Sistema de Combustible | Reactores

Es el sistema que se encarga de acumular, distribuir y regular el combustible que es necesario para el funcionamiento de los motores y APU instalados en el avión. El combustible también es empleado en muchos sistemas, para intercambiar calor con otros fluidos tales como aceite, hidráulico o refrigerar partes calientes.  

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Acumulación y distribución

El combustible se acumula en depósitos ubicados en las alas y en aviones grandes en la sección del fuselaje a la altura de los planos. El número de depósitos es variable y depende del de avión y tipo de vuelos que realice.  

Normalmente los depósitos de combustible alares (y a menudo también el central en el fuselaje) forman parte de la estructura del avión y se les denomina depósitos integrales. Aunque existen también depósitos externos que normalmente son empleados en la aviación de caza para darle más autonomía a aeronaves pequeñas (poseen poco lugar para acumular combustible) con consumos que llegan a duplicar los de un avión comercial.

Para evitar riesgos de explosión o fuego por descargas de electricidad estática en las operaciones de carga y descarga, tanto el avión como la cisterna a la que se conecta deben estar conectados a masa (tierra) adecuadamente.

El reabastecimiento (y vaciado) se realiza por las bocas de llenado situadas en la parte inferior de las alas y se controla mediante un panel ubicado cerca del borde de ataque de la parte inferior del ala o en la zona ventral del fuselaje.

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La carga de combustible de los depósitos puede controlarse en modo automático o manual. También es posible realizarla por gravedad por las bocas de carga situadas en la parte superior de los depósitos alares pero es el método menos empleado porque el tiempo de carga es superior al reabastecimiento que se realiza con la manguera de presión. Para el control automático es necesario que estén energizados (con corriente eléctrica) los indicadores y las electroválvulas de entrada (Fuel Shutoff Valves) y corte de combustible. Al abrir la electroválvula de entrada correspondiente el combustible impulsado por la bomba de la cisterna pasa al depósito del avión.

En los depósitos existen unos sensores de corte automáticos que convierten la señal de peso en señal de volumen y cierran la válvula de entrada de combustible cuando se llenan o alcanzan la cantidad selectada (dependiendo del sistema.

Los depósitos alares y del fuselaje central disponen en su parte inferior de una serie de varillas para comprobar la cantidad de combustible que hay en el depósito. En las zonas más bajas de los depósitos de las alas y del fuselaje existen unas válvulas de drenaje para extraer el agua contenida en el combustible que se decanta allí (por ser más densa que el combustible) después de que el avión lleve cierto tiempo parado. Si no se extrae el agua pueden llegar a acumularse cantidades importantes que pueden producir problemas de engelamiento, obstrucción de filtros e incluso producir detenciones del motor en vuelo.

El vaciado de los depósitos puede también hacerse por la aplicación de presión de las bombas de los depósitos del avión o mediante la succión desde el exterior aplicada por el equipo de bombeo de la cisterna a la que se va a transvasar. Los depósitos están permanentemente en comunicación con la atmósfera por lo que necesitan disponer de ventilación para que la presión interior esté siempre próxima a la atmosférica.

Es importante un buen funcionamiento de la ventilación para que no haya grandes diferencias de presión entre el interior y el exterior de los depósitos ya que podrían causar serios desperfectos estructurales al avión, sobre todo durante las operaciones de carga y descarga de combustible o durante ascensos y descensos pronunciados del avión en vuelo. Una despresurización repentina del tanque, puede ocasionar una explosión y rotura del mismo.

La ventilación no obstante permite que la presión de vapor del combustible forme vapores sobre su superficie libre en el depósito y cree una ligera sobrepresión que favorece la alimentación de las bombas principales sumergidas de combustible que contribuyen a evitar que pueda producirse una discontinuidad del flujo ocasionando fallas en la alimentación de combustible a los motores.

En la gran mayoría de los aviones, se puede efectuar el transvase de combustible entre tanques de manera de mantener el balanceo del avión. Para efectuar el transvase, los depósitos están intercomunicados y de modo automático o manual se puede abrir las válvulas de interconexión y hacer actuar las bombas sumergidas del tanque desde el que se quiere transvasar el combustible.

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El peso de aterrizaje permitido en aviones con grandes variaciones de peso (producto del consumo de combustible) es menor al de despegue. No todos los aviones lo disponen, pero algunos cuentan con un sistema de dampeo (dump) en previsión de posibles situaciones de emergencia en las que el peso del avión supere al de aterrizaje y se debe entrar en peso lo antes posible para dirigirse a aterrizar (ejemplo: falla de motor, tren de aterrizaje luego del despegue). Lo que hace el sistema, a través de una válvula, es abrir un orificio para comenzar a diseminar combustible por el aire. La cantidad de combustible que se elimina dependerá del tipo de aeronave pero puede ir desde las 500 libras a 1500 libras por minuto. Esto lo hace con mangueras en la parte posterior de las alas provistas de sus válvulas de corte correspondientes. La tripulación puede actuar la apertura de esas válvulas del sistema desde la cabina abriendo y cerrando las válvulas (además actuará una bomba eléctrica para generar mayor presión en la descarga).  

Alimentación a motores y unidades auxiliares (APU)

A continuación se explica en forma general, el funcionamiento del sistema de combustible. Existirán variaciones entre los diferentes tipos de aviones pero este apartado trata de hacer una descripción genérica.

En cada depósito de combustible hay un conjunto de bombas accionadas por la corriente alterna trifásica del avión, sumergidas en unos recintos del depósito donde se recoge el combustible con que se va a alimentar a los motores. Del grupo de bombas existente en cada colector una está en operación mientras que la otra) está de reserva (“stand‐by”) o a veces trabajan las dos a la vez (depende del sistema del avión).

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Seguimos el esquema ya dado de la Fig. “55”.

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El combustible impulsado por las bombas llega a la entrada de combustible del motor. En caso de fallo de la presión de suministro de las bombas se encendería el aviso de baja presión de combustible (Intel Fuel press low) pero el combustible sería succionado desde el depósito por la bomba de baja presión movida por el motor.

La bomba de baja presión impulsa al combustible hacia el cambiador de calor (para calentamiento de éste) y el filtro de combustible. En caso de avería de la bomba de baja presión el combustible pasaría directamente a la bomba de alta presión movida por el motor a través de la válvula de “by‐pass”.

El intercambiador de calor mostrado en el esquema es del tipo aire‐combustible (calienta el combustible con aire caliente de sangrado de la última etapa del compresor para evitar que pueda tener hielo que obstruya el filtro de combustible). Si el intercambiador se obstruye el combustible sigue hasta la bomba de alta presión a través de una válvula de “by‐pass”.

En el esquema mostrado la válvula de sangrado que deja pasar el aire caliente al intercambiador de calor es comandada por un interruptor en cabina actuado por la tripulación en el caso de que la temperatura de entrada de combustible sea baja (0º) o si se enciende la luz de aviso de caída de presión a la salida del filtro (“Fuel Filter Press. Drop”) que puede ocasionar su obstrucción por hielo.

La calefacción del combustible en el intercambiador de calor se corta automáticamente al cabo de cierto tiempo (1 minuto) y mientras actúa se activa el aviso de “Fuel Heat On”. Antes de la llegada al filtro se encuentra el sensor de temperatura de combustible conectado con el indicador correspondiente.

El Filtro de combustible se halla a continuación y retiene las partículas en suspensión que pudieran dañar al control de combustible. Hay una válvula “by‐pass” que permite el paso de combustible en caso de obstrucción del filtro.

La bomba de alta presión movida por el motor comunica al combustible una presión que suele estar entre 500 y 1000 p.s.i. A continuación el combustible pasa directamente a la unidad de control de combustible.

Unidad de control de combustible (UCC)

La unidad de control de combustible es el órgano encargado de gobernar el motor  mediante la medición, dosificación y envío del combustible que se inyecta en la cámara de combustión. Puede ser del tipo hidromecánico (completo) o Electrónico (FADEC: Full Authority Digital Engine Control).

La variación de empuje solicitado al motor se hace mediante el accionamiento del comando de empuje y en función de su posición y de los parámetros del motor determina el flujo de combustible que requiere el motor para actuar en la condición deseada.

Los valores de los parámetros que el control de combustible tiene en cuenta, para determinar la cantidad de combustible que debe enviar a los inyectores del motor, la masa de aire que atraviesa el motor con la que deberá producirse la combustión. Los más importantes son:

  • Temperatura Total (Tt2) a la entrada del compresor
  • Revoluciones del compresor de alta (N2) en motores de doble compresor axial o del compresor (N1) en los de compresor, axial o centrífugo, simple
  • Presión de entrada en la cámara de combustión (Ps4)
  • Además de otros parámetros secundarios como la relación de flujo de combustible, temperatura del combustible, presión a la salida del compresor, etc.

Los cambios de altitud de vuelo, temperatura del aire exterior y velocidad de vuelo influyen en la densidad del aire que entra al motor y por lo tanto también en la masa de aire con la que ha de reaccionar el combustible. El nivel máximo de combustible que la unidad de control puede inyectar en el motor viene limitado por el valor máximo de la temperatura que se admite en la turbina (Tt5), límite que viene fijado por la temperatura máxima de funcionamiento de acuerdo a los materiales con los que esté fabricada. Este parámetro se mide generalmente a través de la EGT (“Exhaust Gas Temperature”), que es lo que normalmente se tiene en cuenta para las operaciones del motor en diferentes fases del vuelo.

Además la UCC debe mantener en todo momento la relación aire/combustible de forma que se evite el apagado de llama para todos los regímenes de operación del motor y evitar que el compresor sufra situaciones de “stall” o “surge” gobernando la actuación de los álabes de estator variables (“inlet guide vanes” y “variable stator vanes”) y de las válvulas de sangrado (“bleed valves”). Para los motores destinados a propulsar aviones supersónicos debe también gobernar la actuación sobre la tobera de salida de área variable.

Funciones adicionales realizadas por la UCC también son:

  • Protección contra la sobrevelocidad o la sobretemperatura del motor
  • Control de los regímenes transitorios de aceleración‐deceleración del motor, arranque automático del motor, el rearranque del motor después de un arranque “colgado” en tierra o un apagado de motor en vuelo
  • Control de tolerancias de funcionamiento de los álabes de turbina, de empuje y secuencias de despliegue‐repliegue de la reversa, etc.

Después del control de combustible se encuentra el sensor de flujo (“Fuel Flow”) que da la indicación respecto al flujo instantáneo e información al totalizador de combustible

consumido. Esta información, además, es empleada por la FMS del avión para realizar los cálculos de predicción y performances de la aeronave.

El combustible ya dosificado pasa por el intercambiador de calor combustible‐aceite con la misión principal de enfriar el aceite y posteriormente pasa por la válvula de presurización que libera presión en el caso de que hayan excesos. Finalmente el combustible llega a los inyectores en la cámara de combustión que se encargan de atomizarlo y mezclarlo con el aire (“primario”) para realizar la combustión.

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