Diseño de un banco de ensayo para aeroreactores de diversos rangos de empuje

Secció de Terrassa Titulación: INGENIERIA AERONAUTICA Título del Proyecto: Diseño de un banco de ensayo para aeroreactores de diversos rangos de empuje Contenido del documento: MEMORIA Fecha de entrega: del 12/09/2011 al 16/09/2011 Alumno: Fornons Martin, Jordi Tutor: Carreras Planells, Ramon ! 2! Gracias a mi familia, por estar a mi lado cuando más los he necesitado. A Gemma y a Amparo, por su paciencia y su apoyo, haciendo que el camino fuera mucho más llano de lo que yo lo veía. A Lluis, por ser la persona más paciente del mundo y enseñarme a usar el GID. A Ricard Catalán, pues sin su ayuda éste proyecto no hubiera sido posible. A las empresas como ITP, IBERIA, Applus, que me han tendido la mano, ofreciéndome sus consejos y su experiencia. A todos mis amigos que me han apoyado y animado. A mi tutor, Ramon Carreras, por guiarme y orientarme incluso cuando estaba de vacaciones. Por último, gracias a todos los profesores de ingeniería aeronáutica; pues al mirar atrás me doy cuenta de la cantidad de cosas que he aprendido, no sólo como ingeniero, también como persona; en especial me gustaría agradecer a Oriol Lizandra, Ramon Carreras, Manuel Martínez Sánchez y a Miquel Sureda pues han sido mis profesores durante mi especialidad y con los que he mantenido una relación más estrecha. ! 3! Índice Alcance del proyecto ............................................................. 10 Objetivo del proyecto ............................................................ 11 Justificación ........................................................................... 12 Selección de motores ............................................................ 13 Diseño de la estructura ......................................................... 18 Mallado de la estructura ........................................................ 31 Análisis de resultados ........................................................... 42 Célula de carga ...................................................................... 46 Análisis de los sistemas principales ................................... 48 Análisis de las medidas tomadas en vuelo ......................... 78 Bibliografía ............................................................................. 106 ! 4! Índice de figuras Figura Fuente Página 1 Web oficial CFM “www.CFM56.com” 13 2 Web oficial Boeing “www.boeing.com” 17 3 Diseño propio “CatiaV5” 19 4 Diseño propio “CatiaV5” 20 5 Diseño propio “CatiaV5” 20 6 Diseño propio “CatiaV5” 21 7 Diseño propio “CatiaV5” 21 8 Manual CFM56-5B 22 9 Diseño propio “CatiaV5” 23 10 Diseño propio “CatiaV5” 23 11 Diseño propio “CatiaV5” 24 12 Diseño propio “CatiaV5” 24 13 Diseño propio “CatiaV5” 24 14 Diseño propio “CatiaV5” 25 15 Diseño propio “CatiaV5” 25 16 Manual CFM56-5B 26 17 Diseño propio “CatiaV5” 27 18 Diseño propio “CatiaV5” 28 19 Diseño propio “CatiaV5” 28 20 Diseño propio “CatiaV5” 29 21 Diseño propio “CatiaV5” 29 22 Diseño propio “CatiaV5” 30 23 Diseño propio Compack 31 24 Diseño propio Compack 32 25 Diseño propio Compack 32 26 Diseño propio Compack 33 ! 5! 27 Diseño propio Compack 33 28 Diseño propio Compack 34 29 Diseño propio Compack 35 30 Diseño propio Compack 35 31 Diseño propio Compack 36 32 Diseño propio Compack 36 33 Diseño propio Compack 36 34 Diseño propio Compack 37 35 Diseño propio Compack 37 36 Diseño propio Compack 38 37 Diseño propio Compack 38 38 Diseño propio Compack 39 39 Diseño propio Compack 39 40 Diseño propio Compack 40 41 Diseño propio Compack 40 42 Diseño propio Compack 42 43 Diseño propio Compack 43 44 Diseño propio Compack 43 45 Diseño propio Compack 44 46 Diseño propio Compack 44 47 Web oficial HBM “www.hbm.com” 46 48 Cortesía de Applus 47 49 Web oficial HBM “www.hbm.com” 47 50 Valentín Sainz Diez (1989). El motor de reacción y sus sistemas auxiliares. Madrid: Paraninfo. 49 51 Apuntes EFAV 50 ! 6! 52 Apuntes EFAV 50 53 US Army. Army aircraft gas turbine engines. 51 54 Apuntes EFAV 51 55 Kroes, Wild, Bent, McKinley (1995). Aircraft powerplants. Glencoe. 52 56 Manual JT9D 53 57 Apuntes EFAV 54 58 Apuntes EFAV 54 59 Cary R. Spitzer (2007). Avionics, Virginia: Avionicon. 55 60 Apuntes EFAV 56 61 Apuntes EFAV 56 62 Apuntes EFAV 57 63 Sutton (2001). Rocket propulsion elements. New York: John Wiley & sons. 58 64 Apuntes EFAV 58 65 Apuntes EFAV 59 66 Apuntes EFAV 59 67 Chief of naval air training (2001). Aircraft engines and systems. Texas: Naval air training command. 60 68 Manual MD80 61 69 Valentín Sainz Diez (1989). El motor de reacción y sus sistemas auxiliares. Madrid: Paraninfo. 62 70 Valentín Sainz Diez (1989). El motor de reacción y sus sistemas auxiliares. Madrid: Paraninfo. 63 71 Manual CFM56-5B 64 72 Manual JT8D 65 ! 7! 73 Manual CFM56-5B 66 74 Apuntes EFAV 67 75 Apuntes EFAV 67 76 Manual CFM56-5B 68 77 Manual CFM56-5B 68 78 Rolls Royce (1996). The jet engine. England: Rolls Royce plc. 69 79 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 70 80 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 71 81 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 71 82 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 72 83 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 72 84 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 73 85 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 73 86 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 74 87 Moir, Seabridge (2008). Aircraft Systems. England: Wiley & sons. 74 88 Rolls Royce (1996). The jet engine. England: Rolls Royce plc. 75 89 Rolls Royce (1996). The jet engine. England: Rolls 76 ! 8! Royce plc. 90 Rolls Royce (1996). The jet engine. England: Rolls Royce plc. 77 91 Rolls Royce (1996). The jet engine. England: Rolls Royce plc. 77 92 Manual MD80 79 93 Apuntes EFAV 81 94 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 81 95 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 82 96 Luis Fernández Martínez (1971). Manual de los motores de reacción y turbohélices. Madrid: Iberia. 83 97 Manual JT9D 84 98 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 85 99 Manual CFM56-5B 86 100 Manual CFM56-5B 87 101 Luis Fernández Martínez (1971). Manual de los motores de reacción y turbohélices. Madrid: Iberia. 88 102 Apuntes EFAV 88 103 Apuntes Laboratorio Aeroespacial (UPC) 89 104 Sutton (2001). Rocket propulsion elements. New York: John Wiley & sons. 89 105 Apuntes EFAV 90 106 Apuntes EFAV 90 ! 9! 107 Apuntes Laboratorio Aeroespacial (UPC) 91 108 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 91 109 Manual CFM56-5B 92 110 Manual CFM56-5B 93 111 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 93 112 Manual MD80 94 113 Manual MD80 95 114 Apuntes EFAV 96 115 Apuntes EFAV 97 116 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 98 117 Manual MD80 99 118 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 100 119 Manual MD80 100 120 Manual MD80 101 121 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 102 122 Apuntes Laboratorio Aeroespacial (UPC) 103 123 Antonio Esteban Oñate (2000). Conocimientos de avión. Madrid: Paraninfo. 104 124 Luis Fernández Martínez (1971). Manual de los motores de reacción y turbohélices. Madrid: Iberia. 105 ! 16! Como era de esperar, se trata de aeronaves de una misma gama, se adjuntan las ventas por aeronave: Aeronave! pedidos! ventas! A318'111! ! ! A318'112! 80! 72! A319'111! ! ! A319'112! ! ! A319'115! 1470! 1295! A319'115CJ! ! ! A319'115XCJ! ! ! A320'214! 5080! 2704! A321'111! ! ! A321'112! 932! 655! A321'211! ! ! Tabla 5 Ventas de aeronaves europeas Aeronave! pedidos! ventas! B737'600! 69! 69! B737'700! ! ! B737'700BBJ! 1460! 1049! B737'800! ! ! B737' 800BBJ2! 3654! 2159! B737'900! 52! 52! C40A! ! ! C40B! '! '! C40C! ! ! Tabla 6 Ventas de aeronaves estadounidenses ! 17! ! El análisis detallado de las tablas da un total de 12797 aeronaves pedidas, sin contar las ventas del C40 que al tratarse de una aeronave del ejército del aire estadounidense no contabilizan, es decir que se trata de motores que se usan y se usaran durante muchísimas horas de vuelo, lo que respalda la elección de dichos motores. ! Figura 2 B737-800 ! 18! Diseño de la estructura El diseño de la estructura se ha llevado a cabo mediante el programa CATIA V5, tanto el diseño en 3D como sus planos. Para realizar el diseño se ha contado con la ayuda de ITP, gracias a ellos se han podido tomar medidas del banco que tienen para JT8D en sus instalaciones de México para poder extrapolar las mediciones (exactamente facilitando el grosor del perfil del banco). El JT8D es un motor que aporta unos 100.000 N de empuje, así pues las medidas tomadas son de gran fiabilidad para el diseño de la bancada para las familias de CFM escogidas. Por otro lado se ha contado con la ayuda de la escuela EFAV, y exactamente del profesor Ricard Catalán que ha aportado sus conocimientos adquiridos durante años en IBERIA mantenimiento para dar forma al banco. A continuación se detallan las características del acero seleccionado, se trata del acero usado en las bancadas de ITP: Módulo de Young 2e11N/m2 Coeficiente de Poisson 0,266 Densidad 7860 Kg/m3 Coeficiente de expansión térmica 1,17e-5 Tabla 7 Características del material Una vez comentadas las fuentes y el material, se efectúa la descripción de todas sus partes. ! 19! 1. Diseño del bolly El bolly es el transporte principal del motor hasta la bancada, además de que se incorpora activamente en la misma, resistiendo parte del peso y del empuje del motor. Es importante comentar que el bolly es fijo, en el sentido de que solo puede llevar un tipo de motor, como se ha comentado anteriormente, se trabaja con dos familias distintas, así pues se debe realizar el diseño de un bolly para cada familia de motor, la bancada podrá satisfacer las necesidades geométricas de ambos, así pues la estructura “adaptable” será la bancada, no el bolly. ! Figura 3 Bolly El bolly consta de cuatro “brazos” que sujetan al motor suspendido en el aire mediante cuatro “brackets” instalados en los lugares preparados para ello del motor, para facilitar el transporte del mismo por las instalaciones, consta de ruedas con freno. Para unir el bolly con la estructura fija de la bancada, éste cuenta con dos orificios que lo atraviesan, por donde se introducen dos barras de acero, para ejecutar dicha inserción y unión entre la bancada y el bolly, hay que alzar el conjunto bolly motor para evitar el contacto de éste con el suelo. Ésta operación se realiza mediante gatos hidráulicos. ! 20! ! Figura 4 orificios bolly ! Figura 5 Bolly con ejes Las piezas de unión entre bolly y motor se llaman brackets, se trata de piezas especiales que se adaptan perfectamente a los amarres del motor, son las mismas que se utilizan en el ensamblaje del motor a la aeronave. ! 21! ! Figura 6 Brackets incorporados al bolly ! Figura 7 Brackets La posición exacta de los brackets se ha conseguido gracias a Ricard, que posee el manual de los CFM56 utilizados en este proyecto. ! 22! Las medidas de todos y cada uno de los componentes que forman el bolly se pueden consultar en el anexo de planos técnicos. Por falta de datos no se ha hecho el diseño en 3D del motor, por ello y para facilitar la comprensión del funcionamiento de los brackets, se adjunta una imagen del manual. ! Figura 8 Anclajes inferiores ! ! 23! 2. Diseño de la bancada La bancada es la estructura responsable de soportar durante el ensayo tanto el peso como el empuje del motor, así pues debe ser una estructura robusta y a la vez sencilla para facilitar el acople bolly bancada. ! Figura 9 Estructura fija de la bancada La única diferencia geométrica entre los motores de distinta familia con los que se trabaja es el diámetro del fan y la longitud del motor, para solucionar el acople de la bancada al fan se ha diseñado una estructura móvil, la longitud del motor no afecta en ningún momento al amarre del motor, pues los brackets traseros se acoplan en los mismos puntos, esto se debe a que los motores son de un mismo fabricante. Así pues, como se ha comentado, la bancada soporta el peso del bolly y del motor mediante los ejes que la atraviesan. Dichos ejes se sujetan a la bancada mediante tuercas. ! Figura 10 ejes de unión bolly bancada También se sujeta al motor mediante un anclaje trasero fijo, como muestra la figura. ! 24! ! Figura 11 Anclaje superior trasero El anclaje al fan es móvil, consta de dos posiciones pues se trabaja con dos familias diferentes, dicho anclaje se acopla a la bancada mediante dos pernos por lado. ! Figura 12 Anclaje al fan ! Figura 13 detalle anclaje delantero a la bancada Para anclar el fan a la bancada se usa un tipo de anclaje por “pinza” como se muestra en la figura. ! 25! ! Figura 14 anclaje al fan Así pues el ensamblaje del bolly y la bancada, queda de la siguiente forma (se muestra el bolly para CFM56-5B). ! Figura 15 ensamblaje total Las medidas de todos y cada uno de los componentes que forman la bancada se pueden consultar en el anexo de planos técnicos. Para facilitar la comprensión de los distintos anclajes se adjunta una imagen del manual. ! 32! [2] Peldaño delantero en estructura de la bancada, pues la longitud del peldaño es menor que la cara del elemento más pequeño de la malla (10 mm). ! Figura 24 simplificación peldaño delantero [3] Base de los brazos del bolly, para facilitar el mallado. ! Figura 25 simplificación base brazo bolly ! 33! [4] Se han eliminado todos los elementos de tornillería debido a su tamaño. ! Figura 26 simplificación tornillería en un anclaje [5] Se han eliminado todos los rebordes para simplificar el proceso de mallado. ! Figura 27 simplificación rebordes [6] Se han eliminado las ruedas del bolly debido a su nula funcionalidad en el ensayo. ! 34! ! Figura 28 estructura final simplificada con sus distintas partes diferenciables 2. Mallado del modelo. Para definir el tiempo de cálculo se debe tener en cuenta los siguientes parámetros: Ø Cantidad de elementos, resulta obvio que el tiempo de cálculo depende directamente de la cantidad de elementos. Ø Tiempo final de ensayo, se ha considerado un tiempo final de 1s dado que se considera que la estructura se encuentra estabilizada en este espacio temporal. Ø Cara más pequeña de todos los elementos que forman la malla, debido a que las iteraciones se definirán en base a esa cara, el tiempo para realizar cada iteración disminuye a medida que aumenta el tamaño de la cara menor. Ø Número de iteraciones ( !t ), se han elegido 20 iteraciones (fotos), por supuesto cuantas más iteraciones, mayor será el tiempo de cálculo. Se ha realizado la malla con elementos hexaédricos como se ha comentado anteriormente, a continuación se detalla la malla para cada parte estructural por separado. 2.1. Estructura bancada: 2.1.1. Anclaje superior trasero y soporte. Se han mallado conjuntamente ya que el anclaje debe colapsar sobre su soporte. Se ha mallado de forma estructurada. ! 35! ! Figura 29 divisiones anclaje superior trasero ! Figura 30 divisiones barra unión anclaje superior trasero 2.1.2. Anclaje superior delantero y soporte. Se han mallado conjuntamente ya que el anclaje debe colapsar sobre su soporte. Se ha mallado de forma estructurada. ! 36! ! Figura 31 divisiones anclaje superior delantero ! Figura 32 divisiones barra unión anclaje superior delantero 2.1.3. Resto de la estructura. Se ha realizado combinando mallado semi-estructurado y estructurado. ! Figura 33 divisiones estructura de la bancada ! 37! 2.2. Bolly: 2.2.1. Brazos del bolly. La base del brazo se ha mallado con malla semi-estructurada, en cambio el resto del brazo se ha mallado con malla estructurada. ! Figura 34 divisiones brazos bolly 2.2.2. Base del Bolly. Se han combinado mallas estructuradas y semi-estructuradas. ! Figura 35 divisiones barras centrales bolly ! 38! ! Figura 36 divisiones barras frontal y trasera bolly 2.3. Ejes. Los ejes colapsan tanto con la estructura del bolly como con la estructura de la bancada, se han mallado ambos ejes con malla estructurada. ! Figura 37 divisiones ejes Se adjuntan unas imágenes donde se aprecia la estructura completa dividida y mallada, así como el tamaño de las distintas mallas. ! 39! ! Figura 38 divisiones estructura completa ! ! Figura 39 tipos de malla ! 40! ! Figura 40 tamaño de la malla ! Figura 41 malla final 3. Condiciones de contorno. Se han empotrado las dos bases de la bancada al suelo. ! 41! 4. Cargas. Se ha repartido entre sus 6 anclajes 1,5 veces el valor del empuje del motor mayor, así pues las solicitaciones quedan de la siguiente forma: Anclaje Fuerza aplicada (N) Trasero 120681 Delantero 55698 Brackets 9282 Tabla 8 fuerzas aplicadas 5. Peso motor. Durante la simulación se ha usado la familia de motores más pesados, es decir, la 5B. 6. Gravedad. Por supuesto se ha tenido en cuenta la gravedad a la hora de informar el problema. 7. Dumping. Idealmente se debería realizar un ensayo anterior aplicando una fuerza de valor relativamente bajo sobre la parte con mayor momento de la estructura. Los resultados de dicho análisis son unas gráficas que oscilan a una cierta amplitud y frecuencia (valores de dumping), se han escogido los valores de dumping por defecto debido al tiempo de cálculo. ! 48! Análisis de los sistemas principales Durante el ensayo en banco, se deben tener en cuenta y conocer los distintos sistemas que pueden originar un fallo en vuelo, con éste propósito, a continuación se describen detalladamente los siguientes sistemas: Ø Sistema de combustible. Ø Sistema de arranque e ignición. Ø Sistema de lubricación. Ø Sistema de protección contra incendios. Ø Sistema anti hielo. ! 49! 1. Sistema de combustible. La función primaria del sistema de alimentación de combustible es suministrarlo filtrado, libre de vapor, a presión y temperatura adecuadas y a un cabal apropiado, sean cuales sean las condiciones de trabajo del motor. A continuación se detalla la metodología: ! Figura 50 Esquema sistema de combustible El combustible se acumula en depósitos ubicados en las alas y en la sección del fuselaje de los planos. ! 50! ! Figura 51 esquema simplificado del sistema de combustible En cada depósito de combustible hay un conjunto de bombas o “booster”, accionadas por corriente alterna trifásica de la aeronave, sumergidas e unos recintos del depósito donde se recoge el combustible “collector cells” con que se va a alimentar los motores. ! Figura 52 Tanque de combustible En la figura adjunta, se puede observar una típica bomba principal de combustible (A), el elemento impulsor (boost element) gira para producir la presión de entrada necesaria para los engranes de alta presión. ! 51! ! Figura 53!!A- Bomba de combustible B- bomba de combustible con control de combustible. Siguiendo el esquema de la figura 50, el combustible impulsado por las bombas del depósito llega a la entrada de combustible del motor. En caso de fallo de la presión de suministro de las bombas se encendería el aviso de baja presión de combustible “inlet fuel pressure low” y el combustible sería succionado desde el depósito por la bomba de baja presión movida por el motor. Figura 54 Bombas auxiliares de baja presión El combustible (ya sea mediante la bomba principal o la de baja) llega al cambiador de calor (fuel heater). Algunos motores utilizan el mismo sistema de lubricación para calentar el combustible, mientras otros incorporan un sistema aparte, el sistema de calentado de combustible se ! 52! ubica entre el elemento impulsor de la bomba principal de combustible y su filtro de entrada para prevenir que se congele la pantalla del mismo filtro del que se hablará mas adelante. La principal razón por la que se usa el calentador de combustible es para evitar la formación de cristales a causa de la entrada de agua en los conductos, cuando se forma hielo, los filtros dejan de trabajar correctamente bloqueando la entrada, redireccionando el fluido por otro conducto sin filtrar, lo que en casos extremos puede causar la interrupción de quemado. En motores donde el helado de filtros toma importancia dando problemas operacionales, se instala un interruptor de presión diferencial en la salida del filtro, de ésta forma se leen los incrementos de presión debidos al bloqueo y se avisa mediante señales luminosas a la cabina. El calentador está diseñado para trabajar cuando la temperatura del combustible está en torno a los 32ºF y se activa automáticamente unos 3 o 5 grados antes del punto de congelación del agua, también se puede activar manualmente en cabina, lo que abre una válvula que permite entrar aire del sangrado para evitar que se bloqueen los filtros, dicha acción tiene un tiempo limitado de un minuto, si bien puede repetirse varias veces hasta lograr que se apague la luz de aviso. ! Figura 55 fuel heater mediante aire proveniente del sangrado El cambiador de calor mostrado en la figura 55 es del tipo aire-combustible (calienta el combustible con aire caliente sangrado de la última etapa del compresor). ! 53! ! Figura 56 fuel heater mediante aceite del JT9D Antes de llegar al filtro se encuentra el sensor de temperatura de combustible mediante termopares. A continuación se halla el filtro de combustible donde se retienen las partículas en suspensión que pudieran dañar al control de combustible. Hay una válvula de “by-pass” que permite el paso de combustible en caso de obstrucción del filtro. ! 54! ! Figura 57 microfiltro de combustible ! Figura 58 filtro de tipo “wafer” ! El combustible una vez filtrado debe pasar por el sistema de control de combustible. El control de combustible es el órgano encargado de gobernar el motor mediante la medición, dosificación y envío del combustible que se inyecta en la cámara de combustión, dicho control puede ser hidromecánico o electrónico (FADEC). ! 55! ! Figura 59 FADEC En función de la posición de la palanca de gases y de los parámetros de situación del motor, el control de combustible determina, computa, mide y envía el flujo de combustible que requiere el motor para actuar en la condición deseada. Los parámetros a tener en cuenta son los siguientes: Ø Tt2 Ø N1 y N2 Ø Pt4 Ø Relación de flujo de combustible Ø Temperatura del combustible Ø Condiciones de vuelo como h, T0, M Ø EGT Además el control de combustible debe mantener en todo momento la relación aire/combustible de forma que se evite el apagado de llama para cualquier régimen de operación. ! 56! ! Figura 60 Parámetros medidos por el FADEC Una vez terminado el control de combustible (mediante el FADEC en los motores seleccionados), el combustible debe pasar por un sensor de flujo que da la indicación respecto al flujo instantáneo e informa al totalizador del combustible consumido. ! Figura 61 sensor de flujo Posteriormente el combustible pasa por la válvula de presurización, que en realidad, como se aprecia en la figura, es una divisora de flujo. ! 57! ! Figura 62 válvula de presurización Finalmente el combustible llega a los inyectores en la cámara de combustión que se encargan de atomizarlo y mezclarlo con el aire para realizar la combustión. Su principio de funcionamiento es el siguiente: Si partimos de un volumen invariante inyectado, la superficie total de población de gotas será: , 1 tg g Sd ∝ y el trabajo necesario para la disgregación: , 0 tg S atomitxzacio S wdS σ =∫ , dicho trabajo en contra de la tensión superficial del líquido, se realiza a expensas de la energía cinética del chorro de combustible, energía inherente a la velocidad del combustible alcanzada en la descarga a través de los orificios con un ic pppΔ=− . Por este motivo hará falta una sobrepresión de inyección, se sabe que las gotas se disgregan mientras el número de Weber sea superior a un valor crítico, 2 cl We ρ σ = dicho valor crítico depende de las propiedades físicas del combustible y del medio en el que se inyecta. La velocidad de eyección “c” se determina mediante: 2 D p cC ρ Δ = y el flujo másico: ! m = CDA 2 ! ! p . Teniendo en cuenta los distintos valores del coeficiente de descarga según la geometría del orificio se obtienen resultados como los mostrados en la gráfica, en la que se muestra el flujo másico en función de la caída de presión para distintas geometrías de boquilla a diámetro constante (1,5 mm). ! 64! El sistema está constituido por un excitador de ignición y una bujía y es al abrir la válvula de combustible cuando se cierra el circuito eléctrico y pasa la corriente a la bujía seleccionada. ! Figura 71 Excitador de ignición ! 65! 3. Sistema de lubricación: El sistema de lubricación debe cumplir dos propósitos; lubricar y enfriar los cojinetes y todas las partes que de alguna forma deben girar poniendo en contacto dos superficies metálicas. Dicho sistema deberá enviar el aceite hasta los puntos en que es necesario, pero por supuesto, de una forma determinada, se conoce como sistema de calibrado, esto significa que cada cojinete recibe la cantidad de aceite específicamente necesaria mediante un orificio calibrado que permite el paso del aceite según los distintos regímenes del motor. Una vez cumplida su misión de lubricación y enfriamiento de los cojinetes, se envía mediante bombas de recuperación hasta el depósito de modo que se pueda eliminar el posible aire que haya acumulado durante su trabajo. Para la descripción de la forma de trabajo de un sistema de lubricación, se toma como referencia el esquema presentado para el DC-9: ! Figura 72 Esquema del sistema de lubricación del JT8D El aceite se extrae del depósito, mediante la bomba principal de aceite y se entrega a presión al sistema, después pasa por el filtro principal, cuya misión es separar las posibles impurezas antes de ser enviado al conducto general. ! 66! ! Figura 73 Tanque de aceite ! 67! ! Figura 74 Filtro de aceite Un medidor da la presión de entrada y salida del filtro, en caso que la diferencia de presión fuera excesiva (en el caso ejemplificado de 35 psi) se comunica mediante una luz de aviso, el filtro está recogiendo impurezas y no cumple correctamente su función de filtrado, en estos casos, está previsto un camino alternativo que permite circular el aceite, haciendo caso omiso al filtro. Dicho camino alternativo es una válvula by-pass que se abrirá cuando el gradiente de presión alcance un valor crítico. ! Figura 75 sensor diferencial de presión ! 68! ! Figura 76 Filtro, medidor de presión, válvula by-pass y calentador Posteriormente el aceite es enviado al radiador para su enfriamiento, el encargado de enfriar el aceite es el mismo combustible, así pues, aceite y combustible crean un descambiador de calor en el que el aceite se enfría y el combustible se calienta, también aquí está prevista una válvula by-pass que deriva el flujo del radiador en caso de obstrucción del mismo. ! Figura 77 sensor de presión mediante tubo de bourdon Una vez filtrado y enfriado, el aceite debe dirigirse a su punto de lubricación, por el camino, se deben efectuar las mediciones correspondientes para asegurar un funcionamiento estable del sistema, así pues se miden tanto temperatura como presión, y antes de lubricar pasa por los filtros individuales cuya función es proteger las partes a lubricar de una posible derivación del aceite por obstrucción del filtro principal, dichos filtros se conocen como “Last chance filters”. ! 69! Cumplida su misión de lubricación y refrigeración de los cojinetes, el aceite es extraído de cada uno de los puntos mediante las bombas de recuperación para ser enviado de nuevo al depósito, pasando por los sistemas de aireación que eliminan el posible aire acumulado durante su trabajo. Dependiendo del sistema, la aireación se puede producir en el mismo depósito. ! Figura 78 Sistema completo de lubricación Dado que en los motores a reacción solo es necesario lubricar los cojinetes de compresores, turbinas y del compartimento de accesorios, el consumo de aceite suele ser muy pequeño y por supuesto muy inferior al consumido en motores alternativos. Dicha cantidad se mide en el depósito, cuya lectura se visualiza en el panel de instrumentos. ! 70! 4. Sistema de protección contra incendio: Un sistema de detección de incendio, debe detectar la presencia de fuego en el motor, las unidades del sistema son instaladas en lugares donde exista una mayor posibilidad de incendio; los tres sistemas principales de detección son: • Sistema de interruptor térmico • Sistema de termopar • Sistema detector de rizo continuo Sistema de interruptor térmico: Consiste en un sistema de luces activadas por el sistema de energía del avión e interruptores térmicos que controlan la operación de las mismas, dichos interruptores son elementos sensibles al calor que completan circuitos eléctricos a una determinada temperatura. Si la temperatura se eleva por encima de un valor establecido en cualquier sección del circuito, se cierra el interruptor térmico completando el circuito y encendiendo así la luz indicadora de sobrecalentamiento o fuego. No existe un número concreto de interruptores, viene determinado por el mismo constructor; dependiendo de la instalación diversos detectores son conectados a una sola luz o de forma individual. El circuito de la figura incluye un relé de comprobación, entonces existen dos posibles caminos para el flujo de corriente desde los interruptores hasta la luz, dicho montaje es de seguridad, activando el relé de comprobación se completa el circuito en serie y se inspecciona todo el alambrado y las bombillas. ! Figura 79 circuito térmico El sistema de interruptor térmico utiliza un interruptor bimetálico o un detector FENWAL como el mostrado en la figura. ! 71! ! Figura 80 detector FENWAL Los detectores FENWAL son conectados en paralelo entre dos rizos de alambre, de este modo el sistema puede oponerse a cualquier falta o a cualquier apertura en el circuito eléctrico sin dar una falsa alarma de fuego. Debe ocurrir un doble fallo antes de que haya una falsa alarma de fuego, en caso de sobrecalentamiento, el circuito se cierra y suena la alarma. El sistema FENWAL opera sin unidad de control, simplemente en las circunstancias ya comentadas, el circuito se activa y suena la campana de alarma juntamente con las luces de peligro de la zona afectada. ! Figura 81 circuito para detector FENWAL Sistema de termopar: El sistema detector de fuego basándose en termopares opera bajo un principio enteramente distinto al del sistema de interruptor térmico pues el termopar depende de la razón de elevación de temperatura y no dará una indicación de peligro cuando se produzca un ligero sobrecalentamiento o un cortocircuito, el sistema consiste en: • Una caja de relés • Luces de peligro • Termopares El sistema de alambrado se divide en los siguientes circuitos: • Circuito detector • Circuito de alarma • Circuito de comprobación ! 72! La caja de relés se compone del relé sensitivo, el relé subsidiario y la unidad de comprobación térmica, dichas cajas pueden contener de uno a ocho circuitos idénticos dependiendo del número de zonas de peligro. El circuito consiste básicamente en varios termopares conectados en serie entre sí y con el relé sensitivo, los relés controlan las luces de peligro, y los termopares la operación de los relés. ! Figura 82 circuito de aviso contra incendios mediante termopares Sistema detector de rizo continuo: Un detector o sistema sensitivo de rizo continuo permite un control mucho mas completo de las zonas de peligro que cualquier otro tipo de detector, este sistema es una versión del interruptor térmico. Son sistemas de sobrecalentamiento, unidades sensibles al calor que completan circuitos eléctricos a una cierta temperatura. Estos sistemas no son sensibles a ligeras variaciones de temperatura, tan solo entran en funcionamiento a una temperatura determinada. Los dos tipos de sistemas de rizo continuos mas usados son los Kidde y los FENWAL. Sistemas Kidde: En el sistema de rizo continuo Kidde, se dispone de dos alambres dentro de un núcleo especial cerámico en el interior de un tubo de Inconel. Uno de los dos alambres está soldado a la carcasa en cada extremo y actúa como una masa interna. El segundo alambre es un terminal caliente que proporciona una señal de corriente cuando el material cerámico del núcleo cambia su resistencia con un cambio de temperatura. Sistema FENWAL: Figura 83 sensor tipo Kidde ! 73! ! Figura 84 Sensor FENWAL Este sistema utiliza un único alambre envuelto en un continuo recubrimiento cerámico esponjoso, todo dentro de un tubo de Inconel. La cerámica esponjosa del detector es humedecida con sal eutéctica que posee la característica de disminuir su resistencia eléctrica súbitamente cuando el elemento sensitivo alcanza su temperatura de alarma. En ambos sistemas la resistencia de la cerámica o del material con sal eutéctica previene el flujo de corriente a temperaturas normales. En caso de que se produzca un fuego o condiciones de sobrecalentamiento la resistencia del núcleo cae y se produce un flujo de corriente, activando el sistema de alarma. Una vez analizado como detectar el fuego, se estudia el sistema extintor, dicho sistema incluye un cilindro o contenedor del agente extintor para cada motor y zona de góndola. ! Figura 85 Sistema anti incendios para aeronaves multimotor Sistema de alimentación cruzada: ! 80! Los utilizados en los motores escogidos son los electrónicos, se comentaran dichos tacómetros con mas detalle. Los centrífugos basan su funcionamiento en la rotación de unas masas giratorias, cuando aumentan las revoluciones, dichas masas se separan por la fuerza centrífuga; su unión con el motor se realiza mediante una transmisión flexible hasta el indicador. El fundamento del tacómetro a fricción se basa en un disco que gira con velocidad angular constante y otro que introduce la velocidad de rotación del motor y que gira rozando con el disco anterior. Los desplazamientos del disco arrastrado por el motor se llevan a una aguja en el instrumento. Tienen gran precisión y se emplean generalmente como patrón para homologar otro tipo de tacómetros. Los tacómetros magnéticos constan de un imán transmisor arrastrado por el motor, el cual crea un campo magnético que tiende a girar un pequeño tambor, arrastrado por el imán. Su giro queda limitado por el freno de un muelle antagonista. A medida que aumentan las r.p.m. del motor, el imán gira más deprisa, se hace mayor el campo magnético de arrastre y el muelle va cediendo. Estos tacómetros se suelen montar conjuntamente con los eléctricos. Los tacómetros eléctricos constan de un generador eléctrico, arrastrado por el eje del motor, siendo la fuerza electromotriz que produce el generador función directa del número de r.p.m. La corriente generada se emplea para excitar una bobina móvil en el interior de un imán permanente, que constituye el indicador. Por tanto, la desviación a que está sometida dicha bobina depende de la tensión que recibe y en definitiva, de las vueltas del motor. El generador suele constar de un estator de dos a seis polos, cuyo rotor envía la corriente generada hacia el colector, y éste mediante escobillas a la bobina móvil. La principal ventaja de los instrumentos que emplean la corriente eléctrica como medio de unión del transmisor con el instrumento indicador, consiste en que la distancia que puede existir entre la medición y el panel de instrumentos es teóricamente ilimitada. El tacómetro electromagnético utiliza como transmisor un alternador trifásico, cuyo rotor es un imán permanente arrastrado por el motor, generalmente a través de una desmultiplicación de transmisión flexible. El eje de arrastre del generador hace girar el rotor dentro de las bobinas del estator, generando señales eléctricas alternas. Estas señales se transmiten al motor síncrono del indicador del tacómetro por medio de un sistema bifilar, mientras que la tercera fase va a masa. Las señales eléctricas alternas hacen que gire el eje de arrastre del motor síncrono del indicador. Este giro, a través de un acoplamiento inductivo, tiende a hacer girar la aguja del indicador que está restringida por un muelle. ! 81! ! Figura 93 diagrama de funcionamiento de un tacómetro electromagnético La velocidad del motor síncrono determina la cantidad de giro de aguja, que será proporcional a la velocidad del motor del compresor correspondiente. Este tipo de tacómetro, es auto generador y muy utilizado en casi todos los aviones de bajo índice de derivación, (no se usarán en los motores escogidos) es decir, estos instrumentos no requieren en absoluto de la alimentación eléctrica del avión. La energía eléctrica del avión se necesita solamente para la iluminación integral del instrumento. ! Figura 94 tacómetro electromagnético Los tacómetros electrónicos basan su funcionamiento en circuitos electrónicos de medida, existen dos tipos: Ø Aquéllos en que el transmisor capta campos magnéticos. Ø Los que se basan en corrientes parásitas. En los primeros el transistor detecta la velocidad de rotación del motor y dicho transmisor es un generador de impulsos electromagnéticos. Constan de un conjunto de alojamiento y un conjunto de rueda excitatriz. ! 82! El conjunto de la rueda excitatriz está unido al eje de arrastre del motor y contiene un imán permanente soldado al disco de la rueda. A medida que el imán permanente va pasando frente a la bobina captadora, ésta transforma la señal magnética en señal electromagnética y la envía al indicador. El indicador capta la señal y la hace pasar a través de unos circuitos de medición, amplificador e integrador. Para el funcionamiento de estos circuitos se requiere alimentación eléctrica exterior débilmente amplificada y rectificada. La señal de salida de estos circuitos llega a un servomotor encargado de mover el sistema de engranaje y aguja. Por esta razón, estos instrumentos no son auto generadores, pues sí dependen de la energía eléctrica del avión. La indicación suele ser de aguja y contador numérico a la vez. Los tacómetros basados en corrientes parásitas constan de un transmisor que comprende: una unidad sensora, un amplificador y un circuito divisor. La unidad sensora es un módulo alojado dentro de una cápsula que contiene un imán permanente y una bobina. ! Figura 95 indicadores de tacómetros electrónicos El indicador de la figura, es básicamente un medidor de frecuencia de tipo servo de posición. Además de la aguja, del indicador numérico y de una pínula de indicación máxima, el indicador lleva una bandera de aviso, que cae frente a las cifras del contador, cuando no recibe energía eléctrica, ésta es baja o existe un fallo mecánico prolongado. Este tacómetro capta las revoluciones del motor mediante la sensación del paso de los álabes, detectando por tanto las masas magnéticas que pasan frente a la cápsula captadora y contando los pasos. Si se dividen los pasos por el número de álabes del escalón del rotor del compresor, frente al cual se ha colocado la cápsula, se obtendrán las revoluciones del motor. ! 83! ! Figura 96 Tacómetro electrónico Los tacómetros electrónicos se utilizan en motores de gran índice de derivación, en los cuales este instrumento se convierte en el instrumento primario de empuje de motor, entre otros motores, éste sensor va incorporado en los motores elegidos en éste proyecto. 1.2 Control del empuje mediante EPR Engine Pressure Ratio, que en un turborreactor de doble compresor axial es la relación P t7 P t2 . En la actualidad la mayor parte de los aviones equipados con turborreactores axiales y turbofan de bajo índice de derivación utilizan para la medición del empuje indicadores de EPR. Cuando se necesitan mediciones muy precisas como el ajuste del motor en tierra se conecta temporalmente un indicador de presión de descarga de turbina durante la duración del rodaje. El sistema de EPR consiste generalmente e una sonda de presión de entrada P t2 y varias sondas de presión de salida P t7 , un transmisor de EPR y un indicador por cada motor. ! 84! ! Figura 97!sondas de presión para Pt7 Una sonda de presión similar a la de un tubo pitot, con el extremo abierto del tubo encarando la corriente de aire siente la presión dinámica de entrada P t2 . Esta sonda es calentada eléctricamente cada vez que se activa el anti hielo del motor para prevenir la formación de hielo. La presión total a la salida de la turbina P t7 se mide mediante seis sondas proyectadas en la corriente de los gases de escape a la salida de la turbina y están instaladas en el cárter de escape de la misma, los sensores están interconectados mediante tubos externos para proporcionar una presión media. El transmisor de EPR que recibe las presiones de entrada y salida mide la relación de presión y genera señales proporcionales al EPR que se envían al indicador de cabina. Consta de un transductor con cuatro fuelles radialmente opuestos a intervalos de 90º y un transformador diferencial de voltaje lineal. Tanto el transmisor como el indicador están alimentados por 115V de corriente alterna de la aeronave. El indicador de EPR es un repetidor síncrono dotado de servomecanismos, la cara de la esfera está graduada entre los valores normales mínimo y máximo (de 1 a 3 aproximadamente para los motores de bajo índice de derivación). Presenta la indicación mediante aguja y contador numérico, ya que va provisto de dos contadores numéricos, uno de referencia del valor seleccionado y otro de medición real. Cada contador dispone de tres tambores giratorios con cifras, la rotación hacia abajo de los tambores indica aumento de la relación de presión. Dispone también de una bandera de aviso que se presenta delante de las cifras de la ventana para los mismos casos que el indicador de N1 y N2 . ! 85! ! Figura 98 Indicador de EPR ! 86! ! 2. Control de los límites operativos de motor El sistema de indicación de temperatura de los gases de escape E.G.T. es el medio de vigilancia de los límites operativos de motor y de la integridad mecánica de las turbinas por excelencia. Suele constar de entre seis y nueve termopares distribuidos en el cárter de escape de turbina y un indicador de servo por motor situado en el compartimento de vuelo. El sistema recibe energía de 115V de corriente alterna del avión. La temperatura de los gases en la entrada de la turbina Tt5 es la más crítica de todas las variables de motor aunque su medición no es práctica debido a las altas temperaturas alcanzadas y el problema mecánico que se originaría en caso de rotura de las sondas medidoras, aún así los motores más modernos incorporan termopares que miden Tt4.5, es el caso de los CFM56. ! Figura 99 termopar para Tt4.5 Además, aprovechando que la caída de temperatura a lo largo de la turbina varía de forma conocida, se mide la temperatura de salida de turbina Tt7 . ! 87! ! Figura 100 Termopares para Tt7 Alternativamente la temperatura puede ser medida en una etapa intermedia del conjunto turbina, obteniendo la temperatura conocida como “Interstage Turbine Temperature”. ! 88! ! Figura 101 Termopar en etapa intermedia de turbina (ITT) Un método posterior basado en las radiaciones infrarrojas emitidas por los álabes de turbina calientes consigue mediante un pirómetro de radiación medir la temperatura en posiciones muy próximas a la posición ideal de entrada de turbina. El pirómetro de radiación es un dispositivo que convierte energía radiante en energía eléctrica, consta de una célula fotovoltaica sensible a la radiación que trabaja en la banda de la región infrarroja del espectro y un sistema de lentes para enfocar la radiación sobre la célula. Se posiciona en el cárter del motor para que el sistema de lentes pueda enfocar directamente a través de un tubo de visión a los álabes de turbina. La energía radiante emitida por los álabes calientes es convertida por la célula fotovoltaica en energía eléctrica que se transmite a un instrumento combinado amplificador/indicador calibrado en grados centígrados. ! Figura 102 Instalación de un pirómetro de radiación El método más usado para la medición de la temperatura de los gases de escape (E.G.T.) se basa en el efecto del par termoeléctrico que consiste en la fuerza ! 89! electromotriz inducida en un circuito formado por dos metales distintos, cuyas soldaduras se mantienen a temperaturas diferentes dentro de un tubo metálico. ! Figura 103 Par termoeléctrico ! !!!!!!!!!!!!!!!Figura 104 Características de diversos termopares El tubo está perforado por agujeros de transferencia que permiten a los gases de escape fluir a lo largo de las uniones. La pareja de materiales de los cables de termopares más usados es Cromo – Aluminio. ! 96! ! Figura 114 Sonda de cantidad de aceite en el tanque El transmisor de cantidad es del tipo de capacitancia y la salida es una función lineal del volumen de aceite. El sistema corrige por cambios en la temperatura de aceite, por disipación y por constante dieléctrica. ! ! 97! 4. Control de caudal, presión y temperatura de combustible 4.1. Caudal de combustible. El flujo de combustible proporciona una valiosa información de la operación satisfactoria del motor y de la cantidad de combustible que se consume durante el vuelo. Un sistema típico consiste en un transmisor de flujo de combustible localizado en el sistema de baja presión y un indicador que muestra la cantidad de flujo de combustible instantáneo y el total usado. El transmisor mide el flujo eléctricamente y una unidad electrónica asociada proporciona una señal al indicador proporcional al flujo de combustible. Consiste en un conjunto giratorio de medición, formado por un impulsor de álabes que, a través de un módulo electrónico, suministra las señales de salida para la indicación. Figura 115 Sensor de flujo de combustible ! 98! El indicador de flujo de combustible, graduado en Kg h , mide de forma continua el régimen instantáneo de dicho flujo, proporcionando lecturas de aguja y numéricas del consumo de combustible por hora. Es básicamente un voltímetro de corriente continua que hace uso de un potenciómetro como elemento de alimentación de posición. El indicador de combustible consumido proporciona lectura numérica continua del consumo acumulado de combustible por todos los motores del avión. Consiste en cuatro tambores giratorios con cifras a la que se añade un cero fijo para completar lecturas de cinco cifras. Los tambores giran hacia abajo indicando aumentos de consumo. Cuando el indicador no recibe energía, el voltaje es demasiado bajo o hay un fallo de mantenimiento prolongado aparece una bandera de aviso frente a las cifras del contador. ! Figura 116 Totalizador de combustible en lbs ! 99! 4.2. Presión de combustible. El indicador de presión de combustible, proporciona una indicación de si el sistema de baja presión de combustible proporciona un suministro adecuado sin problemas de cavitación. La presión del combustible actuando sobre el transmisor genera un cambio en la relación de corriente eléctrica suministrada al indicador siendo la cantidad del cambio proporcional a la presión aplicada al transmisor. ! Figura 117 Sensor de presión de combustible ! 100! El indicador propiamente dicho suele ser un indicador doble en la misma esfera. El sector interior, está calibrado para la gama de bajas presiones o entrada a la bomba de presión (hasta 55 psi aprox.) y el sector exterior, esta calibrado para la gama de presiones de salida de la bomba de combustible (hasta 200 psi aprox.). ! Figura 118 Indicador de presión de combustible Algunos motores, constan de un interruptor de presión diferencial de combustible, situado en el filtro de combustible de baja presión. El interruptor está conectado a una luz de aviso que proporciona indicación de obstrucción parcial del filtro con la posibilidad de falta de combustible. ! Figura 119 Sensor de presión diferencial de combustible 4.3. Temperatura de combustible. La temperatura del suministro del combustible de baja presión es transmitida eléctricamente a su respectivo indicador para mostrar si el suministro de combustible tiene la temperatura adecuada para la condición operativa requerida. ! 101! La temperatura de combustible es detectada por un elemento de resistencia eléctrica sensible a la temperatura, generalmente un tramo del circuito de un puente de Wheatstone incorporado en el sistema de combustible. Un cambio en la temperatura origina un cambio en el valor de la resistencia y en consecuencia un cambio en el flujo de corriente al indicador. La aguja del indicador se deflecta una cantidad equivalente al cambio de temperatura y esto se presenta en el indicador en grados centígrados. Además de la temperatura de combustible en cada motor se suele disponer de la lectura de temperatura de combustible de los tanques de combustible del avión accesibles mediante un selector. ! Figura 120 Sensor de temperatura de combustible ! 102! Para un avión de cuatro motores el selector de temperatura de combustible está formado por cinco interruptores de pulsación, uno para el tanque principal de combustible, y uno para el sistema de combustible de cada motor. ! Figure 121 Indicador de temperatura de combustible ! ! 103! 5. Control de vibración Muchos motores están equipados con sistemas de indicación de vibración, Airborne Vibration Monitoring (AVM) que vigilan continuamente los niveles de vibración de los motores. Los avisos tempranos de fallo de motor permiten acciones correctivas antes que resulten daños mayores. El sistema consta de captadores, unidad acondicionadora de señal de vibración e indicadores. Está alimentado por 115 Voltios de AC del avión. Los indicadores son generalmente miliamperímetros de corriente continua con agujas y escalas verticales o diales circulares graduados que reciben señales a través de los captadores de vibración. Son imanes permanentes, del tipo de bobina móvil compensados por variaciones de temperatura ambiente. Los captadores de vibración basan su funcionamiento en la propiedad piezoeléctrica de los cristales de cuarzo, están montados en el cárter del motor y conectados eléctricamente a un amplificador y al indicador. Los captadores o pickups de vibración son básicamente acelerómetros piezoeléctricos de alta temperatura que están montados en las pestañas del cárter del motor. Sienten la aceleración del motor en dirección radial y se comportan como transductores electromagnéticos que convierten las señales de vibración en señales eléctricas que generan en el indicador un movimiento de la aguja proporcional al nivel de vibración. Las diferencias de aceleración entre la carcasa del captador y la masa en reposo de su interior ocasionan fuerzas variables aplicadas al cristal que de acuerdo a la propiedad piezoeléctrica de los cristales de cuarzo, se transforman en señales de carga variable proporcionales a la fuerza aplicada. Figura 122 Esquema de funcionamiento pickups de vibración ! 104! En un convertidor de carga diferencial estas señales se convierten a su vez en señales de voltaje que son suministradas al integrador. Este integrador cambia las señales de aceleración sinusoidales en señales de velocidad sinusoidales que se envían al indicador que transforma las señales de corriente continua de entrada en deflexiones de aguja en el indicador. Se incorpora una luz de aviso en el panel de instrumentos de cabina para avisar al piloto de la proximidad de un nivel inaceptable de vibración, capacitando la parada del motor y reduciendo el riesgo de daños. El nivel de vibración presentado en el indicador es la suma total de la vibración sentida en el captador. Cuanto más se diferencie por métodos más precisos los márgenes de la frecuencia de cada conjunto giratorio mejor se conseguirá el aislamiento de la fuente de vibración. Un interruptor-selector capacita al piloto la selección de lecturas de niveles de vibración en las áreas más críticas: compresor y turbina. ! Figura 123 Indicador de vibración analógico Una vez comentados todos los instrumentos de medida del motor, se adjunta una imagen donde se pueden visualizar todos en conjunto de forma clara. ! 105! ! Figura 124 Sistema de indicación de un turbofan de alta derivación