC: (momentaneamente) desconecta la CSD del eje del motor NORM: posición normal del switch bajo guarda roja
Indicador AC VOLTS: Indica el voltaje de salida de los generadores o del grupo externo. Indicador FREQUENCY CPS: Indica la frecuencia de salida de los generadores o del grupo externo en ciclos por seg. Selector del Voltímetro: L/R: muestra el voltaje de AC en el indicador AC VOLTS y frecuencia en el indicador FREQUENCY CPS. También muestra el voltaje de la DC BUS en el indicacador DC VOLTS. BATT VOLT: muestra el voltaje de la batería en el indicador DC VOLTS BATT AMP: muestra la corriente en amperes a o desde la batería en el indicador DC VOLTS. Indicador AC VOLTS: indica el voltaje de salida de los generadores o del grupo externo. Indicador DC VOLTS AMPS: indica la carga o descarga de la batería, voltaje de la batería o voltaje de la DC BUS selectada. Indicadores AC LOAD (L / APU / R): Indica la carga que cada generador entrega al sistema eléctrico. Indica de 0 a 1.5, siendo 1 el 100% de la carga que el generador puede entregar. Switch L/R GEN: RESET (momentaneamente): resetea el generador. OFF: desconecta el generador de su GENERATOR BUS. ON (posición normal): conecta el generador al sistema eléctrico si todas las protecciones del sistema son satisfechas. Switch APU GEN: RESET (momentaneamente): resetea el generador. NORM: operación normal. Botón CSD TEMP: cuando es presionado, muestra el incremento de temperatura del aceite de la CSD (temp. de salida menos temp. de entrada) en la escala exterior del indicador de temperatura de aceite de la CSD. Indicador de temperatura de aceite de la CSD (L/R): muestra la temperatura del aceite de la CSD a la salida de esta o el aumento de temperatura del aceite a través de la CSD. Switches L/R APU BUS:
OFF: remueve la energía del APU de la barra respectiva. ON: conecta la energía del APU a la barra respectiva. Switches L/R EXT PWR: OFF: remueve la energía del grupo externo de la barra respectiva. ON: conecta la energía del grupo externo de la barra respectiva. Switch AC BUS X TIE: OPEN: abre el relay AC CROSSTIE, aislando los sistemas eléctricos derecho e izquierdo. Evita que se cierre el relay si está abierto. AUTO: posición de operación normal. El relay AC CROSSTIE opera automáticamente Luz APU PWR AVAIL: estando iluminada indica que la energía del APU está disponible LUZ EXT PWR AVAIL: estando iluminada indica que la energía del grupo externo está disponible. Switch BATT: OFF: desconecta la batería de la BATTERY BUS, del cargador de batería, y de la DC TRANSFER BUS. ON: conecta la batería a la BATTERY BUS, al cargador de batería y a la DC TRANSFER BUS. Selector EMER PWR: OFF: desconecta a la batería como fuente de energía de emergencia. ON: conecta a la batería como fuente de energía AC y DC. La energía a la EMERGENCY DC BUS es ahora suminstrada por la BATTERY DIRECT BUS y a la EMERGENCY AC BUS a través de un inversor que es alimentado por la BATTERY DIRECT BUS. Indicadores DC LOAD: indica la carga que el transfo-rectificador respectivo está entregando al sistema de DC. Una carga de 1 significa un 100% de la carga que la TR puede entregar. Switch DC BUS X TIE: CLOSE: conecta a las DC BUS derecha e izquierda, permitiendo cualquier combinación de TR para alimentar ambas DC BUSES.
OPEN: posición normal. Aisla los sistemas izquierdo y derecho.
Subsistema electrónico
Entendemos por sistema electrónico a un conjunto de dispositivos que se ubican dentro del campo de la ingeniería y la física y que se encargan de la aplicación de los circuitos electrónicos cuyo funcionamiento depende del flujo de electrones para generar, reci bir, transmitir y almacenar información. Los sistemas electrónicos procesan la información que les llega a sus entradas. En general, la información que llega a estas entradas proviene de magnitudes físicas del mundo real en el que vivimos. Estas magnitudes son temperatura, presión, longitud, velocidad, tensión, intensidad, etc. que tienen un carácter continuo o analógico. La utilización de alguna de estas magnitudes dependerá de la aplicación específica para la que esté diseñando mi sistema electrónico. El avión utiliza sistemas electrónicos en la cabina de vuelo.Un sistema electrónico de instrumentos de vuelo, o EFIS por sus siglas en inglés (Electrónica Flight InstrumentSystem ), es un sistema de instrumentos de la cabina de vuelo en el que la tecnología de visualización utilizado es electrónica en lugar de electromecánica. Un EFIS normalmente consta de una pantalla principal de vuelo (PFD), pantallas multifunción (MFD) y una pantalla para el sistema de indicación de motor y aviso a la tripulación (EICAS). A pesar de que los monitores tubo de rayos catódicos (CRT) se utilizaron en un principio, las pantallas de cristal líquido (LCD) son ahora más comunes. Las posibles aplicaciones de sistemas EFIS varían mucho. Un avión ligero puede ser equipada con una unidad de pantalla, en la que se muestran los datos de vuelo y de navegación. Un avión de fuselaje ancho es probable que tenga seis o más pantallas de presentación. Una instalación EFIS tendrá los siguientes componentes:
Pantallas de presentación Controles Procesadores de datos
Un EFIS básicos podrían tener todos estos componentes una sola pantalla con pocos controles el panel. Primary Flight Display (PFD)
En la cabina de vuelo, las pantallas de presentación son las partes más visibles de un sistema EFIS, y son sus características las que le dan lugar al nombre de "Cabina de Cristal". La pantalla de presentación que toma el lugar del ADI se llama pantalla principal
de vuelo Primary Flight Display "PFD"). Si una pantalla separada sustituye a la HSI, se llama pantalla de navegación. El PFD muestra toda la información crítica para el vuelo, incluida la velocidad aerodinámica, altitud, rumbo, actitud, velocidad vertical y guiñada. La PFD está diseñado para mejorar la conciencia de la situación de un piloto, mediante la integración de esta información en una sola pantalla en lugar de seis diferentes instrumentos analógicos, reduciendo la cantidad de tiempo necesario para controlar los instrumentos. Los nombres de « ElectronicAttitude Director » y «Electronic Horizontal SituationIndicator » son utilizados por algunos fabricantes. Sin embargo, una ADI simulada es sólo la pieza central de la PFD. La información adicional está superpuesta a ambas y dispuestos alrededor del gráfico. Multi-Function Display (MFD) / Navigation Display (ND)
El MFD (Multi-FunctionDisplay ) muestra la navegación y la información en tiempo real de múltiples sistemas. Las pantallas multifuncionales con frecuencia se idearon como «cartas centralizadas» o «cartas digitales», donde las tripulaciones pueden superponer informaciones diferentes sobre un mapa o un gráfico. Ejemplos de información de superposición MFD incluir plan de ruta actual de la aeronave, información del tiempo provista en el radar de a bordo o bien por los radares meteorológicos en tierra, por ejemplo, NEXRAD, el espacio aéreo restringido y el tráfico de aeronaves. Los equipos multifuncionales también puede ser usado para ver otros tipos de recubrimiento de los datos (por ejemplo, el plan de ruta actual) y se calcula superposición de datos de tipo, por ejemplo, el deslizamiento de radio de la aeronave, dada la situación actual sobre el terreno, los vientos, y la velocidad de la aeronave y de altitud. Las pantallas multifuncionales también puede mostrar información acerca de los sistemas de aeronaves, tales como el combustible y los sistemas eléctricos. Al igual que con la PFD, el MFD se puede cambiar el color o la forma de los datos para alertar a la tripulación a situaciones peligrosas. Electrónica centralizada de seguimiento de aeronaves (ECAM). Transponders Los
‘transponders’
son
sistemas
de
comunicación
y
control
que
respondenautomáticamente cuando reciben un mensaje o señal. El término proviene de la contracción de la palabra transmitor y responder..Recepción, amplificación y remisión enuna banda distinta de una señal (estos transpondendores se utilizan en comunicaciones espaciales para adaptar la señal satélite entrante/saliente a la frecuencia de los equiposen banda base)..Respuesta automática de un mensaje (predeterminado o no) a larecepción de una señal concreta de interrogación (estos transpondedores se utilizan en aeronáutica para sistemas de pseudo-radar). TCAS Un TCAS o Sistema de alerta de tráfico y evasión de colisión (Trafficalert and CollisionAvoidanceSystem), es un sistema embarcado que prevé posibles colisiones entre
diferentes aeronaves y funciona independientemente a los servicios de tránsito aéreo.El dispositivo se compone de 3 elementos básicos: Computador:Centraliza, calcula y gestiona las funciones de vigilancia, rastreo, detección, maniobras evasivas y generación de avisos entre otros. Antenas:Dispone de dos antenas, independientes a la antena del transpondedor, situadas una en la parte superior y otra en la parte inferior de la aeronave. Panel de control:Interface entre el piloto y el sistema. Consta de una pantalla donde se muestran los tráficos detectados (en aviones modernos este dispositivo está integrado en la pantalla de navegación conocida como glasscockpit. Además consta de botones para seleccionar diferentes modos de funcionamiento, variar el rango y diferentes opciones de mostrar la información. FMS (Flight Management System). FMS ( Flight Management System):Un sistema de gestión de vuelo (FMS) es una parte fundamental de la aviónica de un avión moderno. Un FMS es un sistema informáticoespecial que realiza una amplia variedad de tareas durante el vuelo, la reducción de la carga de trabajo de la tripulación de vuelo hasta el punto de que los aviones modernos yano llevar a los ingenieros de vuelo o navegadores. Una función principal es el vuelo de gestión del plan de vuelo. Uso de diferentes sensores (como el GPS y el INS) paradeterminar la posición de la aeronave, el FMS puede guiar piloto automático de la aeronave a lo largo del plan de vuelo. Desde la cabina del piloto, el FMS es normalmentecontrolada a través de una Unidad de Control Display (CDU), que incorpora una pequeña pantalla y el teclado. El FMS envía el plan de vuelo para la exhibición en el EFIS,navegación de la pantalla (ND) o una pantalla multifunción (MFD). Equipo radar meteorológico (Efecto Doppler) Un radar meteorológico, o radar meteo, es un tipo de radar usado en meteorología para localizar precipitaciones, calcular sustrayectorias y estimar sus tipos (lluvia, nieve, granizo, etc.). Además, los datos tridimensionales pueden analizarse para extraer la estructura de las tormentas y supotencial de trayectoria y de daño. Finalmente, los ecos de precipitaciones y de atmósfera clara del radar. El radar meteo permite estimar la dirección y velocidad del viento en laszonas bajas de la atmosfera. Sistema radar El radar (RAdioDetection And Ranging, “detección y medición de distancias por radio”) es
un sistema que usa ondas electromagnéticas para medir distancias,altitudes, direcciones y velocidades de objetos estáticos o móviles como aeronaves, barcos, vehículos
motorizados, formaciones meteorológicas y el propio terreno. Sufuncionamiento se basa en emitir un impulso de radio, que se refleja en el objetivo y se recibe típicamente en la misma posición del emisor. A partir de este "eco" se puedeextraer gran cantidad de información. El uso de ondas electromagnéticas permite detectarobjetos más allá desde el tipo de emisión (luz, calor). Ejemplo de una cabina de vuelo:
El Baron G58 lo transporta de manera segura en una cabina de vuelo completamente integrada, que exhibe grandes volúmenes de información en una pantalla simple e intuitiva. Debido a que un vuelo sin inconvenientes comienza con una ingeniosa cabina de vuelo , la aeronave de última generación Baron G58 ahora tiene incluido como base un sistema completamente integrado de pantalla electrónica de vuelo Garmin G1000®. Sus características incluyen dos monitores LCD de alta resolución estándares de 10.4 pulgadas que muestran instrumentos de vuelo, mapas móviles y datos de navegación e identificación. Esta tecnología de vanguardia reduce la carga de trabajo del piloto y ayuda ampliamente a tener conciencia de las situaciones para garantizar un vuelo seguro. El panel de instrumentos del Baron es claro y está organizado de manera lógica. La carga de trabajo en la cabina de pilotos se disminuye porque hay un tablero de interruptores codificados por colores que agrupan cada sistema. La cabina de vuelo también es increíblemente funcional . El sistema de piloto automático GFC 700 completamente integrado utiliza los datos generados por el panel G1000 para mejorar el rendimiento general del vuelo . La información de vuelo, el rendimiento del motor, la navegación gráfica y el nuevo sistema de radar se encuentran al alcance de sus manos. Con tanta innovación, es hora de enfrentar la verdad: Es la aeronave alternante bimotor de mayor nivel en el mundo.
Características:
Primary Flight Display (PFD)
Multi-FunctionDisplay (MFD)
Piloto automático GFC 700 integrado de Garmin
Altitude and Heading Reference System (AHRS)
ADC
Receptores WAAS GPS duales con LPV Approach Capability
Mode “S” Transponder con identificación de vuelo y Servicio de información de
tráfico (TIS)
Sistema de audio/balizas digital/análogo
Indicación del motor en PFD y MFD en modo de reversión
XM Radio y radar de climas satelital a color GWX 68 con exploración seleccionable
Terrain Awareness Warning System (TAWS-B)
Barometric Vertical Navigation (VNAV)
Interpretación de diagramas
Funcionamiento
El EFIS proporciona a la tripulación la información necesaria para: A) Control de la aeronave. B) Navegación Funciones del EFIS : Adquisición de datos • Proceso de datos • Presentación de los datos •
La adquisición y proceso de datos es realizado por los DMC y la presentación en el PFD y el ND. Existen 3 DMC y son iguales e intercambiables. Estos DMC están divididos en 4 partes: Adquisición de datos. • Canal de procesos de datos del PFD. • Canal de procesos de datos del ND. • Canal de procesos de datos del PECAM. Los datos de los sistemas del avión le llegan en ARINC 429 y los datos del radar meteorológico en Arinc453 (línea de alta velocidad). El Panel de Control del EFIS se une a los DCM mediante ARINC 429. •
Consta de dos pantallas el PFD y el ND: Las Indicaciones del PFD son:
Existen dos Controles del PFD, uno para el capitán y otro para el copiloto, y constan de: • Ventana de referencia barométrica • Selectores de referencia barométrica • Pulsador ILS • Pulsador FD OFF
Se puede elegir distintas presentaciones según el modo, utilizando el mando del ND • ROSE: LS: Muestra las desviaciones del sistema de aterrizaje VOR: Muestra las indicaciones de desviación del VOR y del Radial de VOR NAV: Posición horizontal del avión respecto al plan de vuelo
ARC: Presenta la desviación del plan de vuelo en un diagrama de 90 o • PLAN: Mapa orientado al norte verdadero. Está centrado en uno de los puntos del plan de Vuelo. • ENGINE: Principales parámetros del motor. •
En caso de fallo en alguna pantalla del EFIS la imagen del PFD prevalece sobre el ND.Y del mismo modo cuando se produce un fallo en algún DMC podemos conectar el DMC 3 para reemplazarlo.
EFIS ND/EHSI. La pantalla ND presenta los principales datos de navegación. Es laequivalente al HSI convencional. La presentación de los colores tiene el siguientesignificado: Verde: Condiciones dinámicas (rumbo presente, alcance seleccionado,radioayudas sintonizadas manualmente) así como presentación de los modos FDadquiridos. Blanco: Información de situación actual (ruta volada, ETA, DME a WPT, vectortendencia, ruta VOR/ILS seleccionada), escalas, desviación de ruta o senda, modos FDarmados. Magenta: Info. Activa (FPL activo, WP activos). Cyan. Azul: Información noactiva y adicional (Estaciones VOR, ARP, radioayudas no en la ruta etc.). Rojo: Avisos dealarma. Ámbar: Avisos de precaución. Negro: Áreas sin información y apagado de pantallas.
Subsistema mecánico
Los sistemas mecánicos son aquellos sistemas constituidos fundamentalmente por componentes, dispositivos o elementos que tienen como función específica transformar o
transmitir el movimiento desde las fuentes que lo generan, al transformar distintos tipos de energía. Se caracterizan por presentar elementos o piezas sólidos, con el objeto de realizar movimientos por acción o efecto de una fuerza. En ocasiones, pueden asociarse con sistemas eléctricos y producir movimiento a partir de un motor accionado por la energía eléctrica. En general la mayor cantidad de sistemas mecánicos usados actualmente son propulsados por motores de combustión interna. En los sistemas mecánicos se utilizan distintos elementos relacionados para transmitir un movimiento. Como el movimiento tiene una intensidad y una dirección, en ocasiones es necesario cambiar esa dirección y/o aumentar la intensidad, y para ello se utilizan mecanismos. En general el sentido de movimiento puede ser circular (movimiento de rotación) o lineal (movimiento de translación) los motores tienen un eje que genera un movimiento circular.
Hidráulico A comienzos del siglo XVI Leonardo da Vinci se preocupó de analizar el vuelo de los pájaros y anticipó varios diseños que después resultaron realizables. Entre sus importantes contribuciones al desarrollo de la aviación se encuentran el tornillo aéreo o hélice y el paracaídas. Quien inventó el avión no fue sólo una persona, sino que un equipo de a dos; estos fueron los hermanos Wright, quienes eran dueños de un taller de bicicletas, en Ohio, Estados Unidos. Fueron Wilbur y Oliver Wright, quienes lograron desarrollar el primer avión, a comienzos del siglo XX; esto es, el primer avión funcional, ya que bosquejos de soñadores, existieron antes en la historia, como los de Leonardo da Vinci. Aquella proeza se llevó a cabo, el 17 de diciembre de 1903. La aeronave, se llamó Flyer. Luego Kitty Hawk (estado de Carolina del Norte), ya que en aquella ciudad, se llevó a cabo el primer vuelo.
Una figura importante entre los diseñadores, fabricantes y pilotos estadounidenses fue Glenn HammondCurtiss, de Hammondsport, Nueva York. En 1907 realizó en solitario un vuelo en el dirigible construido por Thomas Baldwin, propulsado por un motor de motocicleta de la fábrica de Curtiss que él mismo había modificado. El pionero en cruzar el Canal de la Mancha fue el ingeniero y piloto francés Louis Blériot. El día 25 de julio de 1909, durante 35,5 minutos recorrió 37 kilómetros, desde Calais, Francia, a Dover, Inglaterra, en un avión monoplano diseñado y fabricado por él mismo.Poseía un motor en base a gasolina y contaba con cuatro cilindros y 12 caballos de fuerza. La hazaña se llevó a cabo en los Estados Unidos. La aeronave, se llegó a elevar tres metros de la tierra y logró volar por 30 metros. Quien pilotó la nave, fue Oliver. Lo primero de que se preocuparon en su diseño, fue del tema de los timones. Luego del motor que propulsionaría la máquina para terminar en el diseño de la hélice. Un nuevo avance fue el del brasilero Alberto Santos-Dumont que en 1906 realizó públicamente el primer vuelo de un avión que podía volar por sus propios medios, a diferencia del de los hermanos Wright, que precisaba la ayuda externa de una catapulta para poder iniciar el vuelo. Los fluidos, ya sean líquidos o gases son importantes medios para transmitir señales y/o potencias, y tienen un amplio campo de aplicación en las estructuras productivas. Los sistemas en el que el fluido puesto en juego es un líquido se llaman sistemas hidráulicos. El líquido puede ser, agua, aceites, o substancias no oxidantes y lubricantes, para evitar problemas de oxidación y facilitar el desplazamiento de las piezas en movimiento. Los primeros sistemas hidráulicos se introdujeron en el avión a comienzos delos años 30 con la aparición de las primeras hélices de paso variable en 1933,en el Boeing B -247D, que permitieron reducir la carrera de despegue yaumentar la velocidad de ascenso y de crucero. En 1936 American Airlinese empezó a operar con DC-3, el primer avión que permitió a las aerolíneas ganar dinero con el transporte de pasajeros y que incluía trenes replegables medianteun sistema hidráulico, lo que liberó a los pilotos de tener que hacerlo de formamanual durante el despegue y aterrizaje. Desde entonces el papel de lossistemas hidráulicos en el avión ha sido creciente, incrementándose también deforma notable la potencia demandada por ellos. Desde el primer momento lapotencia hidráulica se percibió como un sistema eficaz para convertir laspequeñas, y de baja energía, demandas del piloto en los mandos de vuelo endesplazamientos de alta energía en las superficies de control del avión (DC-4).La introducción de mandos de vuelo asistidos fue una aplicación inmediata dela energía hidráulica en aviones cada vez más rápidos y con mayoresdemandas de maniobrabilidad. Esta aplicación convirtió los sistemas hidráulicos en elementos críticos desde el punto de seguridad del avión, dondela posibilidad de fallos simples no podía comprometer el gobierno de la aeronave. Los sistemas hidráulicos evolucionaron incorporando bombas y actuadores múltiples, así como acumuladores, como una solución paraaumentar las fiabilidad de estos sistemas.Los sistemas hidráulicos son todavía hoy el medio más efectivo para transmitir potencia a los mandos primarios y secundarios de vuelo, trenes de aterrizaje,frenos, puertas y rampas. No obstante existen esfuerzos importantes hoy endía para remplazar el uso de sistemas hidráulicos mediante
sistemas eléctricosen algunas áreas. A pesar de todo, los sistemas hidráulicos han mantenido suposición de dominancia debido fundamentalmente a su bajo peso por unidadde potencia. Incluso con el uso de materiales magnéticos basados en tierrasraras, la relación potencial peso de los sistemas hidráulicos es significativamente mayor que la de los eléctricos, especialmente para potenciaspor encima de los 3 KW.Los principales requerimientos para el desempeño de las misionesencomendadas a cualquier sistema embarcado son bajo peso, bajo volumen,bajo coste de adquisición, alta fiabilidad y bajo mantenimiento. Partes del sistema hidraulico El sistema hidráulico básico, está compuesto por seis elementos principales:
Un acumulador Una bomba Una válvula de control Un actuador Un filtro Una válvula de liberación
Valvulas Las válvulas se utilizan para transmitir la potencia necesaria a los actuadores,que nos darán una salida mecánica controlada, generalmente como una fuerzaaplicada a una velocidad determinada o como un momento y su velocidad derotación correspondiente. Bombas Generadores de Presión, utilizadas en aeronaves pueden ser de dos tipos: de émbolos o de engranajes, pues son los que pueden alcanzar las presiones de Trabajo (P) que requieren los sistemas y que van entre 100 y 250 bars. El caudal (q) varía entre 40 cm^3/seg y 5000 cm^3/seg. Así por ejemplo una bomba que trabaja con un q=500
cm^3/seg y 250 bar de presión, entrega una potencia hidráulica de : P= 25000.0,0005 = 12,5 KW Las bombas hidráulicas son uno de los elementos hidráulicos más importantes que actúan en un sistema hidráulico, sobre todo un sistema hidráulico de aviación, pues de ellas depende el funcionamiento de los trenes de aterrizaje, el movimiento de algunas superficies de control ya sean primarias o secundarias y n sinnúmero de elementos en el interior de las aeronaves. En los grandes aviones existen dos y hasta tres sistemas hidráulicos independientes, cuyas bombas se accionan mediante combinación de medios impulsores. De esta forma la fiabilidad o seguridad de los sistemas hidráulicos es excepcionalmente alta, pues resulta muy improbable un fallo total. Por ejemplo, el Airbus A320 cuenta con tres sistemas hidráulicos independientes que se denominan sistema amarillo, sistema azul y sistema verde; donde cada uno de ellos actúa sobre diferentes mecanismos. La presión hidráulica nominal de los sistemas hidráulicos de aeronaves de altas prestaciones es de 3000 psi, no obstante también se emplean presiones menores. Existen sistemas en los cuales cabe distinguir dos tipos de presiones nominales, llamadas presiones de máxima y presión de vuelo en crucero. Las primeras se emplean en caso de prestaciones máximas del sistema, como de colaje y aterrizaje y las segundas como su nombre lo indica en condiciones de vuelo estabilizado cuando los requisitos del sistema hidráulico son mínimos o esporádicos. Bomba Manual Se debe saber que mientras no se conecte el orificio de salida a un accionador que genere contrapresión, el accionamiento consumirá muy poca energía, y se limitará a suministrar el caudal determinado. Cuando exista la contrapresión, la energía para mover el émbolo incrementará en función de la presión que alcance el fluido. A continuación se muestra cómo al salir el pistón se crea vacío en la cámara de bombeo. Este vacío succiona el fluido del depósito a través del antirretorno de aspiración y cierra el antirretorno de salida. Al cambiar el sentido del pistón, el fluido sale, cerrando el antirretorno de aspiración abriendo el de la línea de impulsión. Todas las bombas hidrostáticas suministran el mismo volumen de líquido en cada ciclo, y esto no varía en función de la velocidad de accionamiento. Las unidades típicas son: centímetros cúbicos por revolución, o litros por minutos. En la mayoría de los casos el caudal se determina a 1500 r.p.m. Un ejemplo de bombas oscilantes son las manuales. Son empleadas en los circuitos hidráulicos como fuente de presión y de caudal.
* Por su forma de accionamiento: - Manuales - Eléctricas
- Arrastradas por el motor - Turbina de Aire * Por su forma de actuar: - De engranajes - De pistones Bombas de pistón/es: El funcionamiento de dicha bomba se basa en un pistón que se mueve dentro de un cilindro, aspirando el fluido durante la carrera descendente (se cierra la válvula de escape y se abre la de admisión) y descargándolo en su carrera ascendente (se cierra la válvula de admisión y se abre la de escape). Bombas de engranajes: Las bombas de engranajes son muy utilizadas por su robustez, su simplicidad de fabricación, su rapidez de giro y su Pot/U masa bastante elevada. Dado que su presión máxima es bastante reducida, su uso en aeronaves es bastante limitado. Su rango de utilización es de: Pmáx: 150 bars y Qmáx: 50 lts/min. Los americanos utilizan en el DC 3 (Dakota) la bomba Pesco de 60 bars y girando a 3900 rpm. Todas estas bombas se componen de dos piñones iguales, los dientes son rectos y de envolvente de círculo. El principio de funcionamiento es el siguiente, durante la rotación, los dientes de los piñones, al entrar en contacto del lado de la descarga, expulsan el aceite contenido en los huecos, en tanto que, el vacío que se crea al costado de los dientes del engranaje, provoca la aspiración de aceite en los mismo huecos.
Válvula de Control : Realiza la función de variar el caudal del fluido de control que
modifica a su vez el valor de la variable de medida comportándose como un orificio de área continuamente variable.
Actuador:También llamados Martinetes, son los encargados de transformar la presión
Hidráulica en fuerza y movimiento. Valores requeridos a los actuadores: ACTUADOR
CONDICION
Fmax [Kg]
CARRERA [mm]
TREN
RETRACCION
700
100
PRINCIPAL
EXTENSION
0
100
TAPAS
RETRACCION
50
200
PRINCIPAL
EXTENSION
40
200
TRABA ARRIBA
EXTENSION
30
30
TREN
RETRACCION
400
100
DE NARIZ
EXTENSION
0
100
TAPAS
RETRACCION
50
200
DE NARIZ
EXTENSION
40
200
TRABA ARRIBA
EXTENSION
30
30
FLAPS
EXTENSION
800
120
RETRACCION
50
120
FRENO
RETRACCION
1500
80
AERODINAMICO
EXTENSION
30
80
Requerimientos de tiempo: ELEMENTO
ACCIONADO
TIEMPO
POR
[Seg]
TREN DE ATERRIZAJE
BOMBA + ACUMULADOR
10
FLAP
BOMBA
3
FRENO AERODINAMICO
BOMBA
3
Filtro: Se intercalan en el circuito hidráulico, para filtrar aquellas partículas
abrasivas que puedan dañar los componentes. Por lo general se filtran partículas menores que el espesor de la película de aceite, que es menor que la mitad de la holgura entre los componentes. - Filtro de las Telas mecánicas : La tela metálica posee agujeros (entre 1 a 0.2mm de lado) y éstos pueden ser limpiados. Se sitúan sobre las descargas de las bombas y a la llegada del aceite a los aparatos o sistemas - Filtro Finos: Son más voluminosos y filtran de 5µ a 20µ. Se colocan en el retorno al depósito. Pueden ser también de cartón, telas y filtros, de escoria metálica y de plástico.
Válvula de Liberación : Proporciona una salida al sistema en caso de producirse un
aumento excesivo en la presión del fluido.
PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO: El fluido hidráulico es bombeado a través del sistema hasta un actuador o servo. Un servo es un cilindro con un pistón en su interior que transforma la potencia del fluido en trabajo y crea la potencia necesaria para mover un sistema del avión o una superficie de control. Los servos pueden ser de actuación en un sentido o de doble actuación (significa que el fluido puede ser aplicado en una parte del servo o en las dos), dependiendo de las necesidades del sistema.La válvula de selección permite controlar la dirección de movimiento del fluido. Se usa para controlar que el sistema actué en las dos direcciones, como por ejemplo extracción y retracción del tren de aterrizaje, o para hacer retornar el fluido hidráulico al acumulador.La válvula de liberación proporciona una salida al sistema en caso de producirse un aumento excesivo en la presión del fluido. La bomba tiene como función introducir presión en el sistema. Puede ser manual,
mecánica o eléctrica. Por último, el sistema debe incorporar un filtro que permita mantener limpio de impurezas o restos el fluido hidráulico.
Partes del avion que funcionan con sistema hidraulico TREN DE ATERRIZAJE Se denomina tren de aterrizaje al conjunto de ruedas, soportes, amortiguadores y otros equipos que un avión utiliza para aterrizar o maniobrar sobre una superficie. Aunque por su denominación, el tren de aterrizaje parece sugerir una única función a este sistema, realmente cumple varias funciones: sirve de soporte al aeroplano, posibilita el movimiento del avión en superficie (incluyendo despegues y aterrizajes), y amortigua el impacto del aterrizaje. Las operaciones en superficie exigen del tren de aterrizaje capacidades de direccionamiento y frenado, y para amortiguar el aterrizaje debe ser capaz de absorber impactos de cierta magnitud. Cuando un avión rueda por la pista o se dispone a estacionarse ya en la loza del aeropuerto, el piloto cuenta con un dispositivo que sirve como timón para mover el tren de aterrizaje delantero hacia los lados y hacer los giros en tierra. Al igual que un vehículo terrestre cualquiera, el avión posee también frenos hidráulicos en los trenes de aterrizaje, que actúan sobre las ruedas y detienen el avión. Para ello, una vez que ha aterrizado y disminuido su impulso con la aplicación previa de los frenos de aire (spoilers), el piloto oprime con la punta de los pies la parte superior de dos pedales que se encuentran en el piso debajo del timón o la palanca, hasta detenerlo completamente. Tipos de tren de aterrizaje. Por empezar por algún sitio, en primer lugar veamos el sistema de tren de aterrizaje en función de la superficie en que vaya a desenvolverse el aeroplano. Bajo este particular punto de vista, se pueden clasificar en: trenes de rodadura (movimiento en tierra), trenes con flotadores (adaptados al agua) y trenes con esquíes (adaptados a la nieve). Algunos aviones son capaces de amerizar gracias a la forma de quilla de barco de la parte baja del fuselaje. Estos sistemas no son incompatibles entre sí, o sea que un aeroplano puede disponer de flotadores o esquíes y además tener tren de rodadura. No es raro que los aviones que disponen de flotadores o esquíes tengan además su tren normal de rodadura para no limitar exclusivamente sus operaciones a un solo medio. En este último caso, lo habitual es que uno de los sistemas sea retráctil para no interferir con el otro.Puesto que es inusual que los lectores de estas páginas, lo mismo que su autor, disfruten de la experiencia de amerizar o tomar con esquíes, nos ceñiremos al extendido y habitual tren de rodadura.
FUNCIONAMIENTO DEL SUSBSISTEMA DE TREN DE ATERRIZAJE:
EXTENSION: El fluido a presión pasa a través de la válvula selectora y se dirige a las tuberías de distribución de la presión de cada pata. El fluido a presión ingresa en los actuadores de las tapas de tren que comienzan su extensión, iniciando la apertura de las tapas. Al llegar al final de la carrera pulsan el vástago las válvulas de secuencia y el fluido a presión circula hasta los actuadores de simple efecto de las trabas, iniciando su extensión y la acción de destrabe de las patas. Al final de su carrera pulsan el vástago de una válvula de secuencia y permiten que el fluido a presión se dirija a los actuadores regenerativos de las patas, desarrollándose la acción de la extensión de las patas. Una vez finalizado el ciclo, la válvula selectora se lleva a la posición neutral y se bloquea hidráulicamente el subsistema. RETRACCION: El fluido a presión pasa a través de la válvula selectora y se dirige a los actuadores regenerativos de las patas. Las válvulas de alivio (7) al alcanzar una presión diferencial de 500 PSI, se abren permitiendo que el fluido hidráulico bloqueado entre los actuadores de patas y las válvulas de secuencia de las trabas, se comunique a retorno. Las patas de tren se retraen y presionan el vástago de la válvula de secuencia, haciendo que el fluido a presión pase a los actuadores de las patas, iniciando su retracción y cierre de las mismas. Al comenzar el cierre de las tapas, se libera el vástago de la válvula de secuencia y permite que el fluido atrapado en los actuadores de las trabas, sea forzado por el resorte del actuador a pasar a través de las válvulas de secuencia y dirigirse al depósito, trabando las patas en la posición arriba. Una vez cerradas las tapas, la válvula selectora se pone en posición neutra, bloqueando hidráulicamente el subsistema. Frenos
El sistema de frenos tiene como objetivo aminorar la velocidad del aeroplano en tierra, tanto durante la rodadura como en la fase final del aterrizaje, y por supuesto pararlo. Normalmente están instalados en el tren de aterrizaje principal. Están provistos de unidades de freno multidisco, que constan de elementos de fricción fijos y giratorios, accionados por émbolos hidráulicos y que vuelven a su posición normal por muelles de retracción. El dispositivo de frenado de los aviones consiste, lo mismo que en los automóviles, en un disco metálico acoplado a cada rueda, el cual se frena, y con el la rueda, al ser oprimido a ambos lados por unas pastillas de freno accionadas por un impulso hidráulico.
El sistema de frenos de los aviones tiene dos características especiales: una, que solo dispone de frenos en el tren principal, nunca en las ruedas directrices; y dos, que cada rueda del tren principal (o conjunto de ruedas de un lado en trenes complejos) dispone de un sistema de frenado independiente.
Funcionamiento de los frenos El sistema general se alimenta del líquido contenido en un recipiente común; desde este depósito unos conductos llevan el líquido a dos bombines (uno por sistema) situados en la parte superior de los pedales. Al presionar un pedal, el líquido contenido en el bombín de su lado es bombeado hacia la rueda correspondiente; otro bombín en la rueda recibe esta presión y empuja a las pastillas las cuales oprimen al disco metálico y frenan la rueda. Al presionar el otro pedal, sucede lo mismo con el sistema de ese lado, y obviamente al presionar los dos pedales se opera sobre ambos sistemas. Es notorio pues, que cada pedal actúa sobre los frenos de su lado, y que para actuar sobre los frenos debe pisarse la parte de arriba de los pedales. Este sistema de frenos independientes supone una ayuda para dirigir al aeroplano en tierra, pues aplicando freno a una u otra rueda el piloto puede reforzar el giro de la rueda directriz.Para mantener el avión el avión frenado en el suelo, el sistema cuenta con un freno de aparcamiento (parking brake) que actúa sobre ambas ruedas. El mando de este freno varía de un avión a otro: puede ser un mando de varilla que teniendo los frenos pisados los bloca y se desactiva al volver a pisar los frenos (Cessna); una palanca que al tirar de ella bloca los frenos, con un botón para mantenerla en posición de bloqueo (Piper); un dial que al girarse hacia un lado activa este freno y hacia el otro lo desactiva (Tobago); etc...Como en todos los demás sistemas, un buen uso de los frenos mejora la efectividad y alarga la vida de este sistema. Por ejemplo, en la carrera final del aterrizaje conviene dejar que el avión pierda algo de velocidad antes de aplicar los frenos, y al aplicar estos hacerlo por emboladas. Igualmente, hacer girar al avión sobre una rueda completamente frenada supone una tensión excesiva sobre las gomas de las ruedas. Los frenos de los aviones están formados por muchos discos, dependiendo del avión, capacidad de frenada y otros factores. Hay dos tipos de disco de freno: el fijo y el móvil. Los discos móviles son arrastrados por la rueda a través de unas estrías que tiene la llanta en su interior. A la hora de frenar, unos pistones hidráulicos presionan los discos fijos contra los móviles, consiguiendo así detener el movimiento del avión.
Frenos ABS (Hidraulicos y electronicos) En 1978 Bosch inventó el primer sistema electrónico de frenos antibloqueo (ABS), claro que tambien es hidraulico. El ABS es un dispositivo utilizado en aviones y automóviles para evitar que pierdan adherencia con el pavimento en el proceso de frenado. De forma más tardía fue introducido en algunas motocicletas. El sistema en cuestión fue desarrollado inicialmente para los aviones ya que tenían que frenar fuertemente cuando tocaban tierra. El ABS funciona conjuntamente con el sistema de frenado convencional. Este consiste en una bomba que se incorpora en los circuitos de líquido de frenado y unos sensores electrónicos que controlan las revoluciones de las ruedas. Cuando hay una frenada fuerte las revoluciones de las ruedas se reducen bruscamente y es entonces cuando los sensores de revoluciones de las ruedas entran en juego mandando esta información a la centralita del ABS y accionando la bomba que reduce la presión realizada por los frenos unas 100 veces por segundo con lo que las ruedas no quedan bloqueadas. En un análisis más físico el ABS permite mantener durante la frenada el coeficiente de rozamiento estático ya que evita que se produzca deslizamiento de los neumáticos sobre la calzada. Teniendo en cuenta que el coeficiente de rozamiento estático es mayor que el coeficiente de rozamiento dinámico se puede afirmar que la distancia de frenado queda siempre reducida. Por eso este sistema encuentra su mayor utilidad en situaciones en las que el coeficiente de rozamiento estático tiene una gran diferencia con el dinámico como pueden ser pavimentos mojados o con hielo.
Funcionamiento hidráulico del sistema ABS Para que el sistema ABS se active y entre en funcionamiento, es necesario que la fuerza de frenado aplicada en cualquier rueda sea mayor que la fuerza de adherencia al pavimento. En este caso, esa rueda tiende a bloquearse y entonces el sistema ABS se activa. Cuando esto ocurre se puede distinguir tres fases o estados durante la regulación de la frenada, a saber: - El mantenimiento de presión; - La disminución de presión; - El aumento de presión. A continuación se explica cada fase: El mantenimiento de presión Durante esta etapa la electroválvula de admisión se cierra, aislándose la bomba de frenos del bombín de la rueda, por lo que la presión de frenado que llega a la rueda no puede aumentar.
La disminución de presión O también llamado disminución de la tendencia al bloqueo de la rueda. Esta fase interviene sólo cuando la fase de mantenimiento de presión no haya sido suficiente. En esta etapa, la bajada de presión del líquido de freno que llega al bombín de la rueda se consigue gracias al acumulador de baja presión, cuya capacidad varía. La acción de la bomba permite rechazar el líquido de almacenado en los acumuladores hacia la bomba de frenos. El aumento de presión En esta fase la electroválvula de escape se cierra y la electroválvula de admisión se abre. Con ello se consigue conectar la bomba de frenos al bombín de la rueda, consiguiéndose aumentar la presión en el circuito. En este caso, la alimentación hidráulica se efectúa gracias a la bomba de frenos, pero también por medio de la unidad hidráulica del sistema ABS, en el caso que no está vacío el acumulador. Como el volumen de líquido de freno transportado es por lo general mayor que el volumen que va de los consumidores hacia los acumuladores de baja presión, éstos sirven únicamente a los acumuladores intermediarios para puntas de caudal cortas. La bomba rechaza el líquido de freno de los acumuladores de baja presión hacia los circuitos de freno (bomba de freno o bombín, dependiendo del reglaje de las electroválvulas de admisión). Según el caudal de la bomba, la posición de los pistones de la bomba de frenos, y por consiguiente, la posición del pedal corresponde a la absorción momentánea del bombín de freno con un cierto decalado. Por ello, el pedal se encuentra posición alta durante las presiones bajas y en posición bala durante las presiones altas. Este cambio de presión regular provoca un movimiento del pedal (pulsación) y señala al conductor que el sistema de ABS ha entrado en curso.
Neumatica En la mecánica de las aeronaves, el término neumática designa al mecanismo o los dispositivos actuados por aire a presión. Es decir que se define como sistema neumático a aquel sistema mecánico que es actuado por aire a presión u otros gases. Así en aeronáutica, con el objeto de disminuir peso, se ha reconocido al aire a presión como una fuente confiable de potencia para el funcionamiento de varios sistemas y unidades de las aeronaves. Así del mismo modo los sistemas neumáticos poseen ciertas cualidades y ventajas sobre otros sistemas, aunque también tiene sus limitaciones, los cuales se verán más adelante. En cuanto a los componentes se refiere, se debe indicar que los sistemas neumáticos no utilizan acumulador, bombas de mano, reguladores, etc. Sin embargo existe alguna similitud en el objetivo que han de cumplir algunos elementos que aparecen
simultáneamente en ambos diseños. Por supuesto que la construcción de estos elementos es muy distinta aun cuando su forma de trabajo es parecida. Partes del sistema neumatico Un sistema básico, como se muestra en la figura, está compuesto por los siguientes elementos.
Fuente de aire (por ejemplo compresor, bomba): suministra aire a presión. Filtro Válvula de retención Válvula de alivio o desahogo Medidor de presión Botellas de almacenamiento (este elemento aparece dependiendo que tipo de sistema se quiere actuar) Válvula de control Tuberías Restrictotes
Descripción de cada uno de los elementos:
Filtros: Se emplean para eliminar residuos y evitar que estos se depositen en los conductos y válvulas haciendo menos eficaz el sistema. Filtran partículas mayores de 0.001 pulgada. Básicamente funcionan haciendo pasar aire a través de la malla filtrante o cartucho reteniendo las partículas. Los residuos se depositan en el fondo y si el filtro estuviese muy sucio, se abre una válvula de alivio que deja pasar el aire sin filtrar. El cartucho
debe ser reemplazado con regularidad para evitar estas situaciones. El aire además debe ser seco. Válvulas de retención: Estas válvulas impiden que el flujo regrese a través de la tubería de carga. Válvula de alivio o desahogo: Se instalan para proteger el sistema de una presión excesiva. Impiden la sobrecarga del botellón o del sistema. La figura siguiente muestra el funcionamiento de la misma. La válvula puede ser regulada a través de un resorte para tarar la presión máxima de alivio. Medidor de presión: Registrar o verificar la presión del circuito (puede ser usado en la realimentación del sistema, por ejemplo actuar una válvula de alivio ante una sobrepresión) Botellón de aire: Puede fabricarse de materiales compuestos, acero inoxidable, titanio o aleaciones de alta resistencia. Estos botellones pueden ser cargados en tierra para todo el vuelo o ser recargados en vuelo por los compresores. Su tamaño dependerá de su utilización y tipo de aeronave. Pueden ser de tipo esfera o globular o cilíndrico. Bombas de aire:El aire se logra con una bomba de baja presión, por ejemplo por una bomba de paletas como se ve en la figura y como se describe a continuación. Valores de presión: de 1 a 10 psi.
El sistema neumático del avión te permite varias cosas: En los aviones de turbina para arrancarlas debes primero encender el APU que es la unidad auxiliar de potencia que provee presión neumática para q este "aire comprimido" por llamarlo así permite que la turbina gire, rompa su inercia y cuando alcance el 20% de N2 se inyecte el combustible que arranca cada motor. Los Packs de APU y cada motor te proveen de energía neumática. Además el sistema neumático permite activar las botas deshieladoreas de borde de ataque además que te permite "sellar" las juntas de las puertas en un avión presurizado. Así un sistema neumático puede operar:
Frenos y dirección Abrir y cerrar compuertas Operar ciertos elementos en situación de emergencias Mover bombas de agua y alternadores Puesta en marcha de los motores Presurización de la aeronave Sistema de aire acondicionado del avión Sistema anti hielo Sistema anti incendio Mandos de vuelo (sistema de potencia) Sistema de presurización de depósitos de agua potable Sistema de desecho de desperdicios Sistema de dispersión de lluvia en los parabrisas Sistema para obtener velocidad y altitud por medio de sondas de presión
SISTEMA PROPULSOR (MOTOR)
Lo mismo que un automóvil, una bicicleta o un tren, obviamente, es necesario que un aeroplano cuente con una fuerza que lo impulse. En un avión, esta necesidad se hace más imperiosa, pues mientras que en otras máquinas el impulso solo se necesita para vencer la inercia y la resistencia al avance, en un avión este impulso es vital para producir la circulación de aire en las alas, origen de la sustentación. Esta fuerza, denominada de tracción cuando se ejerce por delante del motor -tira del avión-, o de empuje si es ejercida por detrás del motor -empuja al avión-, es proporcionada por el sistema propulsor, el cual está constituido por uno o más motores, y en muchos modelos, además por una o más hélices. En este último caso, el elemento que realmente produce la fuerza es la hélice, siendo el motor un mero mecanismo que la hace girar.La fuerza de tracción o empuje, se obtiene acelerando hacia atrás una masa de aire ambiente a una velocidad superior a la del avión; de acuerdo con la 3ª ley del movimiento de Newton, esta acción provoca una reacción de la misma intensidad pero de sentido opuesto, la cual impulsa el avión hacia adelante. La aceleración de la masa de aire, se logra por la rotación de una hélice, movida por un motor convencional de pistón o una turbina de gas, o por la expulsión a muy alta velocidad del chorro de gases generado por una turbina de gas.Ambos tipos de motor, de pistón o turbina, convierten la energía química contenida en el combustible en energía mecánica capaz de propulsar al avión, quemando dicho combustible, razón por la cual reciben el nombre de motores de combustión interna.
Motores de pistón Los motores de pistón son los más comunes en la aviación ligera. Estos motores son casi idénticos a los de los automóviles, con tres importantes diferencias:
Los motores de aviación tienen sistemas de encendido doble. Cada cilindro tiene dos bujías y el motor está servido por dos magnetos, una proporciona energía a todas las bujías "pares" de los cilindros y otra a las bujías "impares". Si una bujía o una magneto se estropea, la otra bujía o la otra magneto siguen haciendo saltar la chispa que enciende el combustible en el cilindro. Un detalle muy importante es que las magnetos, accionadas por el giro del motor, no dependen de la batería para su funcionamiento. La mayoría de los motores aeronáuticos están refrigerados por aire. Esta particularidad evita cargar con el peso de un radiador y del refrigerante, y que una avería del sistema de refrigeración o la pérdida de refrigerante provoquen una avería general del motor. Como los motores de aviación funcionan a distintas altitudes, el piloto dispone de un control manual de la mezcla, control que utiliza para ajustar la proporción adecuada de aire y combustible de entrada a los cilindros.
Este tipo de motor consta básicamente de cilindros, pistones, bielas y un cigüeñal. En el interior de cada cilindro, un pistón realiza un movimiento de arriba abajo, movimiento que mediante una biela transmite al cigüeñal, de forma que el movimiento Rectilíneo del pistón se convierte en movimiento giratorio del cigüeñal. En la parte superior del cilindro, se encuentran normalmente dos bujías, una o más válvulas de entrada de la mezcla, y una o más válvulas de salida de los gases quemados. En aviación, la mayoría de estos motores son de cuatro tiempos, llamados así porque un ciclo completo de trabajo se realiza en cuatro movimientos del pistón:
Admisión - El pistón, situado en la parte superior del cilindro (punto muerto superior), realiza un movimiento de bajada con la válvula de admisión abierta succionando una mezcla de aire y combustible. Compresión - Desde la parte inferior del cilindro (punto muerto inferior), el pistón hace un movimiento de subida estando las válvulas cerradas, lo cual comprime la mezcla admitida en la fase anterior. Explosión - Con el pistón en la parte superior, una chispa procedente de las bujías hace explotar la mezcla comprimida de aire y combustible. Esta explosión lanza violentamente al pistón hacia abajo. Escape - Desde la parte inferior, al realizar la carrera hacia arriba con la válvula de escape abierta, el pistón empuja y expulsa los gases del cilindro. Al llegar al punto superior, se cierra la válvula de escape y se abre la de admisión comenzando de nuevo el ciclo: admisión,...
Si el motor tuviera un solo cilindro, giraría a trompicones, con mucha fuerza en el momento de la explosión pero con menos fuerza en cada tiempo posterior hasta la siguiente explosión. Pero los motores tienen más de un cilindro, y cada uno de ellos se encuentra en una fase distinta de los demás, de forma que las explosiones se suceden a intervalos regulares dando al cigüeñal un giro más constante. Además el ci güeñal incorpora unos contrapesos que ayudan a hacer el giro más regular. Todos l os ciclos de un motor de cuatro tiempos se realizan en dos vueltas del cigüeñal. El movimiento del cigüeñal se transmite a través de engranajes o correas dentadas al árbol de levas, el cual mediante unos empujadores y balancines o a veces directamente, se encarga de abrir y cerrar las válvulas en el momento adecuado. Este giro también se transmite al sistema de ignición, el cual hace saltar la chispa en las bujías en el instante justo. Si la apertura o cierre de las válvulas o el salto de la chispa en las bujías no se realiza de forma perfectamente sincronizada con el movimiento de los pistones, el motor está "fuera de punto".
Turbinas de gas Una turbina de gas es una máquina motriz que convierte la energía derivada de la combustión de un elemento, normalmente queroseno, en energía mecánica en forma de
chorro de aire de alta presión y elevada temperatura. Esta energía mecánica puede ser aprovechada para mover un mecanismo propulsor tal como la hélice de un aeroplano o el rotor de un helicóptero, o para generar el empuje que impulsa a un avión. ¿Por qué se usa queroseno? Los aviones no utilizan gasolina porque a la altura a la que vuelan la temperatura del aire es muy baja y el combustible se congelaría. Sin embargo, el queroseno aguanta hasta 220º c sin congelarse. Estas máquinas constan básicamente de cuatro partes: compresor, cámaras de combustión, turbina, y tobera de salida, y su funcionamiento es el siguiente: El aire entra por un gran conducto de entrada a la zona de compresores; en esta zona, un primer rotor con alabes comprime el aire, un segundo rotor lo comprime aún más, y así sucesivamente hasta alcanzar de 10 a 40 veces la presión del aire de entrada. Este aire pasa mediante difusores a las cámaras de combustión, donde un flujo constante de combustible en forma de spray, vapor o ambas cosas, es quemado a una presión casi constante.
La combustión provoca la expansión violenta de los gases producidos, en forma de chorro de alta presión, temperatura (hasta 1500º C) y velocidad. En su camino de salida, el chorro mueve una turbina que comparte eje con los compresores, de manera que parte de la energía del chorro hace girar aquellos, en general a más de 10.000 R.P.M. Por último, este chorro de gases se expele a la atmósfera a través de la tobera de salida. Si se compara este ciclo de trabajo con el de un motor de pistón, vemos que es similar (admisión, compresión, explosión o combustión, y escape). La diferencia es que mientras en un motor de pistón se producen tantos ciclos de trabajo como número de cilindros hay, por cada dos vueltas del cigüeñal, en una turbina el ciclo de trabajo es un proceso continuo. Una versión más moderna de turbina es la denominada turbofán. En esta, un gran rotor delante de la sección de compresores produce un flujo de aire a baja presión que no pasa por las cámaras de combustión, sino que es mezclado con el chorro de salida incrementando la masa de aire acelerado. Este sistema de mover grandes volúmenes de aire a una velocidad más baja, incrementa la eficiencia de la turbina consumiendo menos combustible y produciendo un nivel de ruido más bajo. Puesto que la turbina tiene por diseño un movimiento giratorio, al contrario que los motores de pistón que tienen que convertir el movimiento rectilíneo a movimiento
circular, una turbina de gas es más simple que un motor de pistón de potencia equivalente, tiene menos peso, requiere menos mantenimiento, y tiene mayor capacidad de generar potencia; a cambio, consume combustible en mayor cantidad, y ciertas limitaciones termodinámicas que restringen su eficiencia a un 40% de su valor ideal.En algunos casos, el chorro de aire que sale de turbina vuelve a ser quemado (postcombustión) generando una fuerza de aceleración extraordinaria. Debido al excesivo gasto de combustible de este procedimiento, solo se emplea en el Concorde y en aviones militares supersónicos, y en ambos casos en maniobras muy restringidas. También, para ayudar en el frenado del avión tras la toma de tierra, las turbinas suelen tener unos dispositivos en la tobera de salida, conocidos como inversores de empuje o reversa, que cambian la dirección de salida del chorro de gases hacia adelante.
Transmisión de potencia Las transmisiones de potencia son utilizadas en los motores de combustión interna, para transformar el movimiento y aprovecharlo eficientemente. Una transmisión mecánica es una forma de intercambiar energía mecánica distinta a las transmisiones neumáticas o hidráulicas, ya que para ejercer su función emplea el movimiento de cuerpos sólidos, como lo son los engranajes y las correas de transmisión. El sistema de transmisión transfiere la potencia desde el motor al rotor principal, al rotor de cola, y a otros accesorios. Los principales componentes del sistema de transmisión son la transmisión del rotor principal, el sistema de arrastre del rotor de cola, el embrague, y la unidad de desembrague del rotor. Las transmisiones de los helicópteros es tán normalmente lubricadas y refrigeradas con su propio suministro de aceite. Para comprobar el nivel de aceite se facilita un visor. Algunas transmisiones tienen detectores de partículas localizados en el sumidero del cárter. Estos detectores están eléctricamente conectados a luces de aviso localizadas sobre el panel de instrumentos del piloto, que se iluminan en caso de presentarse algún problema interno. Transmisión del Rotor Principal El propósito de la transmisión del rotor principal es reducir lar r.p.m. de salida del eje del motor a las r.p.m. optimas del rotor. Esta reducción es diferente para los distintos tipos de helicópteros, pero como ejemplo, supongamos que las r.p.m. del motor de un helicóptero específico son 2.700. Para conseguir una velocidad del rotor de 450 r.p.m. se requeriría una reducción de 6 a 1. Una reducción de 9 a 1 significaría que el rotor giraría a 300 r.p.m. La mayoría de los helicópteros usan un tacómetro de doble aguja para mostrar las r.p.m. del motor y del rotor o tantos por ciento de las r.p.m. del motor y del rotor. La aguja de las r.p.m. del rotor normalmente se usa solo durante la conexión del embrague para controlar la aceleración del rotor, y en la autorotación para mantener las r.p.m. dentro de
los limites prescritos.En helicópteros con motores montados horizontalmente, otro de los fines de la transmisión del rotor principal es cambiar los ejes de rotación desde el eje horizontal del motor al eje vertical del rotor principal. Sistema de Arrastre del Rotor de Cola El sistema de arrastre del rotor de cola consiste en un eje de arrastre del rotor de cola propulsado desde la transmisión principal y una transmisión de rotor de cola montada en el extremo de la estructura de cola. El eje de arrastre puede consistir en un eje largo o una serie de ejes más cortos conectados a ambos extremos con acoplamientos flexibles. Esto le permite al eje de arrastre flexar con la estructura de cola. La transmisión del rotor de cola proporciona un arrastre en ángulo recto para el rotor de cola y también puede incluir engranajes para el ajuste óptimo de las r.p.m del rotor de cola. El embrague En un avión convencional, el motor y la hélice están permanentemente conectados. Sin embargo, en un helicóptero existe una relación distinta entre el motor y el rotor. Debido al mayor peso de un rotor en relación con la potencia del motor, según se compara con el peso de una hélice y la potencia en un avión, el rotor debe desconectarse del motor cuando se conecta la puesta en marcha. Un embrague permite al motor ponerse en marcha y luego gradualmente recoger la carga del rotor. En los motores de turbina libre, no se requiere embrague, ya que la turbina del generador de gas está esencialmente desconectada de la turbina de potencia. Cuando el motor se pone en marcha, la turbina de potencia opone poca resistencia. Esto le permite a la turbina del generador de gas acelerar a la velocidad normal de ralentí sin la resistencia impuesta por la carga del sistema de transmisión y de rotor. A medida que la presión del gas aumenta a través de la turbina de potencia, las palas del rotor comienzan a girar, al principio lentamente, y luego acelerando gradualmente hasta las r.p.m. normales de funcionamiento. Correlador / Governor Un correlador es una conexión mecánica entre la palanca del colectivo y el mando de gases del motor. Cuando la palanca del colectivo se levanta, la potencia automáticamente aumenta y cuando se baja, la potencia disminuye. Este sistema mantiene a las r.p.m. próximas al valor deseado, pero todavía necesita ajuste fino del mando de gases. Un governor es un dispositivo sensor habitual en todos los helicópteros de turbin a que siente las r.p.m. del motor y del rotor y hace los ajustes necesarios para mantener constantes las r.p.m. del rotor. En las operaciones normales, una vez que las r.p.m. del rotor se ajustan, el governor mantiene las r.p.m. constantes, y no hay necesidad de hacer ningunos otros ajustes en el mando de gases. Los governos son habituales en todos los helicópteros de turbina. Fuente auxiliar de potencia (APU):
Es una pequeña turbina (auxiliar) montada en la parte trasera de la aeronave que es muy utilizada como fuente eléctrica y neumática para servir a los sistemas del avión en tierra y en vuelo. La APU: La APU puede arrancar hasta altitudes de 40000 pies aproximadamente y la potencia neumática está disponible hasta los 17000 pies. Está compuesta por: - Un compresor centrífugo (suministra aire a la cámara de combustión) - Turbina axial de 2 etapas - Compresor de carga centrifuga (suministra aire al sistema neumático correspondiente del avión) - Caja accesoria de engranaje (mueve el generador y otros componentes) - Cámara de combustión El eje mueve el compresor de carga y la caja de engranajes de accesorios. El APU mecánico se pone en marcha mediante un motor eléctrico, alimentado con corriente de los acumuladores eléctricos a bordo. Una vez encendida la cámara de combustión del generador de gas del APU se dispone de potencia mecánica en el eje de salida de la unidad. Su característica operacional es la simplicidad, bajo coste y potencia de salida pequeña. El turboeje para APU puede ser de turbina fija o de turbina libre. Para potencias de salida pequeñas y medias, digamos inferiores a 1.600 CV, el motor del APU suele ser tipo turbina fija. Por tanto es un turboeje de un solo árbol. Tal preferencia se explica por costes, peso y buena estabilidad de velocidad de rotación que tiene este tipo de motor, aunque el de dos ejes (turbina libre) tampoco tiene problemas en esta última faceta. El turboeje de turbina fija tiene una respuesta muy rápida de cambio de las revoluciones frente a las variaciones de carga que se imponen sobre la unidad. La estabilidad de velocidad de giro es, en principio, muy apropiada para el suministro de corriente eléctrica alterna de frecuencia lo más constante posible, este tipo de turboeje tiene respuesta rápida a los cambios de carga del sistema eléctrico del avión. Además, como consideración económica, el turboeje de un solo eje es más barato que su compartida de dos ejes independiente. El turboeje para grupos APU de potencia superior a la indicada anteriormente, que ya es de mayor tamaño, suele ser de dos ejes, esto es de tipo de turbina libre. La ventaja fundamental que aporta ahora este motor es que la puesta en marcha del propio APU es más fácil, pues posee dos turbinas que giran de forma independiente, a distinta velocidad angular. Así, para la puesta en marcha solo es preciso mover el conjunto
