UNIVERSIDADE TUIUTI DO PARANÁ
Paulo Sérgio Zageski
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA
CURITIBA
2009
Paulo Sérgio Zageski
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA
Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao
Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de
Aeronaves da Faculdade de Ciências Aeronáuticas
da Universidade Tuiuti do Paraná, como requisito
parcial para obtenção do título de Tecnólogo em
Manutenção de Aeronaves.
Orientador: José Marcos Pinto
CURITIBA
2009
TERMO DE APROVAÇÃO
Paulo Sérgio Zageski
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA
Esta monografia foi julgada e aprovada para a obtenção do título de Tecnólogo em Manutenção de
Aeronaves do Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de Aeronaves da Faculdade de Ciências
Aeronáuticas da Universidade Tuiuti do Paraná.
Curitiba, 02 de março de 2009.
____________________________________________
Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de Aeronaves da Faculdade de Ciências Aeronáuticas
da Universidade Tuiuti do Paraná
Orientador:
Prof. José Marcos Pinto
UTP – Faculdade de Ciências Aeronáuticas
Prof.
UTP – Departamento
Prof.
UTP – Departamento
RESUMO
Análise do estado da arte dos controladores de motores a reação empregados em
propulsão aeronáutica, com ênfase em Engenharia de Controle do sistema FADEC.
Apresenta dados de Engenharia da Confiabilidade sob uma ótica relacionada aos
modos, taxas e tempo médio entre falhas. Enfoca princípios de funcionamento e
concepção de projetos relacionados aos requisitos exigidos pela moderna indústria
aeronáutica. Contempla ainda aspectos do sistema de combustível, interfaces, sistema
de propulsão reversa, unidade hidromecânica e sensores.
Palavras chaves: FADEC; controles; aeronaves; propulsão; confiabilidade.
LISTAS DE FIGURAS
FIGURA 1 – MOTOR DE LORIN – 1996 ...................................................................10
FIGURA 2 – PROPULSÃO A JATO – 1996 ...............................................................11
FIGURA 3 – TRAÇÃO A HÉLICE – 1996..................................................................13
FIGURA 4 – ESTÁGIOS DE UM MOTOR A REAÇÃO – 1996 ...............................14
FIGURA 5 – COMPONENTES DO CONTROLADOR – 2009 .................................15
FIGURA 6 – CONTROLADOR – 2009 .......................................................................15
FIGURA 7 – GRÁFICO DE RESPOSTA – 1988 ........................................................22
FIGURA 8 – PARÂMETROS DE RESPOSTA TRANSITÓRIA – 1988 ...................24
FIGURA 9 – MALHA DE CONTROLE – 1988..........................................................32
FIGURA 10 – ÁLGEBRA DE DIAGRAMA DE BLOCO – 1988..............................33
FIGURA 11 – FILOSOFIA DO LAÇO DE CONTROLE – 2001 ...............................34
FIGURA 12 – MODELAMENTO – 2008....................................................................38
FIGURA 13 – MOTOR A REAÇÃO – 2009 ...............................................................54
FIGURA 14 – ALOCAÇÃO DOS PARÂMETROS – 2009 ........................................57
FIGURA 15 – FADEC – 2009 ......................................................................................58
FIGURA 16 – MOTOR GE GEnx – 2008 ....................................................................59
FIGURA 17 – CONTROLE DE PROPULSÃO TÍPICO – 2008 .................................60
FIGURA 18 – TOPOLOGIA DE CONTROLE – 2008................................................62
FIGURA 19 – LOCALIZAÇÃO DA EEC – 2009 .......................................................63
FIGURA 20 – MECANISMO DA MANETE – 2009 ..................................................65
FIGURA 21 – CONTROLE TÍPICO – 2009................................................................70
FIGURA 22 – ASPECTO DO FADEC – 2007 ............................................................71
FIGURA 23 – DIAGRAMA DE BLOCOS – 2007 ......................................................72
FIGURA 24 – ASPECTO DO ALTERNADOR – 2009 ..............................................80
FIGURA 25 – VARIÁVEIS DE ENTRADA MOTOR – 2009....................................81
FIGURA 26 – PLANOS DE INTERFACES – 2007 ....................................................82
FIGURA 27 – ASPECTO DA HMU – 2009 ................................................................86
FIGURA 28 – DIAGRAMA DA HMU – 2007 ............................................................87
FIGURA 29 – SENSORES DE MANETE – 2007 .......................................................93
FIGURA 30 – ACIONAMENTO DAS MANETES – 2007 ........................................93
FIGURA 31 – TRANSDUTOR TIPO RESOLVER – 2008.........................................94
FIGURA 32 – CIRCUITO DE REVERSÃO – 2007..................................................101
FIGURA 33 – ASPECTO DO DISPLAY – 2009.......................................................106
FIGURA 34 – DISPLAY DE BITE – 2009 ................................................................107
FIGURA 35 – FADEC COM DOIS CANAIS – 1998................................................112
FIGURA 36 – FADEC COM HMU DE BACKUP – 1998 ........................................112
LISTAS DE QUADROS
QUADRO 1 – PARÂMETROS CRÍTICOS – 1998...................................................113
QUADRO 2 – TAXAS DE FALHAS – 1998.............................................................117
LISTA DE SIGLAS
AAC
ACC
ADC
ADDB
AFS
ARINC
BITE
CDP
CL
CM
CPR
CU
CVG
DAC
ECS
ECU
EEC
EFCS
EGT
EHSV
EPR
ERU
FADEC
FFG
FGV
FMGC
FMV
GA
GRD
HCU
HMU
HP
HPC
HPSOV
HPT
HPTACC
IGV
LPC
LPT
LPTACC
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
Active Air Clearance
Active Clearance Control
Analog to Digital Converter
Aircraft Digital Data Bus
Automatic Flight System
Aeronautical Radio, Inc.
Built In Test Equipment
Compressor Discharge Pressure
Coefficient of Lift
Control Module
Compressor Pressure Ratio
Computation Unit
Compressor Variable Geometry
Digital to Analog Converter
Environmental Control System
Electronic Control Unit
Electronic Engine Control
Electric Flight Control System
Exhaust Gas Temperature
Electro-Hydraulic Servo Valve
Engine Pressure Ratio
Engine Relay Unit
Full Authority Digital Engine Control
Fuel Flow Governor
Fan Geometry Variable
Flight Management and Guidance Computer
Fuel Metering Valve
Go-around Thrust
Ground
Hydraulic Control Unit
Hydro-Mechanical Unit
Horse Power
High Pressure Compressor
High Pressure Fuel Shut off Valve
High Pressure Fuel Shut off Turbine
High Pressure Turbine Active Clearance Control
Inlet Guide Vanes
Low Pressure Compressor
Low Pressure Turbine
Low Pressure Turbine Active Clearance Control
MCL
MCT
NASA
PLA
PWR
RAM
REMM
ROM
TAT
TLA
TRA
TO
UI
UO
VBV
VSV
WFM
WFR
WOW
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
–
Maximum Climb Thrust
Maximum Continuous Thrust
National Aeronautics and Space Administration
Power Lever Angle
Power
Random Access Memory
Reliability Enhancement Methodology and Modelling
Read Only Memory
Total Air Temperature
Throttle Lever Angle
Throttle Resolver Angle
Takeoff Thrust
Unit Input
Unit Output
Variable Bleed Valve
Variable Stator Vane
Main Engine Flow
Augmenter Fuel Flow
Weight On Wheels Bleed
SUMÁRIO
1 INTRODUÇÃO ........................................................................................................10
2 PROPULSÃO AERONÁUTICA ............................................................................11
2.1 PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO .............................................................13
3 CONTROLADORES ...............................................................................................15
3.1 CONTROLE ON–OFF............................................................................................16
3.2 CONTROLE PROPORCIONAL ............................................................................17
3.3 CONTROLE INTEGRAL.......................................................................................18
3.4 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL ....................................................19
3.5 CONTROLE PROPORCIONAL – DERIVATIVO ...............................................19
3.6 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL – DERIVATIVO .......................20
3.7 ANÁLISE DO SISTEMA DE CONTROLE .........................................................21
3.8 RESPOSTA TRANSITÓRIA DE SISTEMAS DE SEGUNDA ORDEM.............21
3.9 RESPOSTA DE REGIME PERMANENTE ..........................................................25
4 ENGENHARIA DE CONTROLE ..........................................................................26
4.1 REQUISITOS DO SISTEMA DE CONTROLE ....................................................27
4.2 PROJETO DO SISTEMA DE CONTROLE ..........................................................29
4.3 ESTABILIDADE E RESPOSTA............................................................................31
4.4 REQUISITOS DE PROJETO ................................................................................36
4.5 FERRAMENTAS DO PROJETO...........................................................................37
4.6 FUNÇÕES DO CONTROLE BÁSICO DO MOTOR............................................41
4.6.1 Controle de Velocidade do Core e Fan ...............................................................42
4.6.2 Controle de Aceleração e Desaceleração .............................................................44
4.6.3 Controle de Variable Stator Vane ........................................................................48
4.6.4 Velocidade e CDP mínimo e limites máximos ....................................................51
4.7 CONTROLE COM APLICAÇÃO COMERCIAL .................................................54
4.8 CONTROLE DE GERENCIAMENTO DE POTÊNCIA.......................................55
5 CONTROLE DO MOTOR – FADEC....................................................................58
5.1 HISTÓRICO............................................................................................................59
5.2 PRINCÍPIO DE FUNCIONAMENTO ...................................................................60
5.2.1 Sistema de Controle de Combustível de Motor....................................................63
5.2.2 Sistema de Controle Eletrônico do Motor............................................................66
5.2.3 Controle Supervisório Eletrônico do Motor.........................................................68
5.3 FULL AUTHORITY DIGITAL ENGINE CONTROL (FADEC) .............................69
5.3.1 EEC – Controle Eletrônico do Motor – Electronic Engine Control ....................74
5.3.2 Unidade de Relés do Motor – ERU......................................................................79
5.3.3 Alternador de Imã Permanente.............................................................................80
5.3.4 Interfaces EEC – Sinais de Entrada......................................................................81
5.3.5 Interfaces EEC – Sinais de Saída .........................................................................84
5.3.6 Unidade Hidromecânica .......................................................................................86
5.3.7 Sensores ................................................................................................................91
5.3.8 Sistema de Controle de Fluxo de Ar do Compressor ...........................................96
5.3.9 Sistema de Controle de Turbine Active Clearance ..............................................97
5.3.10 Sistema de Controle de Partida do Motor ..........................................................98
5.3.11 Controle de Propulsão Reversa ..........................................................................99
5.3.12 Operação...........................................................................................................103
5.3.13 Gerenciamento de Falhas .................................................................................106
6 ANÁLISE DA CONFIABILIDADE.....................................................................109
6.1 ASPECTOS DA CONFIABILIDADE .................................................................109
6.2 CONFIABILIDADE DO SISTEMA FADEC ......................................................110
6.2.1 Descrição dos Ensaios ........................................................................................112
6.2.2 Descrição Funcional de Configuração de Duplo-Canal .....................................114
6.2.3 Descrição Funcional do Sistema de Canal Misto...............................................115
6.3 PRESSUPOSTOS GERAIS E INTENSIDADES DE FALHA ...........................116
6.4 CONTROLES DO MOTOR – REQUISITOS E AMBIENTE ........................................ 118
7 CONCLUSÃO.................................................................................................................... 119
REFERÊNCIAS ................................................................................................................... 121
10
1 INTRODUÇÃO
O desenvolvimento de projetos de aeronaves com alta tecnologia agregada
exige que modernos sistemas eletrônicos embarcados sejam disponibilizados para
equipá-las. Desta forma, a inserção de programas associados a computadores de alta
performance deve apresentar alta flexibilidade e confiabilidade, com modos de falhas
que possam sofrer tratamento de suas causas e que não impliquem em graves falhas.
A utilização de um computador que gerencie todas as fases do motor
aeronáutico, diminuindo a carga de trabalho dos tripulantes, é uma solução adotada em
grande parte da indústria aeronáutica moderna. Esta solução permite otimizar a vida
útil do motor, operando em uma faixa otimizada de propulsão e consumo, em
condições ambientais desfavoráveis e, sobretudo, uma completa coleta de dados que
permite, em cada ponto do motor, calcular sua performance, além de prover
informações importantes para a tripulação em uma tomada de decisão. A aplicação da
filosofia de redundância nos canais de controle permite infundir uma alta
confiabilidade ao sistema de gerenciamento.
A análise de um sistema de gerenciamento de propulsão com ênfase nos
modernos controles apoiados nas unidades de controle tipo FADEC é o objeto deste
estudo.
Além das citações dos parágrafos anteriores, apresentam-se os temas
transversais relacionados a esta solução de engenharia, concatenando as aplicações dos
recursos da engenharia eletrônica com os modernos recursos de programação e
periferia de comunicação com as redes próprias aplicadas à aviação comercial, as
quais apresentam padrões e formatos aceitos através da associação de fabricantes.
11
2 PROPULSÃO AERONÁUTICA
O desenvolvimento do motor de turbina a gás para aeronaves foi tão rápido
que é difícil compreender que antes da década de 1950 poucas pessoas tinham ouvido
falar deste método de propulsão de aeronaves.
A possibilidade de utilizar um motor de reação a jato tinha interessado aos
projetistas aeronaves há tempo, mas, inicialmente, a baixa velocidade das primeiras
aeronaves e as dificuldades de obter um perfil aerodinâmico para alta velocidade eram
as grandes dificuldades. O engenheiro francês René Lorin, patenteou um motor de
propulsão a jato em 1913, demonstrado na figura 1. Este era um tipo athodyd (dutos
aerotermodinâmicos convergentes e divergentes) e nesse período foi impossível a
fabricação ou utilização, pois ainda não tinham sido desenvolvidos materiais térmicos
adequados e resistentes às altas temperaturas.
FIGURA 1 – MOTOR DE LORIN - 1996
FONTE: ROLLS ROYCE, p.1
Em segunda análise, a propulsão a jato teria sido extremamente ineficiente em
aeronaves de baixas velocidades naquela época.
12
No entanto, hoje o moderno jato ram é muito semelhante ao da concepção de
Lorin. Em 1930 foi concedida a Frank Whittle a primeira patente para a utilização de
uma turbina a gás para produzir um jato propulsivo, no entanto seu motor já havia
concluído o primeiro voo em 1919.
O motor Whittle formava a base dos modernos motores de turbina a gás e a
partir dele, foi desenvolvido pela Rolls-Royce Welland os motores Derwent, Nene e
Dart. Os motores turbo-jato Derwent e Nene tiveram escala mundial para as aplicações
militares, o motor Dart turbo-hélice ficou famoso mundialmente como a planta de
propulsão para as aeronaves Vickers Viscount.
O motor a jato, ilustrado na figura 2, embora seja uma combinação diferente
do arranjo de uma hélice acoplada a um motor convencional, aplica-se os mesmos
princípios básicos para efeito de propulsão.
FIGURA 2 – PROPULSÃO A JATO – 1996
FONTE: ROLLS ROYCE, p.2
13
Como mostrado na figura 3, a tração das aeronaves é exclusivamente pela
força do deslocamento de uma grande massa de ar para trás.
FIGURA 3 – TRAÇÃO A HÉLICE – 1996
FONTE: ROLLS ROYCE, p.2
Embora hoje a propulsão a jato seja popularmente ligada com motores de
turbina a gás, existem outros tipos de motores a jato propulsores, como o ram jet, o
pulso jato, o foguete, o turbo / ram jato, e os turbofoguetes.
2.1 PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO
A propulsão a jato é uma aplicação prática da terceira lei de movimento de
Isaac Newton, a qual afirma que para cada força atuando sobre um corpo há uma
reação oposta de igual intensidade. Para aviões de propulsão a jato, o corpo é o ar
atmosférico, sendo causada a aceleraração na medida em que passa através do motor.
A força necessária para dar esta aceleração tem um efeito igual na direção
oposta agindo sobre um equipamento produzindo a aceleração. Um motor a jato
produz impulso de forma semelhante à combinação de motor e hélice.
14
Os motores de propulsão a jato das aeronaves forçam uma grande massa de ar
para trás, sob a forma de um grande fluxo de ar, comparativamente a baixa velocidade
de um sistema que utiliza uma hélice.
A figura 4 ilustra um motor a reação em corte, demonstrando seus principais
componentes.
FIGURA 4 – ESTÁGIOS DE UM MOTOR A REAÇÃO – 1996
FONTE: ROLLS ROYCE, p.12
15
3 CONTROLADORES
A finalidade de um controlador é comparar a saída efetiva da planta com o
comando de entrada e propiciar um sinal de controle que reduz o erro a zero ou ao
mais próximo de zero possível. Como indicado na figura 5, os componentes de um
sistema de controle incluem o controlador e o atuador.
FIGURA 5 – COMPONENTES DO CONTROLADOR – 2009
CONTROLADOR
ATUADOR
FONTE: AUTOR
Como indicado na figura 6, um controlador geralmente consiste em um ponto
de soma, onde os sinais de entrada e saída são comparados; um dispositivo de controle,
que determina a ação de controle; e os necessários amplificadores de potência e
dispositivos de hardware associados para realizar a ação de controle na planta. O
atuador é usado na automação para converter a ação de controle em movimento físico
do manipulador. O controlador e o atuador podem ser operados por meios
pneumáticos, hidráulicos, mecânicos ou eletrônicos, ou combinações destes.
FIGURA 6 – CONTROLADOR – 2009
ENTRADA
SOMADOR
CONTROLADOR
REALIMENTAÇÃO
FONTE: AUTOR
ATUADOR
SAÍDA
16
Existem quatro ações de controle básicas que são usadas isoladamente ou em
combinação, para propiciar seis tipos comuns de controlador: controle liga-desliga,
controle proporcional, controle derivado e controle integral.
Os seis tipos de controlador são:
1. liga-desliga;
2. proporcional;
3. integral;
4. proporcional-integral (P-I);
5. proporcional-derivativo (P-D);
6. proporcional-integral-derivativo (P-I-D).
Cada um desses controladores é mais adequado a certas aplicações.
3.1 CONTROLE LIGA-DESLIGA
No controlador liga-desliga, o elemento de controle fornece apenas dois níveis
de controle: plenamente ligado ou plenamente desligado. Um exemplo de uma
implementação comum desse tipo de controlador é o termostato doméstico. Se o erro
que estiver presente no controlador for e(t) e o sinal de controle que é produzido pelo
controlador for m(t), então o controlador liga-desliga é representado por:
m(t) = M1 para e(t) > O
= M2 para e(t) < O
17
Na maioria dos controladores liga-desliga ou M1 ou M2 é zero. O uso prático
de um controlador liga-desliga requer que o erro deva mover-se em certa faixa antes
que a comutação efetivamente ocorra. Isto evita que o controlador oscile a uma
frequência demasiado alta. Essa faixa é denominada intervalo diferencial.
3.2 CONTROLE PROPORCIONAL
Em casos em que é requerida uma ação de controle mais suave, pode ser usado
um controlador proporcional. O controle proporcional propicia um sinal de controle
que é proporcional ao erro. Essencialmente, ele atua como um amplificador com um
ganho Kp.
Sua ação é representada pela equação 1:
m(t) = Kpe(t)
...(1)
Usando-se a notação do operador diferencial X(s) e Y(s) a função de
transferência seria a equação 2:
M(s) = K
p
E(s)
...(2)
18
3.3 CONTROLE INTEGRAL
Num controlador empregando uma ação de controle integral, o sinal de
controle é mudado a uma taxa proporcional ao sinal de erro. Isto é, se o sinal de erro é
grande, o sinal de controle aumenta rapidamente; se é pequeno, o sinal de controle
aumenta lentamente. Isto pode ser representado pela equação 3:
m(t) = Ki ∫ e(t) dt
...(3)
Em que Ki é o ganho do integrador. A função de transferência correspondente
da equação 4 é:
M(s) =K /s
i
E(s)
...(4)
Usando l/s como o operador para integração.
Se o erro tivesse de ir a zero, a saída do controlador permaneceria constante.
Essa característica permite que controladores integrais sejam usados quando há algum
tipo de carga constante no sistema. Mesmo que não houvesse qualquer erro, o
controlador ainda manteria um sinal de saída para neutralizar a carga.
19
3.4 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL
Às vezes é necessário combinar ações de controle. Um controlador
proporcional é incapaz de neutralizar uma carga sobre o sistema sem um erro. Um
controlador integral pode propiciar erro zero, mas geralmente fornece resposta lenta.
Um modo de superar isto é com o controlador P-I. Este é representado pela equação 5:
m(t) = Kpe(t) +
KP
∫ e(t) dt
Ti
...(5)
em que Ti ajusta o ganho do integrador e Kp ajusta tanto o ganho do integrador quanto
o ganho proporcional.
A função de transferência é dada pela equação 6:
M(s) K
1
= p (1 +
)
E(s)
Tis
...(6)
3.5 CONTROLE PROPORCIONAL – DERIVATIVO
A ação de controle derivativo fornece um sinal de controle proporcional à taxa
de mudança do sinal de erro. Já que este não geraria qualquer saída, a menos que o
erro esteja mudando, raramente é usado sozinho. O controlador P-D é representado
pela equação 7:
m(t) = Kpe(t) + KpTd de(t)
dt
...(7)
20
e a função de transferência é dada pela equação 8:
M(s) = K (
p 1 + T ds )
E(s)
...(8)
O efeito da ação de controle derivado é prever mudanças no erro e propiciar
uma resposta mais rápida às perturbações.
3.6 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL – DERIVATIVO
Três das ações de controle podem ser combinadas para formar o controlador
P-I-D, que pode ser representado pela equação 9:
m(t) = Kpe(t) +
KP
∫ e(t) dt + KpTd
Ti
de(t)
dt
...(9)
e a função de transferência é dada pela equação 10:
M(s)
Kp ( 1 + 1 + Td s )
E(s) =
Tis
...(10)
21
O controle P-I-D é o tipo de controle mais genérico e provavelmente mais
comumente usado. Fornecer resposta rápida, bom controle de estabilidade do sistema e
baixo erro de regime permanente. Como indicado anteriormente, os cálculos
associados com qualquer dos controladores acima são realizados tipicamente por
microcomputadores num controlador.
3.7 ANÁLISE DO SISTEMA DE CONTROLE
A análise de um sistema de controle pode ser dividida em duas partes: resposta
transitória e resposta em regime permanente. A resposta transitória de um sistema é o
comportamento do sistema durante a transição de algum estado inicial até o estado
final. A resposta em regime permanente é o comportamento do sistema na medida em
que o tempo se aproxima do infinito.
3.8 RESPOSTA TRANSITÓRIA DE SISTEMAS DE SEGUNDA ORDEM
Sistemas lineares de segunda ordem são frequentemente usados na análise de
sistemas de controle, mesmo quando se sabe que o sistema de interesse pode ser de
uma ordem mais elevada. Sistemas de segunda ordem podem frequentemente
aproximar-se de sistemas físicos complexos com razoável fidelidade. Retomemos a
função de transferência para o sistema de segunda ordem dada pela equação 11:
Ks
Y(s) =
2
Ms +Kds + Ks
X(s)
...(11)
22
A frequência natural do sistema é representada pela equação 12:
...(12)
ωn =
√
Ks
M
A relação de amortecimento do sistema de segunda ordem pode ser definida
pela equação 13:
...(13)
z =
Kd /2M
ωn
Se a relação de amortecimento for igual a zero, então o sistema oscilará
continuamente, se z < 1, porém maior que zero, então o sistema estará subamortecido.
Se z = 1, então o sistema estará criticamente amortecido, e se z > 1, o sistema estará
superamortecido. A figura 7 ilustra a resposta transitória de um sistema de segunda
ordem com diferentes relações de amortecimento para uma entrada de um degrau
unitário.
FIGURA 7 – GRÁFICO DE RESPOSTA - 1988
FONTE: GROOVER, p.77
23
Há outros parâmetros de interesse na resposta transitória de um sistema. São
eles:
Tempo de atraso, td – É o tempo que o sistema leva para alcançar metade do
valor final pela primeira vez.
Tempo de subida, tr – É o tempo que o sistema leva para ir de 10 a 90 por
cento, 5 a 95 por cento ou de 0 a 100 por cento do valor final.
Tempo de pico, tp – É o tempo que o sistema leva para alcançar a
ultrapassagem máxima pela primeira vez.
Ultrapassagem máxima, Mp – É o valor de pico máximo, medido a partir do
valor de estado permanente.
Tempo de estabelecimento, ts – É o tempo requerido para que o sistema fique
dentro de uma faixa ao redor do valor final. Esta se situa geralmente dentro de 2 a 5
por cento.
A figura 8 ilustra esses parâmetros dos sistemas. Em alguns casos, certos
parâmetros não são relevantes. No caso de um sistema amortecido criticamente, não
existe qualquer ultrapassagem e, por conseguinte, Mp e tp não se aplicam. Em
controladores, às vezes é crítico que o sistema não tenha permissão de ultrapassagem,
enquanto em outras aplicações pode ser necessário, em benefício da velocidade,
permitir ultrapassagem. O equilíbrio desses parâmetros ao projetar o sistema é da
responsabilidade do engenheiro de controle. Incluída no âmbito da resposta transitória
está à questão de se o sistema será estável para todas as entradas. A estabilidade do
sistema é interpretada como significando que a saída do sistema não será dirigida para
um valor de infinito em resposta à entrada não infinita. A estabilidade é assegurada se
os transientes tenderem gradualmente para zero à medida que aumenta o tempo. A
instabilidade do sistema ocorre quando a resposta transitória aumenta com o tempo.
24
FIGURA 8 – PARÂMETROS DE RESPOSTA TRANSITÓRIA – 1988
FONTE: GROOVER, p.78
A estabilidade de qualquer sistema linear pode ser determinada se a equação
característica do sistema for conhecida e se for possível fatorar a equação. No caso dos
sistemas subamortecidos, criticamente amortecidos e superamortecidos, as respostas
transitórias diminuem gradualmente com o tempo quando a saída assume algum valor
de estado permanente. Esses sistemas são todos estáveis.
A característica comum que os torna estáveis é o fato de suas equações
características terem raízes que são números reais negativos ou números complexos
com partes reais negativas. Este é o requisito para a estabilidade. Se as raízes forem
números reais negativos ou números complexos com partes reais negativas, a resposta
transitória sempre se aproximará de zero com o tempo. No caso não amortecido, a
resposta continua a oscilar, porque o sistema não possui qualquer amortecimento. As
raízes da equação característica são números imaginários sem componentes reais.
Esse caso é considerado como marginalmente estável. Representa a linha
divisória entre estabilidade e instabilidade do sistema.
25
3.9 RESPOSTA DE REGIME PERMANENTE
A análise de regime permanente de um sistema de controle preocupa-se em
determinar a resposta do sistema após a resposta transitória ter desaparecido.
Pressupõe-se que o sistema de interesse seja estável. Na análise de regime permanente,
o projetista do sistema deseja saber se o sistema alcançará o valor final desejado à
medida que cresce o tempo de uma operação.
Uma abordagem do problema seria solucionar a equação diferencial do
sistema que está submetido a uma entrada adequada. Dependendo do grau de
dificuldade da equação diferencial, essa demonstração pode ser uma abordagem difícil.
Um método mais direto é fazer uso do teorema de valor final da teoria de controle, que
usa a transformada de Laplace da saída do sistema.
O teorema do valor final afirma que o valor final da função é dado por:
lim f(t) = lim sF(s)
t→∞
s→0
Em que F(s) é a transformada de Laplace da função f(t). Está implícito no
teorema de valor final que o limite de f(t) existe à medida que o tempo se aproxima do
infinito.
26
4 ENGENHARIA DE CONTROLE
A Engenharia de Controle cerca uma parte das atividades focadas no
desenvolvimento de estratégias dos controles e o projeto de componentes, os quais
controlam o desempenho e segurança de um motor aeronáutico.
Os produtos específicos da Engenharia de Controle são; O projeto do sistema
de controle e o projeto dos componentes que integram o sistema.
O projeto do sistema de controle inclui definições da lógica e o modo de
controle (estratégia de controle), definição da composição do sistema mecanizado
(quantidade e tipos de controles, sensores, atuadores, bombas e demais), projeto
dinâmico para a estabilidade e resposta ao transiente, e definição dos sub-componentes
para os componentes, componentes para o motor e interface da aeronave para o motor.
A engenharia de controle está envolvida com o projeto de produtos militares,
comerciais, marítimos e industriais. Possui duas funções básicas: projeto do sistema de
controle e projeto dos componentes do sistema. Os projetistas de sistemas de controle
são responsáveis em projetar sistemas de combustíveis, hidráulicos e pneumáticos
baseados em especificações requeridas para um motor.
Os projetistas também integram todos os controles e interfaces com o projeto.
27
A evolução tecnológica da engenharia de controle durante as duas décadas
passadas foi de um controle hidromecânico completo ou controle hidromecânico com
simples função analógica de ajuste elétrico para um controle hidromecânico com
extensivo ajuste elétrico analógico, ou mesmo, um controle hidromecânico com ajuste
elétrico digital, para o controle full authority (plena autoridade), com ou sem auxílio
hidromecânico.
A estratégia de controle empregada é sempre influenciada pela necessidade da
evolução tecnológica, da aplicação e considerações especiais associadas com aplicação
monomotora.
4.1 REQUISITOS DO SISTEMA DE CONTROLE
Os requisitos básicos de um sistema de controle de um motor a jato são os
seguintes:
– Regular a estabilidade e potência de transiente sobre uma faixa de potência
disponível;
– Maximizar a eficiência do ciclo do motor;
– Prover resposta necessária do transiente de empuxo durante as mudanças de
potências;
– Prover operação estável sobre todas as condições operacionais;
– Manter os limites seguros de operação.
28
Parâmetros nesta categoria incluem número de Mach (velocidade relativa à da
propagação do som), temperatura e pressão ambiente, (WOW) weight on wheels bleed,
comando/limite de empuxo e qualquer função específica de entrada. O sistema de
controle possui três exigências básicas: regulagem de potência, eficiência e
manutenção dos limites seguros de operação.
A estratégia de controle para cada aplicação precisa ter em conta todas as
características especificas para cada categoria. Estas três categorias estão interrelacionadas desde um projeto que necessita prever um empuxo completamente
regulado, onde também previne excesso de velocidade, pressão, temperatura e stall1 do
motor. A complexidade de um sistema de controle está relacionada diretamente com as
especificações fornecidas pelo fabricante, necessidades impostas pelo ciclo, segurança
e requisitos especiais ou funções como; reset (reinicio)da margem de stall adicional,
redução de SFC – turbine clearance control e demais. Geralmente o controle do motor
necessita prover características de empuxo constante e proporcional à rotação da
manete de potência do motor. Esta característica da manete de potência com relação ao
empuxo necessita ser essencialmente linear, precisa e com repetitibilidade.
Uma relação linear da manete de potência é necessária para aprimorar uma
sintonia fina de empuxo. O sistema de controle do motor precisa ser ajustado e
mantido em um nível preciso de empuxo para prevenir assimetria em aplicação
multimotora.
Os melhores meios de controle de empuxo(T) para motores turbo fans (turbo
ventilador) são para a velocidade programada do fan (ventilador), como uma função
do ângulo (θ) da manete de potência.
1
Perda de eficiência de uma superfície aerodinâmica normalmente associada à mudança do ângulo de ataque.
29
4.2 PROJETO DO SISTEMA DE CONTROLE
Os sistemas de controle do motor são projetados para regular a potência e
eficiência através da manipulação das variáveis disponíveis em função dos parâmetros
medidos. As variáveis manipuladas são variadas para programar ou ajustar as variáveis
controláveis. O projeto do sistema de controle não pode determinar o ajuste das
variáveis manipuladas. Elas são definidas pelo ciclo do projeto. Variáveis controladas
e parâmetros monitorados são selecionados pelo projeto do sistema de controle por
reunirem os requisitos do sistema.
As variáveis controláveis são selecionadas para prover precisão no controle de
potencia de saída do motor, transições do motor e limites operacionais do motor.
Fatores que afetam a escolha de variáveis controladas são:
– Influência em acurado ajuste de empuxo;
– Os parâmetros necessitam ser medidos para a programação do sistema de
controle necessário em termos de variáveis de controle;
– Necessidade de componente de motor único para maximizar a eficiência e
assegurar uma operação livre de stall. Motores modernos necessitam de
compressor estator e/ou controle de sangria variável. Motores militares
necessitam de controle de fan IGV para distorcer atenuações;
– Requisitos de aplicação e instalação – Algumas aeronaves necessitam da
manutenção da pressão de sangria em alguns níveis mínimos aceitáveis, e
muitas aeronaves supersônicas necessitam da manutenção dos limites de
fluxos de ar dos motores.
– Requisitos para proteger o motor de sobre velocidade, sobre temperatura,
stall e blowout.
30
As variáveis controladas são de uso comum na atualidade em motores
turbofan, incluindo velocidade do fan (N1, NF), core speed (N2, NC), temperatura da
blade da turbina de alta pressão (T4B), EGT, pressão da descarga do compressor
(PS3), augmenter fuel flow (WFR), número de Mach da descarga do fan (M25, ∆ P/P)
e geometria variável do compressor e do fan (IGV, VSV e VBV). As variáveis
manipuladas são parâmetros modulados diretamente pelo sistema de controle para
manter o controle das variáveis controladas, citadas anteriormente. São as seguintes:
– Main fuel flow (WFM) – Fluxo de combustível principal;
– Augmenter fuel flow (WFR);
– Exhaust nozzles area (A8);
– Compressor variable stator vanes (VSV);
– Fan variable inlet guide vanes (IGV);
– Variable bleed valves (VBV);
– Reversão de empuxo.
Parâmetros medidos são selecionados para suportar o modo de controle do
motor, proporcionando acurada programação sobre todas as condições de voo e
mantendo limites de proteções. Diversos são os parâmetros medidos em motores de
aeronaves civis e militares: Pressão e temperatura de entrada (T2, P2), pressão
ambiente (Po), número de Mach da aeronave (M), temperatura de entrada do
compressor (T25), pressão de sangria, pressão de descarga do compressor, velocidade
de fan e core posição da válvula medidora de combustível e área de bicos de exaustão.
31
4.3 ESTABILIDADE E RESPOSTA
Um motor precisa partir, acelerar, desacelerar e manipular uma variedade de
entradas, ambas externas e internas, enquanto provem operação estável e plana.
Igualmente, enquanto opera em modo fixo, o motor está em um modo muito dinâmico.
Todos os vários controles, loops, operam independentes, ajustando as variáveis
controladas, interagindo entre os motores.
Análises dinâmicas e simulações são procedimentos de projetos aplicados em
todos os sistemas de controle dos motores em desenvolvimento.
Estabilidade e resposta a transição são passos muitos importantes para
projetar, desenvolver, avaliar e otimizar um sistema de controle do motor. Este tipo de
medida de análise de modelo linear simples de componentes serve para completar os
detalhes do sistema de controle e dos modelos matemáticos do motor.
Estes tipos de capacidade de análises é invalida no estágio de desenvolvimento
de um novo motor e para verificar os efeitos de uma mudança na malha de controle ou
em um motor antigo. Utilizando análises dinâmicas para projetar o sistema de controle
ou investigar a estabilidade ou resposta, reduzem-se custos e tempo sobre o motor
atual ou em um componente.
São dois os tipos de malhas de controles, malha aberta e malha fechada. Uma
malha fechada é quando a saída é continuamente monitorada em um intervalo de
tempo. A saída da variável controlada é comparada com um valor programado de uma
variável de controle e através de uma realimentação, faz uma soma.
32
A diferença é o erro. A saída é continuamente corrigida para reduzir o erro.
Exemplos de controle em malha fechada são: velocidades de Fan e Core - VSV, VBV,
posição da IGV e ∆ P/P (número de Mach da descarga do fan).
Um controle de malha aberta é muito simples. O parâmetro de saída é ajustado
baseando-se em um cálculo pré-programado. Não há uma amostragem da saída. Este
tipo de controle é utilizado para a turbine clearance control e bore cooling control. Na
sua maioria, as malhas de controle são do tipo fechadas, pois permitem maior precisão
do ajuste da transiente da variável controlada.
As malhas de controle são definidas e apresentadas por diagramas de blocos.
Na figura 9, a seguir, é apresentado uma malha simplificada de controle.
FIGURA 9 – MALHA DE CONTROLE – 1988
FONTE: GROOVER, p.71 (Adaptado)
O diagrama de blocos é formado por vários elementos como os somadores,
integradores, diferenciadores, ganhos, multiplicadores e seletores de máxima e
mínima.
33
A figura 10, a seguir, ilustra a álgebra dos diagramas de blocos, representada
por: (a) blocos em série; (b) blocos em paralelo; (c) eliminação de um laço de
realimentação; (d) deslocamento de um ponto de soma; (e) deslocamento de um ponto
de derivação.
FIGURA 10 – ÁLGEBRA DE DIAGRAMA DE BLOCO – 1988
FONTE: GROOVER, p.66 (Adaptado)
34
Um integrador e um diferenciador são basicamente funções de transferência
sendo descritas em álgebra Laplaciana. A transformada de Laplace é um método de
transformação de equações diferenciais, a qual descreve a resposta do sistema de
controle para vária entradas, como passos, rampas, senóides e demais.
Uma transformação reversa pode ser usada para mostrar as saídas do sistema
como uma função do tempo. O projeto de controle e análise de funções de
transferências é uma importante ferramenta para entender a resposta de uma complexa
função de controle.
Ilustrado a seguir um algoritmo de controle conforme figura 11.
FIGURA 11 – FILOSOFIA DO LAÇO DE CONTROLE – 2001
FONTE: AIRBUS, p.2 (Adaptado)
35
Um exemplo de simples função de transferência são os diferenciadores e
integradores. Os diferenciadores são utilizados para calcular a razão da válvula
medidora de combustível, onde é usado para manter a malha estabilizada.
Um exemplo de integrador, em um sistema de controle, é um atuador. O sinal
de entrada é uma razão da mudança de volume de fluído, onde o atuador integra-se a
um deslocamento.
Uma função de transferência é uma expressão matemática representando um
estado e uma ação de transição de um sistema físico.
36
4.4 REQUISITOS DE PROJETO
O primeiro requisito é o projeto da estabilidade o qual inclui a diminuição da
variação do empuxo atenuando as oscilações dos sinais de entradas de sensores,
incrementando o software e hardware do programa, estabelecendo o fluxo dinâmico
do motor e o correto posicionamento de válvulas ou atuadores que continuamente
ocorrem em sinais de realimentação.
A malha de controle e os demais sistemas precisam estar aptas para reagir a
estas variações sem causar instabilidades na operação. Se um controle reage muito
rápido, podem ocorrer instabilidades. A estabilidade de uma malha de controle
depende de uma relação ganho-fase-frequência de uma função de transferência em
malha aberta.
Um gráfico pode ser utilizado para visualizar esta relação. Este gráfico é um
simples razão da amplitude do ganho e fase de uma função de transferência para vários
sinais senoidais de entrada.
A estabilidade relativa de uma malha de controle é expressa em termos de
margem de ganho e margem de fase. A margem de ganho é definida como um ganho
negativo da função de transferência de uma malha aberta em um ângulo de fase de 180 graus. Margem de fase é definida como a diferença entre -180 graus e a fase em
um ganho de zero dB (decibel). Geralmente, o critério de projeto para estabilidade é
otimizado para responder em uma margem de fase entre 40 e 60 graus e a margem de
ganho é entre 6 a 10 dB.
37
Ganhos ou ângulos de fase excessivos podem tornar uma malha instável. Não
linearidade pode introduzir efeitos de ganhos e de fases e não podem ser considerados
para uma análise linear. Outro importante passo no projeto é avaliar as respostas do
sistema de controle em relação à falhas.
O sistema precisa ser projetado com relação à seleção do controle ou de forma
que falhas em componentes não resultem em falha catastrófica do motor. O sistema de
controle é projetado para reagir a estas falhas e prover uma suave transição para o
modo de operação em modo de falha.
4.5 FERRAMENTAS DO PROJETO
Os métodos usados para o projeto básico com relação à estabilidade e resposta
são análises de controles lineares e não-lineares. A análise linear é primeiramente
utilizada para investigar a estabilidade. Muitos componentes em um sistema de
controle, incluindo o próprio motor, podem ter suas análises simplificadas através de
modelos lineares. Utilizando estes modelos e equivalentes funções de transferências
das malhas abertas e fechadas, uma análise linear pode ser realizada.
As análises lineares de cada malha são usadas para a sintonia das constantes
da malha e das compensações dinâmicas.
Um modelo matemático do conjunto do sistema de controle é desenvolvido a
partir de uma completa descrição de hardware e software.
38
Estes modelos matemáticos do sistema de controle incluem os algoritmos e
equações que definem a malha de controle, sensores, atuadores e válvulas.
Os motores a jato têm um número de controles onde estão as malhas fechadas
de controle através do motor. São exemplos: A velocidade, temperatura da turbina e
controle de fluxo de ar do duto.
O modelo matemático de um motor é construindo descrevendo os processos
mecânicos e termodinâmicos da sua operação. Neles estão incluídos os princípios de
compressibilidade do fluxo de fluídos, combustão, regime de trabalho e balanceamento
das energias. O modelo pode utilizar equações básicas de dinâmica e de
termodinâmica, ou mesmo dados de tabelas, usando dados empíricos ou a combinação
de ambos. O resultado final é um modelo de motor com acurada predição de respostas
dinâmicas para sinais de entradas como fluxo de combustível e geometrias variáveis.
A figura 12, a seguir, ilustra um típico modelamento de motor a reação.
FIGURA 12 – MODELAMENTO – 2008
FONTE: AVIATION MAINTENANCE, p.28 (Adaptado)
39
As funções de transferências do motor descrevem as respostas dos parâmetros
controlados para uma pequena variação no fluxo de combustível.
Com a utilização de modelos lineares para motores, as funções de
transferência são obtidas pela perturbação do modelo termodinâmico, derivando assim
um torque parcial desbalanceado.
Um torque zero desbalanceado é mantido em um estado de operação, o torque
desbalanceado positivo é obtido pela aceleração do motor e pela desaceleração
negativa. Estas funções de transferência determinam uma representação linear para
pequenas variações. A partir destas análises um modelo linear para o modelo é
construído.
O sistema de controle e os modelos não lineares de motores podem ser
utilizados para simular transições, acelerações, desacelerações, reação à falha, modos
de transferência e outras funções operacionais.
Estes tipos de modelos são inviáveis para motores no início de fase, no
desenvolvimento do sistema de controle e para análise de problemas de campo.
Inicialmente estes modelos são aplicados para avaliação da lógica de controle e para
otimizar programas, resposta de transição e lógica. Depois, em um programa de
desenvolvimento de um motor o modelamento pode ter muitas outras aplicações.
Testes de resposta em vários cenários de falhas em um motor podem ser muito
difíceis e caros. Em muitos casos, como a verificação da proteção em sobrevelocidade
do fan ou sobretemperatura da turbina, o risco ou despesa é também enorme para teste
em um motor.
40
O modelamento simula estas situações facilmente. O modelamento de
transição do motor é também utilizado para avaliar o processamento do sinal, detecção
de falhas, indicação de falhas e modelo de ação corretiva.
Outra importante aplicação do modelamento é avaliar a relação do sistema
motor/controle em resposta aos regimes de transição, comparando-os aos requisitos de
especificação.
Quando um motor está em produção, se são evidenciados problemas de campo
ou modificações no equipamento para prover um modelo de transição, um alto custo
efetivo é o caminho para estas mudanças.
Havendo o modelamento do motor e de seu sistema de controle, é fácil simular
os projetos e as modificações, ainda no campo virtual, sem riscos.
Naturalmente que estabilidade, análise de respostas às transições é uma parte
importante de qualquer projeto de um sistema de controle dos motores.
41
4.6 FUNÇÕES DO CONTROLE BÁSICO DO MOTOR
Certamente que as funções de controle são básicas para todos os atuais
sistemas de controles dos motores de aplicação comercial e militar.
Isto inclui: programação para velocidades de fan ou core, programação de
combustível para aceleração e desaceleração, programação para o VSV, fluxos
máximos e mínimos de combustíveis, velocidade do core e ajustes das pressões de
descarga do compressor.
Cada programa de motor militar ou comercial tem seu próprio requisito de
sistema de controle, por exemplo, motores militares podem necessitar de um projeto
para controle do aumento de fluxo de combustível, bicos de exaustão variáveis ou
guias de palhetas de entrada variáveis.
Os motores comerciais requerem gerenciamento de potência, válvulas
variáveis de sangria, clearance control da turbina e empuxo reverso.
42
4.6.1 Controle de Velocidade do Core e Fan
A função primária de um sistema de controle de motor é prover um controle
de empuxo linear e acurado a partir de um simples sinal de aceleração. O empuxo de
um motor a jato é facilmente controlado pela regulagem do fluxo de ar.
Estudos anteriores para turbo jatos examinaram vários métodos de controle de
empuxo, como velocidade do rotor, temperaturas de entrada e saída da turbina e
pressão de descarga do compressor.
Cada variável foi estudada pela sensibilidade das eficiências dos componentes;
turbina, compressor, habilitando-os para oferecer limites seguros de operação,
conseqüências da mecanização e estudos de programação. Concluíram que o controle
de velocidade do rotor era o melhor método para controlar o ajuste de empuxo.
Também a de que a melhor variável para ajustar a velocidade do rotor era o fluxo de
combustível.
Os compressores podem ser descritos por um mapa de razão de pressão versus
o fluxo correto do ar. Na linha de operação, o compressor é um ponto local para
manter o estado de operação. O compressor bombeia até os bicos da turbina. A pressão
é uma função quadrada. Eventualmente a linha de operação e stall intersecionam
algumas rotações do rotor.
43
Esta característica é requisito necessário para a correta limitação de
velocidade.
Se o controle somente regula a velocidade física, um compressor entra em
stall, como pode ocorrer em dias frios quando uma baixa temperatura do ar de entrada
resulta em alta correção de velocidade. As utilizações de parâmetros corretos como as
variáveis controladas permitem a normalização do desempenho do compressor
Para a correta programação da velocidade como uma função da manete de
potência, o piloto tem controle direto do correto fluxo de ar ou empuxo. Um ângulo da
manete de potência versus a velocidade do core pode ser desenvolvida quando se
prove um empuxo constante para qualquer ângulo. Para manter uma velocidade
constante e correta em um dado ângulo da manete de potência, é incrementada
velocidade física para decrementar a temperatura de entrada do compressor. Este tipo
de programação é otimizada para dar uma demanda de empuxo constante - curva do
ângulo de potência.
A altitude incrementa (lower Po) os valores absolutos de empuxo na marcha
lenta e máximo empuxo, porém a linearidade do empuxo é mantida.
44
4.6.2 Controle de Aceleração e Desaceleração
Uma função muito importante do sistema de controle é a programação de
combustível para a operação de partida, aceleração e desaceleração do motor.
O programa de aceleração do combustível é projetado para fornecer o fluxo de
combustível necessário para uma partida uniforme e rápida aceleração do rotor. Ele
também mantém adequada margem no compressor para evitar stall e proteção de
sobretemperatura dos componentes da turbina. A programação de desaceleração é
projetada para permitir uma rápida redução de velocidade do núcleo, enquanto protege
de possíveis problemas com chamas dos bicos de queima.
Quando um motor está em um regime estável, existe um equilíbrio energético
em que os controles de medição de combustível, mantêm uma constante velocidade do
rotor, o fluxo de combustível precisa ser incrementado para produzir um torque
desbalanceado. É este torque desbalanceado que provoca a aceleração do rotor.
Com relação ao mapa do compressor, a razão de pressão do compressor é uma
função de fluxo de ar e velocidade corrigida. Em um dado ponto estável, o fluxo de
combustível requerido é o conhecido do ciclo. Assim um mapa de velocidade de
correção do rotor é necessário e o fluxo de combustível pode ser usado para determinar
a razão de pressão do compressor – CPR (Compressor Pressure Ratio).
45
Os estudos têm mostrado que esta relação de aceleração do núcleo pode ser
controlada com maior precisão pela programação do fluxo de combustível sobre a
pressão de descarga do compressor (WF/PS3) como uma função corrigida da
velocidade do núcleo. Isso permite ao projeto o melhor controle sobre as condições de
limites de stall.
A margem de limites de stall é definida como a margem entre o ponto de
operação e a linha de stall. A margem é dita zero na linha de stall.
O projeto da programação das acelerações de desacelerações requer definições
da razão WF/PS3 (combustível-ar), que produz rápida aceleração mantendo suficiente
margem de stall e proteção de sobretemperatura.
Projetar uma nova programação de aceleração é um processo reverso, sendo,
realizadas análises dinâmicas de funcionamento em um modelo matemático de motor
com margens de stall, em uma entrada para definir as linhas de programação de
aceleração inicial.
Uma vez que o núcleo é definido, extensivos testes do motor são realizados
para definir a linha de estado estável de stall.
Esta pode também ser definida como uma linha (banda) de correta relação
entre pontos de stall WF/PS3 de várias velocidades corrigidas do núcleo.
No projeto pode-se trabalhar com estes dados para refinar a programação de
aceleração.
A linha limite de stall é definida como a mínima margem de stall permitida. A
partir daqui tolerâncias de órbitas são adicionadas e parâmetros são subtraídos, onde se
podem consumir margens de stall (WF/PS3).
46
Itens nesta categoria são; VSV - variable stator vanes abertos, distorção de
entrada do compressor, deterioração, extração de HP (Horse Power), variação dos
componentes do compressor e área de bicos da turbina (A4), de motor para motor. A
seguir a tolerância de programação de combustível para aceleração é subtraída. Neste
ponto, o nível do ciclo de transiente é usado para otimizar a programação de simulação
de transição em vários voos ou condições operacionais. Isso permite também a
verificação da interação e efeitos do controle dinâmico de malha. Otimizações
adicionais podem ser necessárias para assegurar complacência com requisitos exigidos
para a transição de empuxo pelas autoridades aeronáuticas. Isto pode implicar em
mudanças nas programações de velocidade de marcha, ajustes de aceleração,
tolerância e outros controles dinâmicos.
O programa de partida é uma típica extensão de baixa velocidade de um
regime de aceleração. O projeto desta programação é similar a uma programação de
aceleração.
Alguns requisitos são considerações exclusivas para otimizar este programa;
razão de combustível e ar para apagamento dos queimadores em várias condições de
altitudes e temperaturas, stall por apagamento causado por excesso de combustível,
partida monitorada verso partida por fluxo de vento relativo, requisitos e torque em
condições com e sem fogo e requisitos de tempo de partida em ar ou em solo.
47
Outras considerações são: as velocidades para introduzir o fluxo de
combustível e a sensibilidade de alta rotação do compressor para baixa velocidade de
stall. Normalmente extensivos testes são realizados em um motor para definir a linha
de baixa velocidade de stall e otimizar o início da programação de combustível.
Se o motor possuir sangria de ar durante uma aceleração, a energia disponível
para a aceleração é perdida, também a margem de stall é incrementada.
Para amortizar a perda do tempo de aceleração e ajustar o incremento de
margem de stall, o programa de aceleração de combustível é normalmente enriquecido
com base nas condições de sangria. A quantidade para o enriquecimento é
normalmente uma função da percentagem de fluxo extraído do núcleo.
A primeira limitação para o projeto de um programa de desaceleração é o
blowout do queimador principal. Outras importantes considerações do projeto são os
tempos de desaceleração e possíveis variações de velocidades. Dois diferentes recursos
podem ser usados para os projetos: a abordagem mais simples é uma constante razão
entre WF/PS3 e outra utiliza uma fração do fluxo de combustível da aceleração,
normalmente entre 0,4 e 0,6.
48
4.6.3 Controle de Variable Stator Vane
O objetivo primário do projeto do compressor é a de reunir uma alta
velocidade em decolagem ou cruzeiro.
Infelizmente um projeto de compressor com alta eficiência em altas
velocidades, é também muito ineficiente e propenso a stall em baixas velocidades. Se
corrigido em regime para baixas velocidades os estágios frontais bombeiam um maior
volume de ar que a seção mais a retaguarda podem manipular. Este aumento da
pressão nos estágios dianteiros dirige-os ao stall.
A linha de stall do compressor é efetivamente realizada, a partir de uma
família de regiões de stall, individuais para cada estágio. O fenômeno de stall de um
compressor é o mesmo experimentado em uma asa. Como a pressão sobe em um
estágio, o ângulo de ataque efetivo deve incrementar maior trabalho sobre o fluído.
Como o limite do ângulo de ataque é atingido, o fluxo começa a se separar a partir do
bordo de fuga, sobre a superfície, fenômeno conhecido como descolamento da camada
limite. Isto provoca uma queda no coeficiente de sustentação (CL) deste modo, na
razão de pressão do estágio.
Uma vez que ocorra uma completa separação do fluxo, este estrangula o
caminho do fluxo, parando o fluxo no compressor.
Seguindo uma correta linha de velocidade do mapa do compressor, também é
evidente que o aumento de pressão irá resultar em stall.
Existem três soluções convencionais para lidar com este estágio de
desajustamento.
49
Os compressores possuem sangria, rotores duplos e variable guides ou stator
vanes (VSV). Se uma válvula de sangria é colocada nos estágios frontais do
compressor, é possível abrir em baixas velocidades e descarregar o excesso do fluxo
de ar, extravasando-o.
Para compressores de alta razão de pressão, geralmente não há uma melhor
localização para uma simples sangria, portanto múltiplas sangrias são necessárias.
A desvantagem é a menor eficiência, porque a energia é usada para bombear o
ar até o ponto de sangria, onde é despejado através da válvula.
Se o compressor é divido em duas metades, cada metade acionada por uma
turbina separada, o problema no estágio correspondente pode ser algumas vezes
melhorado.
Em baixas velocidades, os estágios frontais funcionam em baixa rotação,
bombeando um menor fluxo. Normalmente uma sangria intercompressores é ainda
necessária para corresponder à alta altitude e aos mapas de fluxo de transientes.
Uma vez que o problema principal é causado pelos estágios frontais do
compressor, outra solução é limitar a capacidade de bombeamento em baixa rotação
nestes estágios.
Por meio de fechamento das IGV para cada estágio, pelo ângulo de ataque, e
pelo fluxo de ar bombeado, tem-se, portanto a redução da razão de pressão no estágio.
O uso de VSV permite ao projeto a alta velocidade-alta razão de pressão do
compressor, para operar como uma máquina de baixa razão de pressão em baixa
velocidade.
50
Para otimizar a posição da VSV, testes são feitos para definir o ponto de stall
de cada estágio em várias velocidades do núcleo. Este processo é aplicado para cada
estágio sucessivo, voltando ao ponto onde o problema com bombeamento de baixa
velocidade, até não existir mais.
Com estes dados, a programação pode ser desenvolvida definindo o ângulo do
estator em comparação a velocidade do núcleo de cada estágio. Estes programas são
desenvolvidos para manter uma margem desejada de stall e maximizar a eficiência do
compressor.
As definições destes programas também requerem fatores em efeitos de
deterioração do motor, variação de motor para motor e tolerâncias de controle.
Uma vez que estes fatores são otimizados, as vanes estatoras podem ser
mecanicamente integradas e conectadas por um único ponto de atuação, em cada
posição, nos estágios corretamente.
Os estágios frontais terão uma maior posição de abertura em comparação aos
estágios traseiros. Desta forma o ângulo de deslocamento das vane estatoras diminui, à
medida que se direciona aos estágios das estações mais afastadas do compressor.
Normalmente o ângulo solicitado nestes programas é somente no primeiro
estágio variável. Observar também que uma falha segura pode ser projetada no
programa se um sensor de T25 falha, para uma completa situação de temperatura
baixa. O modo de falha normal para o sensor de T25 é indicar temperatura baixa entre
-65°F e -80°F. A falha segura permite um desempenho adequado do compressor
durante as condições de um dia padrão onde as VSV estariam de outra maneira
também muito abertas.
51
4.6.4 Velocidade e CDP mínimo e limites máximos
Os sistemas de controle são também projetados para assegurar ambos os
limites máximos e mínimos de parâmetros importantes, limitando os valores máximos
da velocidade do motor e da pressão de descarga do compressor (CDP ou PS3) sendo
essencial para prevenirem falhas catastróficas.
Mantendo um valor mínimo para estes parâmetros é o que usualmente requer
para permitir ao motor atender as solicitações externas.
O sistema é projetado de forma que estes limites são inclusos em uma
hierarquia onde há a seleção da malha de controle. A seleção de uma malha de
controle é acompanhada por uma série de seletores de máximos e mínimos.
A mecanização de acionamento atual pode ser hidromecânica ou eletrônica.
A finalidade de limitação da velocidade máxima do núcleo é a proteção da
máquina em si. A utilização deste limitador não é necessária a menos que a velocidade
normal de programação esteja com disfunção. Tipicamente a programação de
aceleração é projetada para limitar a razão WF/PS3 na velocidade alta do núcleo. A
programação ajuste um valor abaixo do requerido para a operação, reduzindo desta
forma a velocidade do motor.
Se o sistema opera normalmente, a velocidade pode ser reduzida antes da
ocorrência de uma sobre velocidade. Como uma outra linha de proteção, o efeito da
sobrevelocidade aciona mecanismos que são projetados em uma unidade
hidromecânica de controle, para cortar o fluxo de combustível em caso da condição de
sobrevelocidade.
52
Capacidade é também projetada no sistema para reciclar e prover uma fase de
partida para o motor após o acionamento do mecanismo de sobrevelocidade.
Na atualidade, sofisticados controles eletrônicos podem ser aplicados no
controle das limitações de velocidade máxima do núcleo e do fan.
A incorporação de controles eletrônicos flexíveis, também permite uma
complexa função para controle dos limites onde são aplicadas várias entradas de sinais
de controle. São exemplos: A limitação da velocidade mínima do núcleo, a marcha
lenta (idle) necessita a união de várias condições operacionais, o tempo de aceleração
requerido, marcha mínima de empuxo, controle do stall em bruscas atitudes de
aceleração, extração de potência e sangrias. Em aplicações comercias poderão ser
necessários requisitos de programa separados, em solo e em voo, através da
regulamentação da autoridade aeronáutica.
A velocidade mínima de núcleo é usualmente programada como uma função
da temperatura de ar de entrada do compressor (T25).
O sistema de controle ambiental da aeronave opera com ar de sangria do
motor. Para este sistema operar corretamente, a pressão de ar sangrado precisa estar
acima do nível mínimo. Normalmente no solo e em baixas altitudes, a programação da
velocidade pode prover adequadas pressões de sangria. Operando em alta altitude e
baixa velocidade, pode haver baixa pressão sangrada de fornecimento. Esta situação
pode ser resolvida, adicionando esta função para o sensor de PS3, visando manter um
valor mínimo. Caso a pressão de PS3 comece a cair para abaixo do valor mínimo, o
controle do motor sobrepõe-se e começa a modular para incrementar a velocidade,
mantendo PS3 em um valor mínimo.
53
Devido à elevada pressão de ram, quando uma aeronave opera no canto
inferior direito de seu envelope de voo, PS3 pode ser muito alto. Se os limites
projetados são excedidos a integridade estrutural da seção traseira está em perigo.
Para a proteção do motor, um limitador de máxima CDP deve ser incorporado
no controle. Isto é normalmente realizado com a inclusão de um falso PS3, na
programação de aceleração, ao invés, de adicionar outra função complexa.
Em muitos motores modernos, os níveis de PS3 são limitados eletronicamente
através de um sensoramento de pressão e também do ajuste de fluxo de combustível.
Outros dois controles já mencionados são: os limites máximos e mínimos de
fluxo de combustível.
O limite de fluxo máximo de combustível é um valor fixo, ajustado pela
máxima capacidade segura da bomba de combustível.
O limite de fluxo mínimo de combustível não permite um fluxo abaixo do
prescrito e pode sobrepor-se aos programas de aceleração e desaceleração. Os valores
são ajustados para assegurar o fluxo de combustível correto durante o solo e partida.
54
4.7 CONTROLE COM APLICAÇÃO COMERCIAL
Alguns controles com aplicação comercial possuem funções e estratégias que
são únicas para motores da aviação comercial. Isto inclui: controle de gerenciamento
de potência, seleção de marchas de empuxo, velocidades de marchas moduladas, VSV,
turbine clearance control, core rotor active clearance control e programa de empuxo
reverso. Com exceção do último, os outros são utilizados para permitir o modo
econômico de operação da aeronave.
A figura 13, a seguir, ilustra um típico motor a reação utilizado em aeronaves
comerciais.
FIGURA 13 – MOTOR A REAÇÃO – 2009
FONTE: disponível em http://www.epower-propulsion.com/epower/gallery/ABPCFMI%20CFM56-5%20cutaway.jpg
55
4.8 CONTROLE DE GERENCIAMENTO DE POTÊNCIA
A performance das aeronaves comerciais é geralmente especificada pelo
fabricante de sua estrutura, informando seus limites, como: empuxo de decolagem
(TO), empuxo (GA), empuxo de climb máximo (MCL) e empuxo contínuo máximo
(MCT).
Alguns critérios para a concepção de sistemas de controle comercial são
determinantes para o requerido destas estruturas, por exemplo:
• Empuxo de decolagem;
• Empuxo de decolagem que podem ocorrer com aproximadamente o mesmo
ângulo de manete em alguma condição de voo (decolagem);
• Empuxo de manete máxima não pode exceder o parâmetro de decolagem,
em nenhum momento;
• MCL e MCT – parâmetros são usualmente requeridos por ser um ângulo da
manete de condição de voo.
O parâmetro da taxa de empuxo é baseado em uma permitida e máxima
temperatura dos gases de exaustão (EGT), nível onde é permitido para um motor
operar por poucos minutos.
Motores termodinâmicos são concebidos para operar em um constante valor
de EGT, o empuxo varia inversamente com a temperatura ambiente.
56
Tipicamente o máximo valor de EGT para operação em um motor é
especificado para altitude ao nível do mar e temperatura ambiente, isto é conhecido
como condições da atmosfera padrão.
Os modernos controles de gerenciamento de potência são baseados em
projetos com arquitetura em eletrônica digital, sendo possível a comunicação direta
com o sistema de comunicação da aeronave, comunicação com os computadores de
controle.
O controle de gerenciamento digital recebe informações sobre o número de
Mach da aeronave, pressões totais, temperatura de ar total e pressão estática via barra
de dados.
O sistema de controle de gerenciamento mantém uma unidade hidromecânica
para controle da velocidade do núcleo, como; governadores de velocidade do núcleo,
programas de transição do fluxo de combustível, programa de geometria variável do
core e em alguns casos a válvulas de controle de clearance turbine control.
57
A seguir são ilustrados através da figura 14, os parâmetros para controle do
motor, como demonstrados anteriormente.
FIGURA 14 – ALOCAÇÃO DOS PARÂMETROS – 2009
FONTE:
disponível
em:
http://www.msm.cam.ac.uk/phasetrans/2003/Superalloys/coatings/images/jet_engine.jpg
58
5 CONTROLE DO MOTOR - FADEC
FADEC é o acrônimo para Full Authority Digital Engine Control, Controle
Digital do Motor com Autoridade Total.
É um sistema que consiste em um computador digital, designado por EEC
(Electronic Engine Control), Controle Eletrônico do Motor ou ECU (Electronic
Control Unit) (Unidade de Controle Eletrônico) e está relacionado com o emprego de
componentes para controlar todos os aspectos de operação de um motor aeronáutico.
O sistema FADEC é produzido para ambos os motores, a pistão e a reação,
sendo as diferenças primárias os aspectos da concepção dos métodos de controle para
cada motor.
O seu aspecto construtivo é ilustrado pela figura 15 a seguir.
FIGURA 15 – FADEC – 2009
FONTE: disponível em http://www.hispano-suiza.ca/images/products_eec.jpg
59
5.1 HISTÓRICO
Os controles eletrônicos dos motores foram primeiramente introduzidos no
Concorde, equipado com motor a reação Rolls-Royce Olympus 593, em 1960.
Posteriormente, em 1970 a NASA (National Aeronautics and Space Administration) e
a Pratt & Whitney desenvolveram de forma comum o primeiro FADEC experimental,
o qual foi testado em uma aeronave F-111, montado com um motor TF-30 da Pratt
&Whitney modificado. Os motores Pratt & Whitney modelos F100 e PW2000 foram a
primeira versão militar e comercial respectivamente a serem equipados com FADEC.
Em 1980, o motor PW4000 da Pratt & Whitney foi o primeiro a ser equipado
com o duplo FADEC. A figura 16, a seguir, ilustra um motor GE GEnx, equipado
com FADEC, onde se pode ver na sua linha horizontal a unidade de controle.
FIGURA 16 – MOTOR GE GEnx – 2008
FONTE: AVIATION MAINTENANCE, p.27 (Adaptado)
60
5.2 PRINCÍPIO DE FUNCIONAMENTO
Em um sistema de FADEC, o sistema da manete de aceleração envia sinais
eletrônicos para o FADEC.
O sistema FADEC, através da interpretação de sinais pelo seu sistema digital,
calcula e envia com controle de precisão o valor do fluxo de combustível para ser
consumido pelo motor, o qual desenvolve a propulsão necessária para a aeronave.
A figura 17 ilustra de forma simbólica uma topologia de controle com sistema
de gerenciamento eletrônico de propulsão.
FIGURA 17 – CONTROLE DE PROPULSÃO TÍPICO – 2008
ECU
ENGINE
(ENGINE)
HMU
PLA
(COCKPIT)
FEEDBACK
FONTE: AUTOR
EMPUXO
61
Adicionalmente além da função de controlar e medir o combustível, o sistema
também exerce o gerenciamento e monitoramento de outras funções como o VSV
(Variable Stator Vanes) e de VBV (Variable Bleed Valves), partida do motor, controle
de re-partida, controle de Blade Tip Clearance da turbina, reversão de empuxo,
monitoramento de condições do motor e demais funções.
Os sinais para controle e funcionamento do FADEC vêm de vários sensores
instalados no motor.
Separadamente do monitoramento dos principais parâmetros, são monitorados
para controle de segurança da propulsão: a velocidade de rotação do eixo da turbina,
pressões e temperaturas em vários pontos entre as trajetórias dos gases.
O FADEC também monitora vários dados analógicos, digitais e discretos
provenientes dos vários subsistemas do motor e relacionados com os sistemas da
aeronave, provendo uma completa redundância e tolerância a falhas no controle do
motor.
Totalmente integrado com outros sistemas da aeronave como o EFCS (Electric
Flight Control System) e AFS (Automatic Flight System), conectado a estas unidades
via ADDB (Aircraft Digital Data Bus), é também totalmente compatível com o
sistema fly-by-wire.
62
A figura 18, a seguir, ilustra a topologia de controle e as interfaces com o
sistema de propulsão.
FIGURA 18 – TOPOLOGIA DE CONTROLE – 2008
FONTE: AUTOR
63
A figura 19 ilustra o aspecto de instalação e localização da EEC.
FIGURA 19 – LOCALIZAÇÃO DA EEC – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html
(Adaptado)
5.2.1 Sistema de Controle de Combustível de Motor
Em uma aeronave equipada com motor a reação, o piloto não controla
diretamente o motor. O sistema utilizado para intervir no regime do motor é
denominado sistema de controle de combustível.
O sistema de controle de combustível gerencia a velocidade do motor atuando
sobre o controle do fluxo de combustível.
O controle de combustível é o coração do sistema de combustível do motor a
reação.
64
É um complexo dispositivo que possui parametrização do fluxo de
combustível para a câmara de combustão e automaticamente fornece o fluxo imposto
de combustível necessário para a operação do motor.
O controle de combustível combina as entradas dos sinais da manete de
aceleração, pressão e temperatura de entrada do compressor, pressão de descarga do
compressor e velocidade do motor para calcular o fluxo de combustível necessário
para operação do motor.
As variações no fluxo de combustível são limitadas para assegurar
rapidamente o restabelecimento da condição de saída de um stall e movimentos livres,
aceleração e desaceleração do motor.
Dependendo do tipo de motor a reação e do seu desempenho esperado, o
sistema de controle de combustível pode variar os limites de forma complexa, desde
um arranjo de simples válvulas até um controle automático, contando com vários
componentes altamente sofisticados.
Os modernos sistemas de controle de combustíveis são divididos basicamente
em dois grupos, conhecidos como controle de motor hidromecânico e controle
eletrônico do motor.
O controle hidromecânico é o sistema convencional usado para controlar o
fluxo de combustível e desta forma controlar o motor. Esta configuração pode ser
encontrada na maioria dos projetos de motores.
Um sistema hidromecânico controla o desempenho empregando uma
combinação de operação de subsistemas hidráulicos com o combustível, sendo o meio
hidráulico.
65
O piloto controla as operações do sistema, movendo as manetes. A posição das
manetes é transmitida mecanicamente para a unidade de controle hidromecânica
através de cabos de comando. Desta forma, as posições das válvulas do sistema
hidromecânico modulam o fluxo de combustível para o motor.
A seguir é ilustrado o mecanismo de acionamento da manete de potência pela
figura 20.
FIGURA 20 – MECANISMO DA MANETE – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/
aero_02/textonly/sy01txt.html (Adaptado)
Os controles eletrônicos dos motores empregam circuitos eletrônicos no
controle do motor. São de dois tipos: o controle supervisório e o controle com
autoridade completa (full authority).
66
5.2.2 Sistema de Controle Eletrônico do Motor
Os sistemas de controle eletrônico do motor, EEC, são aplicados para prover
maior precisão nos controles dos parâmetros do motor, comparado ao sistema
convencional hidromecânico.
São dois os tipos de controle eletrônico do motor, chamados de EEC
Supervisório e EEC Full Authority.
O EEC supervisório atua de forma supervisora, modulando o fluxo de
combustível como forma de manter o empuxo desejado de um motor, onde o controle
primário é dotado de uma complexa unidade hidromecânica HMU (Hydro-Mechanical
Unit).
O sistema, desta maneira, controla a operação básica do motor e o EEC
Supervisório, controla a sintonia fina da operação, de forma a manter a propulsão
desejada e uma operação constante do motor. O termo FFG, Fuel Flow Governor,
Controle de Fluxo de Combustível é algumas vezes usado em substituição ao termo
HMU.
O sistema EEC Full Authority, controla todas as funções do motor, incluindo o
controle de propulsão reversa, quando aplicável, e elimina a necessidade de utilizar
uma complexa unidade hidromecânica, utilizável no sistema com EEC Supervisório.
O moderno EEC Full Authority tem um dispositivo de alta precisão, usando
tecnologia digital para controlar o combustível durante toda a operação do motor.
Desta forma o dispositivo é conhecido como um Controle Digital do Motor com
Autoridade Total, FADEC.
67
Em ambos os casos, uma unidade hidromecânica é incorporada, usando o
combustível como meio hidráulico para todas as funções.
O EEC, tanto Supervisório quanto o Full Authority, transmite comandos para a
HMU, em forma de sinais elétricos, para acionar as servo válvulas eletro hidráulicas
(EHSV), montadas dentro da HMU, as quais modulam o fluxo de combustível do
motor, e assim controlando a propulsão produzida.
Somente no EEC Full Authority, os sinais elétricos são convertidos em sinais
hidráulicos, para serem utilizados em um sistema de controle externo adicional. Como
exemplo, pode-se citar o sistema de controle de VSV (Variable Vane Stator).
Em um moderno motor a reação, dois parâmetros são utilizados de forma
comum para o controle de ajuste de propulsão: EPR (Engine Pressure Ratio) ou de
pressão baixa do compressor, conhecido como N1.
Alguns modelos de motores utilizam o parâmetro de EPR para ajuste de
propulsão, embora outros utilizem o parâmetro N1.
Dependendo do modelo de motor, os sistemas de controle do motor, podem
operar controlando tanto o parâmetro EPR quanto N1.
Em motores que operam controlando o parâmetro EPR, como ajuste de
propulsão, controlar pelo parâmetro N1 é algumas vezes uma opção de modo de
controle, em caso de falha no controle pelo sensor ou capacidade de processamento do
EPR.
68
5.2.3 Controle Supervisório Eletrônico do Motor
O primeiro modelo de EEC é um controle supervisório que opera um sistema
de controle de combustível hidromecânico.
Os principais componentes em um sistema de controle supervisório são:
• Controle Eletrônico do Motor (EEC);
• Controle de Combustível Hidromecânico;
• Sistema de Controle do fluxo de ar do compressor, incluindo os subsistemas
de controle das válvulas de ar das sangrias variáveis e variação do estator
da vane;
• Sistema de controle do ar de resfriamento da parede da câmara do
alojamento da turbina.
O elemento HMU controla a operação básica do motor; a partida, aceleração e
corte.
A velocidade do rotor de alta pressão, N2, e o sistema de controle do fluxo de
ar do compressor, incluindo as válvulas de controle do estator variável da vane e
sangrias variáveis do motor são também controladas pela HMU.
O dispositivo HMU regula também o ar entre as palhetas da turbina e a parede
do alojamento interno, fornecendo ar frio do ventilador ou dos próximos estágios para
as paredes do alojamento da turbina, otimizando o desempenho da turbina e
consequentemente do motor.
O EEC atua com função de supervisório, modulando o fluxo de combustível
para manter a propulsão desejada.
69
O piloto somente move a manete na posição de propulsão desejada como uma
completa tração de decolagem ou máxima razão de subida. O ECC neste tempo ajusta
o EPR ou N1, como o requerido para manter uma propulsão como desejada,
compensando as mudanças em voo e as condições ambientais.
O EEC também limita a operação do motor, com ênfase na velocidade e
temperatura, mantendo a operação segura dentro do envelope de voo.
Na ocorrência de um problema, o controle é automaticamente transferido para
uma HMU, para não descontinuar a propulsão. Neste caso haverá uma indicação de
alarme, mostrado na cabine de comando, porém não será necessária uma imediata ação
do piloto. O piloto pode selecionar em uma chave elétrica a qualquer momento a
opção de controle via HMU, desabilitando a função EEC.
5.3 FULL AUTHORITY DIGITAL ENGINE CONTROL (FADEC)
O EEC Supervisório foi o predecessor do EEC Full Authority, um EEC
totalmente redundante. Esta concepção de EEC controla todas as funções do motor e
elimina a necessidade de complexas HMU, utilizadas pelo EEC Supervisório.
A moderna concepção do ECC - Full Authority trata de um dispositivo
incorporando técnicas digitais, denominado de Full Authority Digital Engine Control
ou FADEC.
Um dos principais propósitos do FADEC é reduzir a carga de trabalho da
tripulação. Isto é conseguido através do controle lógico que simplifica os ajustes de
potência e das condições de operação de todos os motores.
70
A figura 21 apresenta em forma de blocos a concepção de controle.
FIGURA 21 – CONTROLE TÍPICO – 2009
Reheat
burners
Compressor VG
IHPP
Nozzle actuators
Main Burners
RHFCU
RHMPDV
MECU
Fuel in
FSP
Manual Fuel Control Linkage
PLA
ECU
Engine & System Feedback
FONTE: AUTOR
A posição da manete é utilizada para ajustar os motores, indiferente do voo ou
condições ambientais.
A figura 21 ilustra um sistema FADEC, em um diagrama de blocos
simplificado.
Como pode se ver na figura 22 o FADEC consiste de dois canais de controle
independentes e cada um dos canais é capaz de controlar independentemente o motor.
Cada canal de controle recebe informação de outros sistemas da aeronave e do sistema
de sensoramento do próprio motor, processando os sinais de saída para o próprio
motor, controlando o sistema.
71
Ambos os canais recebem e processam os sinais, porém apenas um controla a
operação do motor em um dado tempo; o outro apenas monitora o desempenho do
canal controlador, estando pronto para assumir o controle na eventualidade de uma
falha. Um barramento de dados digitais possibilita a troca bilateral de informações
digitais entre os dois canais (cross channel data bus).
FIGURA 22 - ASPECTO DO FADEC – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.6
Por ser um dispositivo dotado de recursos digitais, o FADEC tem como
principal componente um processador digital associado a circuitos de memória, como
RAM e ROM. Na memória ROM, está alocado o programa operacional do sistema
FADEC, a memória RAM será utilizada como armazenagem temporária de dados
digitais, incluindo parâmetros medidos.
72
Em circuitos de memória não volátil são armazenados os dados relativos aos
eventos de falhas. Compõem também o sistema FADEC, circuitos de interface, como
interfaces analógico-digital (ADC), circuitos utilizados para converter parâmetros
medidos dos sistemas de sensores em sinal digital para que o processador possa
interpretar digitalmente. Também se utilizam conversores digital-analógico, onde
sinais digitais são convertidos em analógicos para serem enviados para outros
componentes dos sistemas de controles da aeronave. A figura 23 ilustra com maior
detalhamento um diagrama de blocos de um sistema FADEC, porém apresenta apenas
um canal, sendo idênticos.
FIGURA 23 – DIAGRAMA DE BLOCOS – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.7
73
Como mostrado na figura 21, os principais componentes de um sistema
FADEC, são:
– Controle Eletrônico do Motor (EEC), o qual contém os circuitos eletrônicos
do sistema;
– Unidade hidromecânica (HMU);
– Sensores de temperatura, pressão e de fluxo de combustível;
– Sistema de controle de fluxo de ar do compressor;
– Sistema de controle de ar de resfriamento da turbina (Sistema AAC) Active
Air Clearance.
Além dos sinais dos próprios sensores, o FADEC, recebe sinais provenientes
de vários sistemas da aeronave, são eles:
– Dados do barramento “air data” provenientes do computador de dados, em
formato digital ARINC 429;
– Sinais do sensor do TLA, (Throttle Lever Angle) ângulo da manete de
aceleração, sinal de posição da manete;
– Sinal do computador de controle de propulsão ou (A/T) auto-aceleração
(autothrottle), o qual prove os ajustes automáticos de propulsão,
dependendo da fase do voo;
– Sinal do ar de sangria do motor necessário para o ECS (Environmental
Control System), sistema de controle ambiental.
74
5.3.1 EEC – Controle Eletrônico do Motor – Electronic Engine Control
O principal componente do sistema FADEC é o EEC.
O EEC desempenha o cálculo de todo os sistemas e gera os sinais de controle
necessários. O termo ECU (Electronic Control Unit) é algumas vezes usado em
substituição ao termo EEC, porém ambos se referem a uma unidade com a mesma
funcionalidade.
Recebe sinais provenientes dos sistemas da aeronave e dos próprios sensores,
gerando sinais de saída para o motor, controlando sistemas e componentes.
Também monitora a operação dos componentes para assegurar uma operação
apropriada, fornece sinais de saída para outros sistemas da aeronave com a finalidade
de controle e monitoração.
Cabe ao EEC, otimizar a operação do motor baseando em condições
atmosféricas prevalecentes, aeronave e condições do motor e também as fases do voo.
Os controles típicos de funções de controle do motor por um EEC, são:
– Limites associados de aceleração e desaceleração;
– EPR ou N1;
– Controle de marcha lenta (Idle Speed)
– Limites de sobrevelocidade (N1 e N2);
– Fluxo de combustível;
– Estabilidade;
– Controle de fluxo de ar do compressor através dos parâmetros dos sistemas
VSV (Variable Stator Vane) e VBV (Variable Bleed Vane);
75
– Sistema de resfriamento da turbina e do sistema ACC (Active Clearance
Control);
– Limites da temperatura dos gases de exaustão (EGT);
– Sistema de propulsão reversa, se aplicável;
– Partida automática do motor.
O EEC consiste de dois canais idênticos e separados, designados como canal
A e B, sendo encapsulados em um mesmo invólucro, fixados no motor, construídos
juntos, porém eletricamente e fisicamente separados.
Um sistema de arrefecimento dedicado para o EEC é incorporado no projeto
de cada motor, assegurando a operação do sistema e prevenindo a sobretemperatura
nos circuitos eletrônicos.
Cada canal do EEC é capaz de controlar independentemente o motor e isto
permite um controle normal da operação mesmo com a falha completa de um canal.
Na eventual falha de um canal, o EEC pode controlar e gerenciar todas as
funções vitais do motor utilizando os componentes do canal remanescente. Um
barramento de dados digitais possibilita a troca de informação entre os dois canais do
EEC, para controlar e monitorar conforme sua finalidade.
Cada canal do EEC usa seus próprios sinais de entrada, fornecimentos de
sinais separados por cada canal, provenientes dos sensores de parâmetros do motor.
Todos os sensores do motor são duplicados e cada parâmetro do motor é
medido separadamente através de um sensor para cada canal.
76
A falha de qualquer sensor resulta em troca de dados através do canal de
interconexão, desta forma o canal continuará a receber o sinal do sensor respectivo do
canal oposto.
Sinais de entrada no EEC, também são provenientes do Air Data Computer, o
qual fornece informações sobre a operação ambiente da aeronave, como por exemplo,
altitude e velocidade do ar.
Durante a operação normal do motor, um gerador exclusivo de duas saídas,
normalmente constituído de imã permanente, fornece energia elétrica para cada canal
do EEC.
O alternador tem uma saída para cada canal do EEC, desta forma cada canal
tem independência no fornecimento de energia elétrica.
Durante a partida, quando o alternador não tem rotação suficiente para geração
de corrente elétrica, a alimentação elétrica será fornecida pelo sistema elétrico
principal da aeronave.
Um chaveamento automático acontece quando a tensão gerada pelo alternador
torna-se suficiente para suprir o circuito elétrico do EEC, ocorrendo de forma inversa
quando o motor está em regime de desligamento. Após a retirada da alimentação da
aeronave ambos os canais do EEC, decorridos cinco minutos são desligados.
A alimentação do EEC é desligada a qualquer momento quando acionado o
sistema de extinção de fogo.
Para fins de manutenção em solo e testes do motor, é possível alimentar o
EEC através de uma chave no painel denominado de FADEC GRD PWR.
77
Normalmente é incorporado em um sistema de FADEC um plug, destinado a
fornecer informações sobre os parâmetros do motor.
A finalidade deste plug é informar para o EEC, o tipo de motor, número de
série, parâmetros de propulsão e operação da aeronave.
A utilização do plug habilita uma mesma EEC, para que seja utilizada em
diferentes tipos de motores, como por exemplo, com diferentes parâmetros de
propulsão. Quando um EEC é substituído o plug mantém a informação do motor para
a unidade substituída.
Em modo de operação normal, ambos os canais do EEC podem ser
operacionais, porém somente um controla o motor; o canal oposto sempre monitora a
operação do canal que está controlando o motor.
O termo active channel é usado para indicar o canal que está controlando e o
termo standby channel é usado para designar o canal que está com a função de
monitoramento.
Na ocorrência de falha no canal de controle ou degradação operacional neste
canal, o canal oposto, com a função de monitoração, assume o controle sem perda de
propulsão.
Durante a operação do motor, o EEC seleciona o canal com funcionamento
pleno, é um canal que se baseia em uma lista de prioridade de falhas.
A lista de prioridade de falhas contém falhas críticas como o processador,
memória, alimentação e outras falhas, como exemplo, controlando falhas dos
atuadores, para determinar um canal capaz de manter o controle para o motor.
78
Em intervalos de aproximadamente 30 milisegundos, cada canal dentro EEC,
determina qual canal estará em monitoração ou controle, baseando-se em comparação
entre sua própria funcionalidade e do canal oposto. Cada canal pode tornar-se ativo se
sua funcionalidade estiver aceitável, comparando ao canal oposto.
Da mesma forma poderá se tornar em estado de monitoração se seu estado
funcional estiver inaceitável em comparação ao canal oposto.
No caso de ambos os canais estarem em condições de funcionalidade, há uma
comutação com função de controle entre os dois canais durante o desligamento do
motor. Isto significa que o canal do EEC que realizou o monitoramento da operação do
motor antes do desligamento (standby channel), será o canal de controle da operação
do motor na próxima partida. Em alguns motores, a seleção de monitoração/controle
ocorre quando o motor tiver sido funcionado anteriormente em 76% de N2 e após isto
ocorrer desligamento, N2 inferior a 35%.
Em muitos casos cada canal do EEC é programado com dois modos de
operação, normal e alternado. Quando todos os sensores e atuadores do sistema
operam normalmente o modo normal é ativado. Quando ambos os canais perdem a
capacidade de operar em modo normal, devido à perda de vários sensores, será ativado
o modo alternado/degradado.
Neste caso os canais do EEC, utilizam todas as informações disponíveis para a
realização segura do controle de todas as funções vitais do motor.
A ativação do modo alternado não resultará em perda de propulsão do motor,
porém, a monitoração dos parâmetros do motor pode ser necessária pelo piloto para
prevenir excedentes e parâmetros críticos do motor, como exemplo, N1, N2, EGT.
79
A ativação para operação com modo alternado ocorre automaticamente, isto é
conhecido como redundância de software. Ao ocorrer a ativação do modo alternado
haverá uma indicação para a tripulação.
O piloto também pode selecionar o modo de operação alternado, através de
uma chave seletora na cabine, isto é conhecido como hard redundancy. Como
exemplo, em motores que utilizam o parâmetro EPR, para controlar a propulsão, podese selecionar o parâmetro N1, como um modo alternativo de operação.
5.3.2 Unidade de Relés do Motor – ERU
A unidade de relés do motor permite ao EEC, controlar componentes
alimentados com tensão de 115 Volts diretamente da barra da aeronave. Montado em
um painel de alumínio arrefecido, possuindo conexões de interligação com os canais
do EEC. Como exemplo de utilização, cita-se os autotransformadores de ignição.
80
5.3.3 Alternador de Imã Permanente
Instalado na caixa de acessórios e acoplado ao eixo principal, fornece
alimentação para cada canal do EEC, também fornece o sinal de rotação.
A seguir é ilustrado seu aspecto pela figura 24.
FIGURA 24 – ASPECTO DO ALTERNADOR – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html
(Adaptado)
81
5.3.4 Interfaces EEC – Sinais de Entrada
O EEC utiliza vários parâmetros do motor para calcular os sinais de controle
para realizar ou manter um ajuste de propulsão exigido. A figura 25 apresenta de
forma esquemática alguns sinais de entrada provenientes do motor.
FIGURA 25 - VARIÁVEIS DE ENTRADA MOTOR – 2009
FAN VG
Reheat
Fuel Flow
Compressor VG
Nozzle Area
Main Fuel Flow
Bypass &
Bleed
PLA
ECU
Engine & System Feedback
FONTE: AUTOR
Estes parâmetros são em formato de sinal analógico vindos de vários sensores
instalados no motor. Todos os sensores são duplicados, transmitindo a cada canal do
EEC seu próprio parâmetro.
82
A figura 26 ilustra os interfaceamento do FADEC.
FIGURA 26 – PLANOS DE INTERFACES – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.11
Os parâmetros mais comuns de motor utilizado para cálculo dos sinais de
controle de saída, são:
– Velocidade do motor, tais como: N1 e N2;
– Pressão e temperatura na entrada do compressor;
– Pressão e temperatura na saída do compressor;
– Pressão de saída da turbina;
– Temperatura dos gases de exaustão;
– Fluxo de combustível do motor.
83
Conforme ilustrado pela figura 4, cada canal dentro do EEC recebe os sinais
provenientes dos sensores, os quais são convertidos em sinais digitais através do
conversor ADC. Então, cada canal processa o sinal digital convertido.
Para cada parâmetro medido, os canais do EEC executam uma verificação de
detecção de falha para determinar a validade e a discrepância no valor medido. A
verificação é aplicada através de uma série de testes em cada parâmetro medido e teste
da interface de detecção de falhas.
A comparação de cada valor de parâmetro medido com o respectivo valor do
mesmo parâmetro medido do canal oposto é também executada.
Os canais do EEC também recebem informações dos sistemas da aeronave em
formato digital, analógico e discreto. Os sinais analógicos, exemplo, TLA, ângulo da
manete de aceleração, são primeiramente convertidos para digital, antes de serem
processados. Eles também são verificados da mesma forma aplicada aos sinais dos
sensores do motor.
Os sinais vindos dos sistemas da aeronave são primeiramente processados
pelos circuitos de interface digital, antes de serem utilizados pelo processador do EEC.
Os circuitos de interface digital fornecem isolação elétrica do sistema da
aeronave, conversão de nível e também conversão paralela para serial, estes sinais
normalmente trafegam sobre o barramento de dados seriais, ARINC 429. A validade e
condições destes sinais também são verificadas.
84
5.3.5 Interfaces EEC – Sinais de Saída
Com base em valores medidos e informações adicionais recebidas do sistema
da aeronave, cada canal do EEC, processa seus próprios sinais de controle. Estes sinais
são inicialmente em formato digital. Os sinais são sequencialmente convertidos em
analógicos pelos conversores DAC, e são enviados aos acionamentos dos motores de
torque ou para solenóides que realizam o controle de operação dos componentes
periféricos do EEC.
Ambos os canais do EEC permanecem calculando em todo o intervalo de
tempo, porém somente um estará controlando os sinais de saída, para os atuadores ou
unidades periféricas em um dado tempo.
Os sinais de controles são calculados por cada canal do EEC, porém
continuamente comparados com o sinal calculado pelo canal oposto, através do
barramento de troca de dados.
Normalmente estes valores de sinais deverão ser iguais, porém no caso de
discrepância o EEC determina qual o canal com a melhor funcionalidade passará a
controlar o regime de operação do motor.
85
Os sinais de controle também são utilizados para acionar o sistema de
atuadores, o EEC transmite sinais de dados em formato analógico e digital para outros
sistemas da aeronave. A transmissão de dados inclui:
• Parâmetros usados para controle e indicação do motor;
• Limites de propulsão do motor através de cálculos do EEC;
• Condições do EEC e dados de falhas;
• Informação de manutenção do sistema EEC;
• Parâmetros de longo prazo para verificação do monitoramento de condições
(manutenção).
Antes de serem enviados para o sistema da aeronave os sinais digitais são
processados através dos circuitos de interface de saída, os quais executam as
conversões de níveis de sinais, conversão serial para paralela e isolação elétrica. Os
dados são transmitidos para os sistemas da aeronave através do ARINC 429. As
corretas transmissões dos sinais são também monitoradas pelos canais do EEC.
Sinais analógicos podem ser enviados dos canais do EEC para os sistemas da
aeronave.
Dados digitais processados pelo EEC, são convertidos através do DAC, para
sinais analógicos e transmitidos para os sistemas externos da aeronave.
86
5.3.6 Unidade Hidromecânica
A HMU tem a função de medir o combustível do sistema FADEC, sobre o
controle da EEC em todos os modos. A HMU também incorpora dispositivos de
proteção para limitar o fluxo de combustível para o motor em caso de sobre velocidade
ou para o desligamento do motor. Algumas vezes o termo FMU, é utilizado em
substituição ao HMU. A figura 27 apresenta o aspecto de montagem de uma unidade
HMU.
FIGURA 27 – ASPECTO DA HMU – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html
(Adaptado)
87
A figura 28 ilustra um diagrama de blocos simplificado de uma HMU e como
mostrado na ilustração é utilizado um arranjo de várias válvulas para realizar a função
de controle de combustível.
FIGURA 28 – DIAGRAMA DA HMU – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.15
88
A HMU recebe o combustível pressurizado de uma bomba de alta pressão. Ela
também recebe sinais analógicos das saídas da EEC e modula o fluxo de combustível
para realizar e manter a propulsão desejada do motor. Isto é realizado por meio de uma
servo eletro válvula hidráulica (EHSV) – Electro-hidraulic ServoValve, localizada no
HMU. O termo fuel metering valve (FMV) é utilizado para descrever esta válvula. Um
motor de torque com duplo enrolamento, um para cada canal do EEC, dentro da FMV,
recebe os sinais analógicos da referida saída do canal do EEC, e processa a abertura ou
fechamento de válvulas conforme requerido, modulando o fluxo de combustível para o
motor, desta forma mantendo a propulsão desejada.
Contudo, somente um canal, o ativo, controlando, é que envia sinal para o
motor de torque do FMV em um dado tempo, o canal oposto apenas monitora a
operação de controle.
Os sensores de posição dentro do FMV, enviam sinais de resposta das
posições das válvulas aos canais do EEC. Os canais do EEC utilizam estes sinais de
entrada para processar o sinal de saída necessário para que o motor de torque do FMV
execute o controle em malha fechada e monitore a correta operação do FMV, caso o
canal seja o de monitoramento.
Dois sensores de posição são instalados separadamente, um para cada canal
que os alimentam separadamente. Uma válvula limitadora de fluxo de combustível é
incorporada ao HMU.
Esta válvula é colocada no fluxo de combustível, após a válvula de medição de
combustível e serve como um dispositivo de proteção de sobre velocidade no motor.
89
Durante a operação do motor esta válvula está completamente aberta sem
oferecer qualquer restrição ao fluxo de combustível.
Na ocorrência de sobrevelocidade, detectada pelos sensores do EEC, onde há
um limite excedente de N1 ou N2 e que não pode ser controlada através da válvula de
medição de combustível, a válvula limitadora de fluxo de combustível é acionada
eletricamente por um motor de torque de duas posições para manter um fluxo mínimo
de combustível para o motor. Isto faz com que o motor desacelere para os ajustes de
parâmetros permitidos em N1/N2. O movimento da válvula é realizado por um motor
de torque com dois enrolamentos, um para cada canal do EEC.
Sensores de posição da válvula, como chaves de fim de curso, também enviam
sinais para ambos os canais do EEC sobre sua posição.
Uma válvula de corte de alta pressão de combustível (HPSOV) é também
montada no HMU. Esta válvula quando fechada bloqueia o fluxo e corta o motor,
deste modo a válvula precisa estar aberta para o motor operar.
O ECC controla a operação desta válvula, através de um motor de torque de
duas posições, equipado com duas bobinas e duplo solenóide.
Uma chave localizada na cabine de comando permite a operação manual desta
válvula, permitindo o destravamento quando colocada na posição ON, RUN, e o
fechamento da válvula quando a chave esta na posição OFF ou CUT-OFF.
Além dos sinais elétricos vindos do EEC e da chave principal do motor, a
presença de alta pressão de combustível é necessário para operar, abrir a HPSOV.
90
O sinal vindo da chave principal do motor pode também ser interligado a um
circuito adicional, incorporado no sistema de proteção de fogo para acionar a posição
de fechamento e cortar o motor, quando o piloto aciona a chave do sistema de extinção
de fogo no motor.
Ainda o EEC, recebe sinais de posicionamento da válvula através de sensores
nela incorporados.
Conforme anteriormente explanado, na figura 5, é possível observar o arranjo
da medição de combustível, limitador de combustível e válvula de corte em um típico
HMU. As letras A e B, são utilizadas para definir o controle ou realimentação dos
sinais originários ou transmitidos para o respectivo canal do EEC.
Um sensor de fluxo de combustível de dupla saída informa o fluxo de
combustível atual medido na saída da HMU, para cada canal do EEC.
Esta saída é comparada com o fluxo de combustível comandado pelo EEC,
para assegurar a operação do sistema.
A HMU envia combustível pressurizado para a operação do sistema de
controle de fluxo de ar do compressor e também para o sistema de controle de
Clearance Active da turbina. Este sistema é operado por atuadores hidráulicos com o
combustível como meio hidráulico. A operação deste sistema é controlada pelo EEC, o
qual através de motores de torque posiciona as servo válvulas, provê combustível
pressurizado para os atuadores deste sistema. As servo válvulas podem estar
localizadas no HMU ou nos próprios atuadores.
91
5.3.7 Sensores
O EEC recebe cada informação proveniente do sistema da aeronave ou de seus
próprios sensores, localizados no motor e sensores internos. Ao EEC também chegam
sinais de posição do ângulo da manete de aceleração, nas suas entradas primárias, para
cálculo da propulsão. Normalmente o piloto seleciona o ajuste desejado de propulsão,
através da posição da manete.
O sinal de posição do ângulo da manete é transmitido para sensores que estão
mecanicamente ligados com a manete, e diretamente conectado as entrada apropriadas
na EEC.
Cada canal do EEC utiliza seu próprio sensor em cada manete, um para cada
canal.
Cada sensor envia independente sinal analógico para cada canal do EEC,
proporcionalmente ao ângulo da manete posicionado. A alimentação para o sensor de
cada canal é fornecida pelo próprio canal.
A relação entre o ângulo da manete de controle, ângulos da manete de reverso
e do ângulo do resolver estão a seguir especificados.
A precisão da unidade de controle de aceleração, considerando o erro entre a
posição mecânica da manete e do sinal de indicação (TRA) fornecido pelo resolver é
de 0,5 TRA. A máxima discrepância entre os sinais gerados pelos dois resolvers é de
0,25 TRA.
92
O resolvers do TLA operam em dois dos quatro quadrantes:
• O primeiro quadrante serve para ângulos positivos;
• O segundo quadrante serve para ângulos negativos;
• Os outros dois quadrantes não são utilizados.
Cada manete possui dois resolver os quais enviam sinais do ângulo para o
EEC. Caso os dois resolvers apresentam valores discordantes ou falhem:
- Em solo – O motor é limitado a marcha lenta;
- Em voo – A propulsão do motor permanece ajustada pela última posição de
ângulo válida da manete. Se o motor desliga e parte novamente, a propulsão será
limitada à marcha lenta.
As figuras 29 e 30 ilustram um sistema típico de transmissão do ângulo da
manete de potência, para cada canal através de transdutores síncronos, conforme a
figura 31 a seguir. O movimento da manete é transmitido mecanicamente a um
resolver, através do rotor.
93
FIGURA 29 – SENSORES DE MANETE – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.17 (adaptado)
FIGURA 30 – ACIONAMENTO DAS MANETES – 2008
Fonte: LBP, p.12
94
FIGURA 31 – TRANSDUTOR TIPO RESOLVER – 2008
Fonte: LBP, p.2
O Air Data Computer da aeronave fornece as informações de altitude, número
de Mach e temperatura total do ar (TAT), em formato digital através de uma rede de
dados como a ARINC 429.
Outros sistemas da aeronave fornecem entradas adicionais, em forma discreta
ou em formato digital, como exemplo, a demanda de ar sangrado para o sistema anticongelamento, a configuração do sistema de ar condicionado, que afetam a operação
do motor.
O EEC utiliza todas as informações fornecidas pelos sistemas da aeronave
para calcular os sinais de controle para a correta medição do combustível ao motor e
para o controle do fluxo de ar através das seções de compressão do motor durante uma
mudança em voo ou condição ambiente.
Os sensores do sistema interno do FADEC são colocados em localização
específica no motor e fornecem parâmetros e medidas do motor tais como as
temperaturas, pressões, velocidade do motor e fluxo de combustível.
95
Como no caso dos parâmetros do sensor de ângulo da manete de aceleração, é
necessária a alimentação para cada sensor, como exemplo o resolver, transdutores de
variação linear e diferencial e transdutores de rotação variável diferencial, é necessário
que cada canal use o sensor respectivo.
Os parâmetros típicos medidos pelo sistema de sensores internos são:
• Velocidades do motor tais como N1 e N2;
• Pressão e temperatura de entrada do compressor;
• Pressão e temperatura de saída do compressor;
• Pressão de saída da turbina;
• Temperatura dos gases de exaustão;
• Fluxo de combustível do motor.
A medição de temperatura usa elementos resistivos compostos por fio de
platina para medir baixas temperaturas, considerando a medição de altas temperaturas
são utilizados termopares de cromo-alumel.
Para medir a pressão se emprega transdutores que convertem pressões em
sinais eletrônicos analógicos, proporcionais a pressão medida. Todos estes sinais são
convertidos em formato digital para serem utilizados pelo EEC.
O EEC, também transmite através da ARINC-429 alguns dos parâmetros
medidos para outros sistemas da aeronave, como os displays e controles, exemplos,
N1, N2, EGT.
96
5.3.8 Sistema de Controle de Fluxo de Ar do Compressor
O termo sistema de controle de fluxo de ar do compressor refere-se ao sistema
que é empregado para otimizar e proteger o motor durante a operação de modo a
assegurar um fluxo de ar adequado através dos vários estágios do compressor. Esses
sistemas incluem a variação da palheta fixa VSV, a VBV, válvulas da sangria variável
e o sistema de sangria de partida do motor. Cada um destes sistemas são controlados
independentemente pelos seus próprios atuadores. Os atuadores são eletricamente
controlados pelo EEC e hidraulicamente atuados com pressão de combustível, servo
pressurizado pela HMU.
Nas suas operações o EEC mede a temperatura e pressão do ar do compressor
em vários estágios, e ativa os sistemas se necessário. Isto é conseguido utilizando um
motor de torque para abrir ou fechar válvulas localizadas no próprio atuador ou no
HMU, que por sua vez controla o fluxo de combustível servo pressurizado do HMU.
Os atuadores se movem sobre controle hidráulico, para operar os vários sistemas de
controle de fluxo de ar do compressor. Sinais de resposta são fornecidos do atuador
para cada canal do EEC para verificar o correto funcionamento dos sistemas.
97
5.3.9 Sistema de Controle de Turbine Active Clearance
O sistema de controle de turbine active clearance utiliza ar frio do motor fan
ou de um turbo fan e fornece resfriamento para os alojamentos de alta e baixa pressão
a fim de assegurar o controle das lâminas, melhorando o rendimento do motor e
maximizando o tempo de vida da cobertura da turbina.
Este sistema tem atuadores próprios e são controlados eletricamente por um
EEC e hidraulicamente atuados por combustível pressurizado pela HMU.
O EEC calcula o resfriamento necessário, usualmente em função da altitude e
da velocidade N2 do motor e através de motor de torque eletricamente posiciona uma
servo válvula localizada no HMU ou no próprio atuador. Esta válvula permite então
que o fluxo de combustível pressurizado opere hidraulicamente o atuador. O atuador
permite o fluxo de ar frio para o alojamento de alta e baixa pressão da turbina. O ar
frio reduz a temperatura e a expansão térmica dos gases. Sinais de respostas são
provenientes do sistema dos atuadores para cada canal do EEC, proporcionando ao
EEC a verificação da operação correta do sistema.
O sistema de controle de turbine active clearance é também subdividido em
dois subsistemas, o de controle de turbine active clearance de alta pressão (HPTACC)
e controle de turbine active clearance de baixa pressão (LPTACC). Em alguns casos
são utilizados atuadores separadamente para cada subsistema. Os atuadores são
controlados eletricamente pelo canal do EEC e hidraulicamente acionados pela pressão
de combustível pressurizado na HMU.
98
5.3.10 Sistema de Controle de Partida do Motor
Uma típica seqüência de partida de motor a reação de duplo estágio começa
com a rotação (aceleração) da haste do estágio de alta pressão (N2) por um motor de
partida elétrico ou pneumático. Isto provoca o movimento de ar dentro do compressor
de alta pressão, desta forma a câmara de combustão recebe um incremento gradual de
pressão.
Quando o motor alcança a velocidade necessária em N2, ignição e controle de
combustíveis são ativados. Nesta direção ambos, ar comprimido e combustível são
fornecidos para a câmara de combustão onde os ignitores descarregam alta tensão. Os
gases quentes produzidos adentram os componentes da seção da turbina e causam um
gradual aumento de velocidade.
Em um momento posterior, o motor de partida é desacoplado e continua
acelerando sobre sua própria potência, até atingir a marcha lenta, quando a operação
do motor se estabiliza e se torna auto-sustentado.
Em um motor equipado com FADEC, este sistema monitora e controla o
suprimento de combustível para o motor durante a fase de partida. Nesta fase, o
sistema fornece combustível para o motor de acordo com o pré-programado e assegura
uma suave aceleração para o motor, até a velocidade de marcha lenta.
O canal ativo do EEC, que controla o motor, opera a válvula de corte da HMU
e o combustível medido através da válvula, realiza um controle preciso do combustível
durante a fase de partida.
99
Em alguns motores o sistema FADEC incorpora o controle funcional que
permite uma partida automática do motor associada a limites de proteção. Nestes
casos, o canal ativo do EEC, possibilita sinais de controle adicional para circuitos
externos, que por sua vez, controlam a partida do motor, elétrica ou pneumática e os
circuitos de ignição do motor.
5.3.11 Controle de Propulsão Reversa
Em um motor a reação a propulsão reversa é realizada através da geração dos
gases do motor em fluxo reverso ao de propulsão. Isto é conseguido utilizando um
sistema de reversão de propulsão o qual bloqueia o fluxo normal dos gases e
redireciona-o para frente.
Este acionamento é realizado pelo piloto através da manete de aceleração que
possui as posições de reverso, que por sua vez são monitoradas pelo EEC.
Este sistema utiliza superfícies defletoras especialmente projetadas as quais
são instaladas na seção traseira do motor.
Em operação normal as defletoras de gás estão retraídas e permitem o fluxo
livre dos gases do motor, com direção da seção dianteira para a traseira. Quando se
torna necessário a utilização da propulsão reversa, as superfícies defletoras são
acionadas, bloqueando o fluxo normal dos gases e redirecionando, desta forma, em
direção oposta.
100
Sendo assim cria-se uma força de desaceleração diminuindo a velocidade da
aeronave. Quando a superfície defletora é completamente acionada o motor também
deve sofre um aumento de propulsão pela ação dos gases produzidos, assim sendo há
uma força de desaceleração atuando na aeronave.
O sistema de reversão é eletricamente acionado e ativado hidraulicamente pela
pressão de óleo hidráulico do sistema da aeronave.
Os sinais elétricos controlam o fluxo de fluído hidráulico para os atuadores
localizados nos motores, que por sua vez controla a abertura e retração das superfícies
defletoras de propulsão reversa, que estão mecanicamente anexas aos atuadores.
Circuitos elétricos de intertravamento previnem a operação de acionamento das
superfícies defletoras durante o voo.
Em aeronaves equipadas com FADEC, este realiza o comando da operação.
A figura 32 ilustra um diagrama de blocos simplificado de um sistema de
reversão de propulsão gerenciado por um FADEC.
101
FIGURA 32 – CIRCUITO DE REVERSÃO – 2007
FONTE: TRIGKAS, p.20 (adaptado)
102
Conforme ilustração da figura 32, observa-se que o sistema de propulsão
reversa, consiste de duplo canal do EEC, uma unidade de controle hidráulica (HCU),
atuadores hidráulicos, superfícies defletoras de gases, atuadores associados a operação
e sensores de posição.
O sistema recebe sinais de entrada provenientes da manete de potência e do
sistema lógico de dados indicando a situação da aeronave, voando ou em solo.
A unidade de controle hidráulico recebe o fluído pressurizado do sistema
hidráulico principal e comandos através de sinais elétricos do canal A ou B do EEC.
Estes sinais elétricos acionam solenóides que por sua vez controlam a operação de
isolação e das válvulas direcionais no HCU.
A abertura ou fechamento destas válvulas controlam o fluxo de fluído
hidráulico no sistema de atuadores, que se movem no sentido de acionamento ou
retração das superfícies defletoras.
A correta operação das defletoras de gases é conseguida pelo EEC, através de
sensores nelas instalados.
Ao ser acionada a manete de reversão, o sistema aciona a superfície defletora
para abertura, caso haja a condição de operação permitida pelo sinal lógico de
aeronave no solo, assim é pressurizado o óleo hidráulico para acionamento dos
atuadores das superfícies.
A unidade de controle hidráulico é supervisionada pela instalação de dois
sensores de pressão, um para cada canal do EEC.
103
O EEC controla toda a propulsão gerada pelo motor durante todas as fases de
operação incluindo a reversão. Quando a operação de reversão é selecionada, o
controle do motor pelo EEC ajusta a potência do motor para marcha lenta
primeiramente, após ajusta a propulsão conforme o comando imposto a manete,
incrementando a potência e desta forma produz força de desaceleração.
Caso haja uma falha no acionamento da superfície defletora o EEC não
incrementa propulsão no motor, prevenindo um possível dano.
Durante a etapa de retração da defletora o EEC, comando a propulsão do
motor para marcha lenta.
5.3.12 Operação
O EEC estabelece a potência do motor diretamente através de controle closedloop (malha fechada) do EPR, razão de pressão do motor ou velocidade de N1 se
aplicável ao tipo de motor (EPR ou N1 são normalmente utilizados para controle de
potência). O controle closed-loop, é definido como um controle onde o sinal de saída
retro alimenta a entrada, para prover correções.
Dependendo do motor, se utiliza EPR ou N1 como parâmetro de controle de
potência, estes parâmetros são calculados em função de:
• Ângulo da manete de aceleração (TLA);
• Altitude;
• Numero de Mach;
• Temperatura total do ar (TAT).
104
O FADEC executa uma tabela pré-programada de vazão de combustível para
obter o apropriado EPR ou N1, para vários ângulos da manete de aceleração e também
para qualquer escolha da posição da manete durante uma mudança de voo ou condição
ambiente.
Para cada valor de ângulo da manete de aceleração, o EEC automaticamente
calcula e mostra o referido valor previsto para EPR ou N1, baseando-se em condições
atmosféricas presentes, altitude da aeronave e velocidade do ar.
O FADEC pode operar e controlar o motor através do comando de
autopropulsão ou pelo sistema de gerenciamento de propulsão. Esta seleção ocorre
através de uma chave seletora localizada no painel de comando da cabine, e esta
informação é passada ao EEC, através de sinal discreto via rede ARINC 429.
Quando for acionada a opção autopropulsão o EEC calcula os ajustes para a
função de gerenciamento de propulsão incorporada ao Flight Management and
Guidance Computer (FMGC) da aeronave.
Neste caso se a manete de aceleração permanecer estacionária, o sistema de
propulsão não irá obedecer ao valor do ângulo e sim dos parâmetros pré-ajustados para
a condição. As manetes terão seu ângulo alterado por servos motores, conforme o
cálculo realizado pelo EEC.
105
O FADEC tem várias vantagens em relação ao HMU, algumas delas são:
– Ele fornece uma melhor eficiência de combustível por ajustar a operação
otimizada do motor, baseando-se em atuais condições de operação e a
necessária sangria de ar;
– Reduz o número de parâmetros para serem monitorados pela tripulação,
reduzindo a carga de trabalho;
– Possui sistema de proteção automática do motor e operação fora de
tolerância, excedendo parâmetros críticos do motor, como velocidade dos
rotores e temperaturas ao longo dos caminhos dos gases;
– Permite a operação mais segura dos motores pela arquitetura de duplos
canais do EEC, também devido ao alto número de parâmetros monitorados,
possibilitando a operação com sistema de tolerância a falhas, ou seja, o
sistema pode operar com confiabilidade e limites de segurança, com certas
falhas presentes;
– Permite o desempenho do motor com precisão controlando o fluxo de ar e o
ACC, comparado com o sistema convencional;
– Assegura proteção para o motor durante as fases de partida. Propicia uma
marcha lenta constante com mudanças nas condições atmosféricas e nível
de demanda do ar de sangria;
– Facilita o ajuste do motor após substituição de algum componente do
motor;
– Proporciona maior repetitibilidade das transições do regime do motor,
aceleração ou desaceleração;
– Gerenciar respostas automáticas das aeronaves, quando em condições de
emergência, em caso de stall, a propulsão do motor aumenta
automaticamente.
106
A figura 33 apresenta o aspecto de um display de indicação de propulsão.
FIGURA 33 – ASPECTO DO DISPLAY – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html
(Adaptado)
5.3.13 Gerenciamento de Falhas
O EEC possui uma hierarquia de gerenciamento lógico de tolerância a falhas,
nenhuma ou falhas múltiplas. A mesma lógica é empregada para determinar o canal de
controle, caso este perca a capacidade será automaticamente transferida a função ao
canal oposto que fazia a monitoração.
A perda de um simples sinal de sensor não resulta em comutação de canal,
neste caso o canal receberá a informação do sensor acoplado ao outro canal através da
comunicação cruzada entre os canais.
No caso de ambos os sensores dos canais falharem, o EEC utiliza informações
sintetizadas utilizando parâmetros disponíveis. Caso não haja dados disponíveis para
sintetizar os valores o canal é comutado.
107
Por exemplo, se for perdido o valor do sensor de EPR, o motor funcionará
com o parâmetro de N1.
Caso o canal de controle falhe ao controlar um de seus componentes
periféricos, pode ser acionada uma chave seletora e o motor continuará a ser
controlado pelo canal oposto. Na falha de ambos os canais os motores de torque ou
solenóides são desenergizados e as molas de retorno posicionam os componentes
eletros hidráulicos e mecânicos para uma posição de falha segura.
Como exemplo, se o fluxo de combustível for a mínimo, as palhetas do estator
movem-se para a posição totalmente aberto e o ACC é desligado.
O EEC possui extensivas rotinas de auto testes que são continuamente
ativadas. Rotinas de Built-in Test Equipment (BITE) detectam e isolam falhas dentro
do EEC e nos componentes de saídas e entradas de sinais.
O aspecto de um display BITE é apresentado na figura 34 a seguir.
FIGURA 34 – DISPLAY DE BITE – 2009
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html
(Adaptado)
108
Falhas ocorridas em voo são armazenadas em memórias não voláteis, que
permitem a análise durante a manutenção em solo ou na oficina de reparo.
O EEC também é capaz de isolar a causa de falhas e indicar se as falhas têm
origem em si mesmo, em um sensor ou atuador. Permite uma manutenção em voo ou
em solo.
109
6 ANÁLISE DA CONFIABILIDADE
O termo confiabilidade significa a probabilidade de um determinado
sistema desempenhar sem falhas uma missão durante um período determinado. A
confiabilidade é um atributo inerente ao projeto do produto e representa a
capacidade potencial que deveria ser atingida em condições habituais, desde que
fabricado exatamente conforme projetado e operado e mantido exatamente nas
condições prescritas.
A análise da confiabilidade de um sistema engloba todas as falhas,
incluindo as relacionadas com segurança.
6.1 ASPECTOS DA CONFIABILIDADE
• A necessidade de se definir as funções para as quais o produto foi
projetado.
• A necessidade de se definir o que se entende por um desempenho
satisfatório (especificação de desempenho, definição de falha).
• A necessidade de se definir as condições de operação (temperatura,
vibração, altitude, etc.).
• A necessidade de se definir o período de tempo durante o qual o produto
deve funcionar bem (isto é, número de horas, ciclos, etc.).
• Tempo de missão.
110
6.2 CONFIABILIDADE DO SISTEMA FADEC
A evolução dos motores aeronáuticos de turbina a gás levou à crescente
demanda dos sistemas de controle no motor para aumentar a propulsão e melhorar o
consumo de combustível. Estas exigências levaram a uma utilização generalizada de
sistemas de controle eletrônico. As primeiras gerações de tais sistemas, que utilizou o
conceito de supervisão, foram introduzidas na década de 1970 e pode ser ainda
encontrado em um número de aeronaves em operação. É usado na versão de motores
JAS que está ainda em funcionamento. O conceito de supervisão não obedece
inteiramente as exigências da maioria dos motores modernos, porém, o que levou na
década de 1980 para o conceito Full Authority Digital Electronic Control (FADEC).
Um sistema FADEC controla todas as funções exigidas do motor e introduz uma série
de melhorias, tais como:
• A possibilidade de implementar sofisticadas técnicas de modernas
teorias de controle, técnicas que podem tanto aumentar o desempenho
quanto a confiabilidade;
• Uma redução de peso, devido ao uso limitado de HMU;
• A possibilidade de implementação integrada de apoio à manutenção, o que
reduz os custos de manutenção e melhora a confiabilidade do sistema.
111
Tal como estes exemplos indicam, o sistema FADEC apóia esforços para
aumentar o desempenho, confiabilidade e reduções no custo global. Os sistemas
FADEC estão atualmente em operação em um número de aeronaves, de que são
exemplos: o novo avião militar F-18E / F e Eurofighter e os civis Airbus 320, 321 e
Boeing 777.
Na operação de aeronaves equipadas com mais de um motor, uma simples
falha em uma dos motores não leva a uma situação catastrófica. As aeronaves podem
ainda continuar a operar com um só motor, embora com desempenho degradado. No
entanto, em uma operação monomotora, as conseqüências deste tipo de anomalia são
realmente catastróficas. Assim, a introdução do sistema FADEC em aeronaves
monomotoras coloca duras restrições sobre a confiabilidade do FADEC. A
confiabilidade de simples componentes é da ordem 10-3 h-1. Este número não é bom o
suficiente para a aeronave e implica que o sistema deve ser tolerante a falhas. A falha
de todo e qualquer componente não pode ser permitida, pois pode causar uma falha em
todo o sistema.
A análise é restrita a defeitos em peças eletrônicas, isto é, sensores, unidades
de computação e processamento, bem como a parte eletrônica do atuador das servo
válvulas. Daí as inevitáveis unidades hidromecânicas que constituem as partes
mecânicas de um sistema FADEC não serem consideradas.
Além disso, apenas os componentes que são críticos de segurança são tidos em
conta na análise. Falhas que ocorram nestes componentes são supostos serem
permanentes e independentes.
112
6.2.1 Descrição dos Ensaios
Os dois projetos tolerantes a falhas estão supostos nos modelos apresentados
na figura 35 e figura 36.
FIGURA 35 – FADEC COM DOIS CANAIS – 1998
FONTE: HJELMGREN, p.3
FIGURA 36 – FADEC COM HMU DE BACKUP – 1998
FONTE: HJELMGREN, p.3
113
O hardware básico de um simples canal, chamado de Módulo de Controle
(CM), não diferiu entre os dois sistemas modelados. Ele consiste por uma Unidade de
Entrada (UI), uma Unidade Computação (CU), e uma Unidade de Saída (UO).
A entrada para os módulos de controle (CM) é produzida por sensores redundantes
medindo os parâmetros necessários de controle. As leis de controle são calculadas nas
Unidades de Computação, e os resultados são convertidos, amplificados e dados como
saída para o atuador das servo válvulas. Para atingir um elevado nível de
tolerância a falhas, os sistemas são projetados para permitir que cada um dos módulos
de controle possa acessar cada um dos sensores redundantes, bem como acesso a cada
atuador da servo válvula. O controle de parâmetros que são medidos e controlados e
que são críticos de segurança para o motor é apresentado no quadro 1. A diferença
entre os sistemas, é que em sistema de um canal (também chamada de sistema misto),
um canal eletrônico é substituído por um backup hidromecânico.
QUADRO 1 – PARÂMETROS CRÍTICOS – 1998
PARÂMETROS MEDIDOS POR
SENSORES
PARÂMETROS CONTROLADOS POR
ATUADORES
FGV - Geometria variável do ventilador
FGV - Geometria variável do ventilador
CVG - Geometria variável do compressor
CVG - Geometria variável do compressor
PS3 - Pressão estática da descarga do
compressor
A8 - Bicos de exaustão variáveis
WFM - Combustível principal
WFM - Combustível principal
FONTE: HJELMGREN, p.3 (adaptado)
A necessária tolerância à falhas é alcançada pela adição de hardware extra,
pela implementação de mecanismos de detecção de erro e auto testes. Ambos, no
duplo-canal e no simples-canal são implementados auto testes no programa e
executados na unidade de computação de cada módulo de controle.
114
6.2.2 Descrição Funcional de Configuração de Duplo-Canal
No conceito de duplo canais, um dos CM (mestre) é o responsável, isto é,
controla os atuadores. No caso de um erro no módulo principal, o controle é passado
para o outro CM, e o módulo com falha é desconectado. Um erro no módulo de espera
resulta apenas em uma desconexão. Existe naturalmente uma pequena probabilidade
do módulo não detectar um erro em si, embora não haja um erro. Supõe-se que a
probabilidade do canal principal é 0,99. A compreensão da probabilidade é a
probabilidade para detectar, localizar e manusear adequadamente uma componente
com falha. (Para manusear um componente com falha corretamente, significa a
comutação para um componente em espera).
A seguir estão os principais eventos para uma falha crítica no caso de duplocanal. As intensidades são dadas no final:
•
Dois sensores ou atuadores do mesmo tipo falham durante a mesma
missão;
•
Os dois canais eletrônicos falham durante a mesma missão;
• O canal principal falha e o canal de espero não é selecionado;
• Apagamento do motor – Se o excitador falhar e após isto apagar a chama.
115
6.2.3 Descrição Funcional do Sistema de Canal Misto
A tolerância à falhas deste sistema é baseada em um único módulo que tem
capacidade para detectar um erro em si mesmo e para desconectar de uma forma
controlada. No caso de um erro no canal eletrônico, o controle é passado para a
unidade hidromecânica, e os módulos com falha desconectos. A compreensão da
probabilidade
canal
eletrônico
é
também
assumido
como
0,99.
O backup hidromecânico está sempre em prontidão. É inspecionado após cada
missão. Isto significa que a unidade se decompõe na primeira missão após uma
inspeção, o piloto irá, inconscientemente, voar as próximas nove missões sem um
backup.
As principais razões para a um sistema de simples-canal falhar são:
• Apagamento do motor – se o excitador falhar e após isto apaga a chama;
• Dois sensores do mesmo tipo falhar durante a mesma missão;
• O canal eletrônico falha e o backup hidromecânico está avariado - ou avarie
durante a mesma missão;
• O canal ativo e o backup hidromecânico não funcionam.
116
6.3 PRESSUPOSTOS GERAIS E INTENSIDADES DE FALHA
Para ser capaz de modelar o sistema e obter resultados a partir destes modelos,
algumas suposições são necessárias:
Cada componente falha independentemente de qualquer outro componente.
Deste modo, os diferentes subsistemas - controle módulos (incluindo os componentes
eletrônicos das servo válvulas) e sensores (CVG, FVG, PS3 e WFM) – falham
independentemente do outro
Cada missão de voo é suposta ser de duas horas.
Taxas constante de falhas. A hipótese de taxas de falhas constante significa
ignorar a possibilidade de que a probabilidades de falhas são maiores durante
determinadas fases do voo da missão. Por outro lado, significa que a distribuição do
tempo para a falha de um componente é exponencial e que qualquer tipo de problema
por desgaste é ignorado.
Reparação perfeita das peças eletrônicas. Isto significa que o sistema é tão
bom como novo. Após cada missão de voo, isto é, assumido que são inspecionados
depois de cada missão e para todos os defeitos são reparados com sucesso. Note-se que
este não é o caso para a unidade hidromecânica de backup;
O backup hidromecânico está em prontidão. Ele é inspecionado após cada
missão, e é então reparado se necessário.
Falhas de hardware permanente. Todas as falhas são supostas ser permanente,
sem possibilidade de reparação após a missão seguinte, quando todas as falhas são
reparadas.
117
O fator de compreensão a ser assumida é 0,99 para o canal principal do
sistema de duplo-canal. A compreensão da probabilidade do canal eletrônico do
sistema misto também é assumida como sendo 0,99.
Compreensão do sensor. Se um sensor falhar, o módulo de controle pode
receber o sinal incorreto. Contudo, existem mecanismos de detecção e com uma
probabilidade elevada (0,999), assumindo que é possível conceber uma falha do
sensor, ou seja, escolher a valor correto. Este elevado grau de probabilidade é também
explicado pelo fato de que muitas vezes é critico se houver um grande desvio em
relação ao valor correto.
Os sensores secundários e atuadores podem ser considerados como estando em
plena prontidão, mas estes devem ser verificados antes de cada missão.
A probabilidade assumida para os atuadores como sendo 1,00. Isto implica
que ambos os atuadores de um tipo tem que deixar de causar uma falha do sistema.
Com relação a análise do corte da chama do motor, é assumido como apagado,
quando a chama apaga-se durante as missões.
As seguintes taxas de falhas são utilizadas na modelagem, conforme quadro 2
a seguir.
QUADRO 2 – TAXAS DE FALHAS – 1998
COMPONENTE
Sensores de CVG e FVG
Sensores PS3 e WFM
Todos os atuadores
Unidade de entrada
Unidade de comparação
Unidade de saída
Unidade HMU backup
Excitador do motor
FONTE: HJELMGREN, p.5 (adaptado)
RAZÃO
0,002
0,005
0,0005
0,002
0,002
0,001
0,0001
0,002
118
6.4 CONTROLES DO MOTOR – REQUISITOS E AMBIENTE
Os parâmetros apresentados a seguir são referencias apresentadas no REMM
(Reliability Enhancement Methodology and Modelling) Seminar, na Universidade de
Warwick, em 21 de setembro de 2004.
Parâmetros para motor a reação equipado com sistema FADEC, de aplicação
comercial:
• Ambientes típicos para motores comerciais;
• Extremos de temperatura;
• Operação: -55 a 100°C;
• Fora de operação: -65 a 125°C;
• Extremos de vibrações;
• Baixa frequência: <5g;
• Geral: 20g;
• Blade passante:50g;
• Requisitos de serviço: Vida 25 anos - 100.000 h operação;
• Confiabilidade: 30.000 h (tempo médio entre falhas)
(33 falhas/milhão de horas)
119
7 CONCLUSÃO
Este trabalho, em seu desenvolvimento, buscou compreender a aplicação da
engenharia de controle como função primordial para os modernos motores a reação
empregados em aeronaves comerciais, que devem permitir aos seus operadores uma
vantagem econômica em termos de consumo e isenção de panes, propiciando a
despachabilidade em índices economicamente viáveis para a continuidade de seu
negócio.
Buscou-se analisar todos os aspectos de aplicação, implementação e
requisitos de projetos para atender um exigente mercado de produtos de altíssimo valor
agregado.
Foi possível compreender, no que se refere a confiabilidade do sistema, que
seu tempo médio entre falhas é alto e torna o projeto viável para uma aplicação que se
espera cumprir requisitos de aeronavegabilidade, controle redundante e sobretudo uma
flexibilidade de utilização em produções seriadas. Com essa compreensão é possível
concluir que o projeto de um sistema de controle será eficaz se for amparado por dados
do fabricante da estrutura da aeronave, incluindo envelopes de operação, modalidades
operacionais e requisitos exigidos pela autoridade aeronáutica do país detentor do
projeto de tipo.
O sistema FADEC apresenta alta flexibilidade de utilização, dispondo de
recursos que diminuem a carga de trabalho da tripulação, condições otimizadas de
operação em um cenário de adversidades.
120
Potentes processadores com confiabilidade intrínseca são aplicados para
equipar as unidades de processamento de sinais e interpretação de panes, que são
reportadas a tripulação ou mesmo armazenadas em áreas de memória não voláteis,
permitindo a manutenção destes parâmetros durante a leitura dos registros de panes,
com o objetivo de rastrear disfunções e tendências impróprias de operação.
Observa-se a alta difusão de sistemas computadorizados auxiliando nas etapas
de projetos e modelamento de tipos, propiciando uma economia de tempo no projeto e,
por conseguinte os custos de desenvolvimento e etapas de prototipagem.
O correto interfaceamento entre as tecnologias mecânicas e do controle
eletrônico é mediada pela vasta gama de sensores disponíveis e aplicáveis, cobrindo as
mais diversas funções no que tange a medição de temperatura, pressão, velocidade e
posicionamento de cinemáticas.
Em última análise, um sistema de controle de propulsão aeronáutica com
ênfase no FADEC tem seu desempenho baseado em efeitos físicos e dinâmicos que
são modelados em tratamentos matemáticos dentro do processador que interpreta
digitalmente os parâmetros e respostas para a periferia de controle, comunicando-se
através de laços de controles, quase em sua totalidade, em malha fechada.
121
REFERÊNCIAS
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.4 maio 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.5 junho 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.6 julho 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.7 agosto 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.8 setembro 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.9 outubro 2008. U.S.A:
SAE Internacional.
AEROSPACE. engineering & manufacturing. Volume 28, n.10 novembro/dezembro
2008. U.S.A: SAE Internacional.
AIRBUS. Aircraft Maintenance Manual. Engine Fuel and Control – General –
Description and Operation, IAE V2500. 73-00-00. ed. 101-199, 251- 299, França,
2002.
AIRBUS. Aircraft Maintenance Manual. Distribution – Description and Operation,
IAE V2500. 73-10-00. ed. 101-199, 251- 299, França, 2002.
AIRBUS. Aircraft Maintenance Manual. Controlling – Description and Operation,
IAE V2500. 73-20-00. ed. 101-199, 251- 299, França, 2002.
AIRBUS. Aircraft Maintenance Manual. Functional Interfaces – Description and
Operation, IAE V2500. 73-25-00. ed. 101-199, 251- 299, França, 2002.
AIRBUS. Aircraft Maintenance Manual. Indicating – Description and Operation, IAE
V2500. 73-30-00. ed. 101-199, 251- 299, França, 2002.
ARINC429. Specification Tutorial. V1.1. AIM GmbH, Julho 2001.
AVIATION MAINTENANCE. USA, 5. ed. AccesIntelligence, LLC, maio 2008, v. 7.
122
AVIATION MAINTENANCE. USA, 8. ed. AccesIntelligence LLC, agosto 2008,
v. 27.
AVIATION MAINTENANCE. USA, 12. ed. AccesIntelligence LLC, dezembro 2008,
v. 27.
AVIATION MAINTENANCE. USA, 1. ed. AccesIntelligence LLC, janeiro 2009,
v.28.
Book 1, Module 14 Propulsion – Avionics. Jet Engine Configuration Fadec, edição 2
22, Inglaterra: LBP, 2008.
Book 2, Module 14 Propulsion – Avionics. Engine Instrumentation, edição 2 22,
Inglaterra: LBP, 2008.
Book 5, Module 15 Fuel. Engine Fuel Control Systems Electronic Control Fadec,
edição 4 46, Inglaterra: LBP, 2008.
CUMPSTY, Nicholas. Jet Propulsion. 2. ed. New York: Cambridge, 2003.
GE AIRCRAFT ENGINES. Jet Engines And Propulsions On Systems For Engineers.
Editado por Thaddeus W. Fowler, University of Cincinnati: USA, 1989.
GROOVER, Mikell P. et al. Robótica. São Paulo: McGraw-Hill, 1988.
HJEIMGREN, K. et al. Reliability analysis of a single-engine aircraft FADEC. USA,
1998.
HOMA, Jorge M. AERONAVES E MOTORES. Conhecimentos Técnicos. 12. ed. São
Paulo: ASA, 1992,
HÜNECKE, Klaus. Jet Engines. Fundamentals of Theory, Design and Operation.
England: Airlife, 2008.
MOREY, Bruce. Clean, quiet commercial propulsion. Aerospace engineering &
manufacturing, U.S.A. p.26-29, Maio 2008.
PALADY, Paul. FMEA: Análise dos Modos de Falhas e Efeitos: Prevendo e
Prevenindo Problemas Antes que Ocorram. São Paulo: IMAM, 1997.
RANGE COMMANDERS COUNCIL. Instrumentation Engineers Handbook. USA,
dez. 2005.
ROLLS-ROYCE plc, The Jet Engine. 5. ed. Derby: Inglaterra, 1996.
123
SAINTIVE, Newton Soler. Aerodinâmica de Alta Velocidade. 5. ed. São Paulo: ASA,
1998.
SCHIAVO, Acyr Costa. Motores à Reação. Rio de Janeiro: Edições EAPAC, 1978.
TOTAL TRAINING SUPPORT. FADEC for EASA Part-66, 2.ed. Total Training
Support Ltd, 2007.
TREAGER, Irwin E. Aircraft Gas Turbine Engine Technology, 2.ed. New York: Ed.
GLENCOE, 1992.
TRIGKAS, Dimitrios. ENGINE SYSTEMS ES-14-02. Full Authority Digital Engine
Control FADEC Training Notes. 2007.