Trabalho de Avionica - Sistemas de Monitoramento de Motores

Universidade de São Paulo - USP

Escola de Engenharia de São Carlos - EESC

Departamento de Engenharia de Materiais, Aeronáutica e

Automobilística – SMM

Princípios de Aniônica e Navegação

(SMM0167)

Prof. Dr. Eduardo Morgado Belo

Sistemas de Monitoramento de Motores

Antonio Iebra Junior 5909732 Bruno Guidi Marcolini 5909958

Felipe Cezar Reis 5909792

São Carlos, 2010

Sistema de Monitoramento de Motores 2

INTRODUÇÃO

Aviônicos é uma palavra derivada de "eletrônicos de aviação" e diz respeito a sistemas

eletrônicos utilizados em aviões, satélites artificiais e naves espaciais, incluindo comunicações,

navegação, visualização e gerenciamento de múltiplos sistemas. Pode também ser referente a

centenas de sistemas responsáveis por cumprir funções individuais, que podem ser tão simples

como o acendimento de uma luz ou tão complexo quanto um sistema tático para uma plataforma de

alerta aéreo antecipado.

Inserido dentro desse contexto de aviônicos tem-se os sistemas de monitoramento de

motores que são basicamente constituídos por sensores e centrais de tratamento de dados capazes

de realizar uma análise em tempo real da situação em que se encontra o grupo propulsor da

aeronave. Esses sistemas contam basicamente com sensores de pressão, temperatura, RPM, tensão,

corrente, misturas, etc. Esses parâmetros são avaliados em diferentes regiões de interesse do motor

permitindo verificar o desempenho do mesmo e antever problemas através da análise da variação

desses indicadores. Atualmente todos esses sensores podem ser integrados e os parâmetros de

interesse são apresentados em um display dedicado. Uma discussão mais detalhada sobre o

funcionamento desses sensores bem como as suas funções, limitações e métodos de utilização serão

discutidos nos tópicos que se seguem.

HISTÓRICO

O termo aviônica não era comumente utilizado até o início dos anos 1970. Até este ponto,

instrumentos com rádios, radar, sistemas de combustível, controles de motor e os auxílios de radio-

navegação eram sistemas individualizados e inclusive muitas vezes mecânicos. Na década de 1970, a

aviônica nasceu impulsionada pela necessidade militar. Aviões militares se tornaram plataformas de

sensores voadoras, e promover a integração dessa grande quantidade de equipamentos eletrônicos

tinha se tornado o novo desafio. Hoje, os aviônicos utilizados em aviões militares quase sempre

constituem a maior parte do orçamento de qualquer desenvolvimento. Aeronaves como o F-15E e o,

agora aposentado, F-14 tem cerca de 80 por cento do orçamento gasto em aviônicos. A maioria dos

helicópteros modernos têm orçamentos de 40 a 60% dos gastos de desenvolvimento investidos

nessa área.

Sistema de Monitoramento de Motores

Figura

O mercado civil também tem experimentado um crescimento no investimento em aviônicos.

Sistemas de controle de vôo (fly-by

pela maior densidade de utilização do espaço aéreo) fizeram subir os custos de desenvolvimento. A

principal mudança diz respeito ao recente crescimento na demanda por vôos no setor civil. Quanto

mais pessoas começam a usar aviões como principal meio de transporte, métodos mais elabor

de controle da aeronave e de segurança do espaço aéreo são desenvolvidos, sendo esses

conseqüentemente cada vez mais importantes na manutenção da eficiência e da segurança no ar.

Com o aperfeiçoamento contínuo das técnicas de projeto e manufatura, com

o desenvolvimento de rolamentos aeroespaciais em miniatura, os sistemas de orientação e

navegação das aeronaves tornaram

ótica, e outros desenvolvimentos tornaram ainda mais com

cockpit. Muitos desses sistemas avançados de integração são conhecidos como sistemas de

gerenciamento de vôo ou FMS (Flight Management System). Esses possuem funções de

comunicação via rádio, rádios de navegação, sensores

distância (DME), transponder, etc. através de uma interface de usuário unificada.

tema de Monitoramento de Motores

Figura 1 - Aérospatiale-BAC Concorde Cockpit Layout


by-wire) e de navegação (estimulada pelas necessidades trazidas

ização do espaço aéreo) fizeram subir os custos de desenvolvimento. A


mais pessoas começam a usar aviões como principal meio de transporte, métodos mais elabor



Com o aperfeiçoamento contínuo das técnicas de projeto e manufatura, como por exemplo,


navegação das aeronaves tornaram-se mais precisos. Giroscópios laser, MEMS, giroscópios de fibra

ótica, e outros desenvolvimentos tornaram ainda mais complexa a integração dos sistemas do



comunicação via rádio, rádios de navegação, sensores de GNSS, equipamentos de medição de

distância (DME), transponder, etc. através de uma interface de usuário unificada.

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wire) e de navegação (estimulada pelas necessidades trazidas

ização do espaço aéreo) fizeram subir os custos de desenvolvimento. A


mais pessoas começam a usar aviões como principal meio de transporte, métodos mais elaborados



o por exemplo,


, MEMS, giroscópios de fibra

plexa a integração dos sistemas do



de GNSS, equipamentos de medição de


SISTEMAS DE MONITORAMENTO DE MOTORES

Sistemas de Monitoramento de Motores são aqueles que permitem ao piloto controlar e

monitorar o funcionamento das diversas partes e de todos os elementos fundamentais para o

perfeito funcionamento do(s) motor(es) de uma aeronave. É importante lembrar que os

equipamentos variam de acordo com o tipo de motor e tipo de aeronave, no entanto os princípios

utilizados são os mesmos: sensores, indicadores e atuadores. A disponibilidade destes sistemas no

mercado aeronáutico é bastante vasta, com inúmeros fabricantes e com as mais variadas formas e

tamanhos, indo desde os mais simples (apenas um indicador com fundo de escala) até os mais

complexos nos casos dos displays LCD multi-tarefas.

1.1. Sensores e Indicadores Básicos

• Tacômetro – Rotação do motor em RPM ou em porcentagem da máxima.

• Senso de Pressão no Coletor de Admissão – Pressão no coletor de admissão que se relaciona

com o torque fornecido.

• Sensor de Temperatura do Óleo – Temperatura do lubrificante do motor.

• Sensor de Pressão do Óleo – Pressão do lubrificante do motor.

• Sensor de Temperatura dos Gases da Exaustão – Temperatura dos gases de exaustão logo

após a combustão. Usado para ajustar a mistura ar/combustível.

• Sensor de Temperatura da Cabeça do Cilindro – Temperatura na cabeça do cilindro. Usado

para ajustar a mistura ar/combustível.

• Sistema de Controle de Aquecimeto do Carburador – Controla a aplicação de calor no

carburador para remover ou prevenir a formação de gelo na região do Venturi.

• Alternador de Ar – Permite a passagem de ar sem que o mesmo passe pelo filtro em um

motor com sistema de injeção.

1.2. Combustível

• Bomba de Combustível Primária – Bomba manual para injetar combustível durante a partida

a frio. Presente apenas em motores carburados.

• Sensor de Quantidade de Combustível – Quantidade de combustível restante em cada

tanque.

• Válvula de Seleção de Tanques - Alimenta o motor com combustível do tanque selecionado.


• Sensor de Pressão de Combustível – Indica a Pressão do combustível no carburador/

controlador.

• Chave da Bomba de Combustível Auxiliar – Controla a operação da bomba elétrica de

combustível auxiliar para alimentar de combustível o motor antes do mesmo ser ligado ou

em caso de falha da bomba de combustível acionada pelo motor. Algumas aeronaves de

grande porte possuem um sistema de alimentação que possibilita à tripulação realizar o

alijamento de combustível em situações de emergência.

1.3. Hélice - Caso a aeronave seja equipada com hélice(s) de passo variável ou de velocidade

constante:

• Controle da Hélice – Utilizado para determinar a velocidade desejada da hélice. Uma vez que

o piloto determina essa velocidade o sistema mantém a hélice nessa condição ajustando o

passo das pás através do óleo pressurizado proveniente do motor que atua em um pistão

hidráulico instalado no cubo da hélice.

• Sensor de Pressão no Coletor – Indicador da pressão (absoluta) no coletor de admissão do

motor. Quando o motor está em funcionamento normal existe uma boa correlação entre a

pressão no coletor de admissão e o torque que está sendo entregue pelo mesmo.

1.4. Cowl (Carenagem) - Caso a aeronave seja equipada com um sistema de admissão de ar

• Controle do Flap na Admissão de Ar – A admissão de ar é ajustada através de flaps intalados

na área de admissão. Esses flaps são abertos durante situações de alto torque / baixa

velocidade como, por exemplo, durante decolagens para maximizar o fluxo de ar que

possuem função refrigerante ao passar pelas aletas de dissipação do motor.

• Sensor de Temperatura na Cabeça do Pistão – Indica a temperatura de todas as cabeças dos

cilindros em um CHT simples (O valor indicado é o maior dentre os aferidos). Esse indicador

é de grande importância, pois tem uma resposta muito mais rápida do que quando se

analisa a temperatura do óleo, assim pode alertar o piloto de modo que ele realize um

procedimento de resfriamento mais rapidamente evitando o sobreaquecimento do motor.

Esse sobreaquecimento pode ser causado por:

•

1. Utilização do motor em potência elevada por um longo período.

2. Utilização do motor em uma inclinação excessiva.

3. Restrição excessiva no fluxo de ar de refrigeração.

4. Lubrificação insuficiente das partes móveis do motor.


Rotação

O tacômetro, também conhecido por conta giro é utilizado para medir o número de rotações

em um intervalo de tempo de qualquer elemento de máquina rotativo. Quando aplicado a

aeronáutica é utilizado para medir a rotação das turbinas ou da hélice.

Figura 2: P-1000 Digital Tach da Horizon Instruments

Este dispositivo simples ajuda a manter a velocidade de rotação dentro de uma faixa segura,

pois se a rotação exceder o limite seguro e assim se mantiver por um intervalo de tempo pode

acarretar os seguintes problemas:

• Lubrificação inadequada;

• Superaquecimento;

• Falhas prematuras;

• Estol de hélice;

• Despaletamento;

• Vibração excessiva;

• Consumo elevado de combustível;

• Problemas estruturais.

Assim é de grande importância o monitoramento contínuo dessa variável ao longo não

somente do vôo, mas também durante táxi e pouso, pois vários são os casos de motores

refrigerados a ar que fundem durante o taxiamento por não observação da rotação. Outros


dispositivos são responsáveis pelo monitoramento das demais variáveis que causam os problemas

acima mencionados.

Figura 3: Tela de uma EFIS.

O tacômetro também tem a função de indicar o número de horas de uso dos motores,

função importante na manutenção da aeronave.

Para que a medida de rotação possa ser indicada através de um relógio ou um display de

última geração (EFIS) é preciso utilizar algum elemento que traduza o movimento de rotação em um

sinal e posteriormente o equipamento interprete esse sinal.

• Transdutor de Rotação

Figura 4: T1A3-4 Tach Sending Unit


Um transdutor de rotação tem por verificar a rotação de um eixo e transformar esta

informação em um sinal elétrico.Os transdutores de rotação podem ser eletromagnético ou opto-

eletrônico. O transdutor eletromagnético funciona pelo princípio de geração de força eletromotriz

devido a variação de um capo magnético. Assim quanto maior a rotação, maior será a f.e.m. gerada

e dessa forma podemos associá-las, indicando o RPM aferido. Os transdutores ópticos podem ser

montados paralelamente a uma engrenagem de tal maneira que os dentes interrompam o feixe de

luz entre o LASER e um fototransistor. O sensor possui um circuito opto-eletrônico pré-amplificado

que transforma o sinal intermitente do fototransistor em um sinal elétrico intermitente cuja

freqüência indicará a rotação do eixo.

Tensão e corrente

O sistema propulsor não é responsável apenas por garantir empuxo, mas uma parte dele é

destinada a geração de energia elétrica que vai alimentar os sistemas elétricos e eletrônicos da

aeronave como rádio, luzes de sinalização, instrumentos, ar condicionado, entre outros. Estes

componentes dependem uma corrente e uma voltagem corretas para funcionamento pleno.

Portanto cabe ao sistema de monitoramento de motores assegurarem o nível correto desses dois

parâmetros.

Figura 5: Voltímetro e amperímetro. Fabricante Eletronics

International

Figura 6: Voltímetro e amperímetro. Fabricante Davtron

Como essa geração é feita por meio de alternadores a melhor forma de adquirir a tensão e

corrente fornecidos por meio do uso de voltímetro e amperímetros. Sendo dois instrumentos

bastante comuns não existem dificuldades na sua aplicação e nem em seu manuseio.


Lubrificação

Os motores aeronáuticos são todos dotados de algum sistema de lubrificação, e em se

tratando de um componente importante para o tempo de vida do motor é necessário que as

variáveis que garantem as melhores características lubrificantes sejam monitoradas, são elas:

� Pressão

O monitoramento da pressão dos fluidos lubrificantes indica ao piloto a integridade do

sistema, ou seja, se a pressão diminuir demais é um indício de vazamento, e se aumentar muito é

um indício de combustão.

Figura 7 - Indicador de Pressão Analógico

� Sensores de Pressão

Sensor eletromecânico

O sensor eletromecânico opera sobre um princípio simples. O meio em que a pressão deve

ser medida entra em contato com um lado de um diafragma mantido na posição por um mecanismo

de mola localizado no lado oposto. Este lado do diafragma é aberto para a pressão ambiente. Este

mecanismo converte uma pressão líquida positiva em um lado do diafragma em uma força que

comprime a mola.

Ao longo do trilho deve haver um potenciômetro, assim quando maior a pressão, maior o

deslocamento e menor a resistência do potenciômetro. Basta aferir esta resistência e verificar a

pressão equivalente.


Figura 8 - Sensor de Pressão eletro-mecânico - Hobbs

Sensores de estado sólido

O sensor de estado sólido também mede a pressão exercida sobre um lado de um

diafragma. Ela difere de dispositivos eletromecânicos, pois apresenta todos os seus componentes

elétricos e mecânicos resumidos em uma única peça de silício graças ao efeito piezoelétrico. Um

pequeno desvio do diafragma de silício provoca variações de resistência. O sensor converte essa

mudança em uma tensão que pode ser facilmente interpretado por um indicador como uma leitura

de pressão. Além disso, o sensor pode contar com um dispositivo capaz de compensar diferenças de

temperatura e ainda facilitar a calibração.

Ao contrário dos modelos eletromecanicos, o transdutor de estado sólido não apresenta

partes móveis, o que evita qualquer possibilidade de desgaste mecânico.

Figura 9 - Sensor de Pressão de Óleo - Estado Sólido


� Temperatura

Esta variável deve ser mantida dentre uma faixa curta de valores para que a viscosidade do

fluído lubrificante se mantenham constante e dentro do ponto de máximo desempenho. O aumento

exagerado na temperatura do óleo além de acarretar uma lubrificação deficiente pode promover a

sua combustão. Para monitoramento da temperatura do óleo no motor São utilizados termopares

ou termistores.

Figura 10 - Indicador Digital de Temperatura e pressão do Óleo

� Termistor

O termistor nada mais é que um resistor sensível à temperatura. Enquanto o termopar é o

transdutor de temperatura mais versátil o termistor é o mais sensível. Apresenta grande vantagem,

pois mede o valor absoluto da temperatura do meio, sem necessidade de correções como no caso

do termopar.

Na aviação seu uso é comum na medida da temperatura de lubrificantes e dos líquidos de

refrigeração (Figura 11). Os termistores são geralmente compostos de materiais semicondutores e a

maioria deles apresenta um coeficiente negativo de temperatura (TC), ou seja, sua resistência

diminui com o aumento da temperatura.

Das três categorias principais de sensores de temperatura, o termistor é aquele que

apresenta a maior variação de parâmetros em função da temperatura permitindo detectar

alterações mínimas, que não poderiam ser observados com um circuito de termopares ou RTD


(Resistence Temperatura Detector). O preço a pagar por este aumento da sensibilidade é a perda da

linearidade. O termistor é um dispositivo extremamente não

parâmetros externos do processo.

Figura 11 - Precision Water/Oil Temp Sender

Por serem constituídos de semicondutores, os termistores são mais suscetíveis a

descalibrações permanentes em altas temperaturas. O uso de termistores é geralmente limita

algumas centenas de graus Celsius, e os fabricantes alertam que a exposição prolongada ainda bem

abaixo dos limites operacionais máximos fará com que o termistor saia de sua tolerância inicial

especificada.

Por outro lado, a alta resistividade da sonda oferece uma vantagem de medição.

exemplo, valores comuns de um termistor: 5000Ω a 25°C; um TC t

erro de medida da ordem de 10 Ω produz apenas 0,05°C de erro. Este erro

menor que o erro de um RTD equivalente e inimaginável para um termopar.

� Nível de óleo

Durante o funcionamento do motor ocorre o consumo de lubrificante, assim o nível de óleo

presente no reservatório precisa ser monitorado. A falta de óleo no

causar pane no motor e ocasionar acidente.



O termistor é um dispositivo extremamente não-linear e altamente dependente de

recision Water/Oil Temp Sender (Rotax, Jabiru), US$30


descalibrações permanentes em altas temperaturas. O uso de termistores é geralmente limita



Por outro lado, a alta resistividade da sonda oferece uma vantagem de medição.

exemplo, valores comuns de um termistor: 5000Ω a 25°C; um TC típico de 4%/°C. Dessa forma um

erro de medida da ordem de 10 Ω produz apenas 0,05°C de erro. Este erro é cerca

menor que o erro de um RTD equivalente e inimaginável para um termopar.


presente no reservatório precisa ser monitorado. A falta de óleo no sistema de propulsão pode

causar pane no motor e ocasionar acidente.

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linear e altamente dependente de


descalibrações permanentes em altas temperaturas. O uso de termistores é geralmente limitado a



Por outro lado, a alta resistividade da sonda oferece uma vantagem de medição. Por

ípico de 4%/°C. Dessa forma um

é cerca de 500 vezes


sistema de propulsão pode


Figura 12: Boia para medir o nível de óleo Figura 13: Esquema do sensor de nível de óleo

Combustível

Durante o vôo o monitoramento do combustível é crucial importância para o cumprimento

da missão, pois é fator limitante no tempo de vôo e assim na distância que uma aeronave pode

atingir. Também implica no peso máximo de decolagem e em determinadas manobras. Dentre as

variáveis analisadas estão: fluxo de combustível, temperatura, nível, seleção de tanque e pressão.

� Indicador de fluxo de combustível

Apresenta ao piloto o volume do combustível que esta sendo gasto em um determinado

intervalo de tempo, o que permite ao piloto ajustar a potência (posição do curso do acelerador) de

modo que obtenha um desempenho ótimo da aeronave. O fluxo é medido através de um sensor de

vazão acoplado ao sistema de alimentação de combustível para o motor, fornecendo dados em

tempo real do consumo. Em sistemas mais sofisticados esses dados podem ser tabelados ou mesmo

apresentados em formas de gráficos de consumo por tempo ou de consumo por distância entre

outros.


Figura 14: Display digital multitarefa das condições do combustível

• Sensor de Vazão

Existem muitas modelos de sensores de vazão, mas a grande maioria segue um princípio

bastante simples: o sensor é instalado de tal forma que todo o líquido cuja vazão se deseja medir

passe pelo interior do mesmo; o líquido entra na câmara de fluxo tangencial, segue uma trajetória

helicoidal, e sai verticalmente, expulsando assim, as bolhas de vapor. Dentro da câmara há um rotor

em forma de turbina que gira com a mesma velocidade do líquido. A velocidade de rotação do

líquido é diretamente proporcional à vazão, basta então medir o movimento do rotor que é sentida

quando ranhuras interrompem um feixe de luz infravermelha entre um LED e um fototransistor. O

sensor possui um circuito opto-eletrônico pré-amplificado que transforma o sinal intermitente do

fototransistor em um sinal elétrico intermitente cuja freqüência indicará a vazão medida.

Figura 15 - Floscan Metal Fuel Flow Sensor, US$210


Ao medirmos a vazão de combustíveis como querosene, AvGas, Diesel, etc. devemos tomar

alguns cuidados especiais com corrosão, os componentes do sensor devem ser resistentes a estes

combustíveis. A turbulência do líquido que entra no sensor pode afetar nas medições, por isso deve

ser instalado longe de válvulas, junções agudas e outras descontinuidades do tubo. É importante

lembrar que líquidos de maior viscosidade como o diesel podem piorar a resposta do sensor em

grandes variações de fluxo.

Alguns aspectos para se atentar durante a escolha de um sensor de vazão é sua precisão em

baixa vazão. Tipicamente um sensor de vazão utilizado em aviação de pequeno porte não é capaz de

medir com qualidade vazões inferiores a 0.3 GPH (Gallons per Hour). Além disso, a perda de pressão

devido ao sensor pode ser significativa, especialmente em aeronaves sem bomba de combustível.

� Seletor de válvula de combustível

A função do seletor de válvula de combustível é a de escolher qual tanque fornecerá

combustível ao sistema de propulsão. Isto é utilizado principalmente em aeronaves de grande porte

que necessitam administrar o combustível durante o vôo para que sejam feitas correções na posição

do centro de gravidade da aeronave de modo a mante-lá estável, ou seja, atua de forma semelhante

a um sistema de controle. A isso também esta atrelado que uma posição de CG mais próxima da

determinada em projeto exige menos trabalho de cabine para comando do avião, pois com o CG

mais uniforme durante um vôo de cruzeiro isenta o piloto de correções constantes (trimagem).

Figura 16: Válvula de seleção de tanque


� Nível de combustível

Como já mencionado a quantidade de

de vôo. Não de se trata de um elemento primário no sistema de

não observância deste pode ocasionar a chamada pane seca, que é o apagamento dos motores por

falta de combustível no sistema de admissão.

Figura

� Sonda Capacitiva

Um sensor de combustível consiste de um capacitor variável que permite obter

informações de capacitância e de condutância quando uma

eletrodos. Este capacitor inclui um eletrodo geralmente cilíndrico que envolve um segundo

eletrodo interno de tal forma que há um espaçamento entre eles através do qual o combustível

flui. O combustível funciona como um

medidas de condutância e capacitância.

Figura 18: Sonda eletrônica para medida do nível de combustível. Fabricada pela Skyports


Como já mencionado a quantidade de combustível disponível nos tanques implica no tempo

de vôo. Não de se trata de um elemento primário no sistema de monitoramento de motores, mas a


ema de admissão.

Figura 17: Indicador analógico do nível de combustível


informações de capacitância e de condutância quando uma mistura de combustível flui entre os



flui. O combustível funciona como um dielétrico do capacitor permitindo a realização das

medidas de condutância e capacitância.

: Sonda eletrônica para medida do nível de combustível. Fabricada pela Skyports

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disponível nos tanques implica no tempo

monitoramento de motores, mas a



mistura de combustível flui entre os



dielétrico do capacitor permitindo a realização das

: Sonda eletrônica para medida do nível de combustível. Fabricada pela Skyports


O sensor de combustível pode ser facilmente incorporado em uma variedade de locais

dentro de um sistema de combustível da aeronave, dessa forma é possível verificar o nível de

combustível mesmo enquanto se realiza uma manobra.

� Indicador de pressão de combustível

A pressão nos dutos de alimentação dos motores visa manter um fluxo constante de

combustível e fornecer uma mistura adequada à queima. Sua medida pode ser feita através de

sensores de pressão ou mesmo calculando a partir do fluxo e das dimensões do duto.

Figura 19: Pressão de combustível. Fabricante UMA

� Temperatura

A medida da temperatura de combustível nos tanques de uma aeronave é feita de forma

semelhante a outros dispositivos para o monitoramento de motores, pois é feita por termopares ou

por termistores.

Figura 20: Display digital para temperatura medida através de termopar


A importância dessa medida esta no fato de se manter as características ótimas da mistura a

ser injetada na câmara de combustão ou de reação dependendo do motor. Para aeronaves que

voam em altitudes elevadas existe o risco de congelamento dos dutos que alimentam o sistema de

propulsão, fato que se ocorrer ocasionaria apagamento de um dos motores durante o vôo. Sendo o

ultimo um problema relacionado a temperaturas baixas no tanque temos também um problema

inerente a temperaturas altas. Quando a temperatura do combustível se eleva sua volatilidade

também se eleva o que ocasiona a formação de gases no interior dos tanques, como existe a

presença de oxigênio forma-se uma mistura propicia a queima, no risco de não haver um isolamento

contra descargas elétricas provenientes da junção de dois metais de potenciais elétricos distintos,

pode ocorrer uma faísca dentro do tanque o que ocasionaria uma catástrofe.

Temperatura no motor

Garantir uma temperatura de trabalho adequada durante o funcionamento do motor

propicia aumento da durabilidade e melhor desempenho do mesmo. Para isso são tomadas medidas

da temperatura do fluído refrigerante, em muitos casos é usado água, da temperatura no cilindro ou

câmara de reação, e a temperatura dos gases de exaustão.

Como a eficiência do motor é estabelecida pela segunda lei da termodinâmica, quanto maior

for a diferença de temperatura entre a fonte fria e a fonte quente maior será a eficiência do motor e

por conseqüência maior será a quantidade de trabalho desenvolvida pelo motor e portanto maior a

potencia disponível para operação do avião.

Porém, se não observados os limites de operação para cada tipo de motor pode ser

ocasionadas falhas estruturais dos elementos mecânicos como o cilindro e o pistão, e também do

sistema de exaustão como o coletor e as válvulas.

� Temperatura dos gases de exaustão (EGT)

Para esse monitoramento são colocados termopares na saída dos gases da combustão, essa

medida assegura que um determinado limite imposto por projeto não seja excedido evitando o

comprometimento da integridade dos elementos de exaustão como bocais e escapamentos. Com

essa medida é possível ter conhecimento da qualidade da mistura que esta sendo admitido, o que

permite um ajuste em solo para melhoria da queima de forma a elevar a temperatura dos gases para

aumento da eficiência do motor.


Figura 21: EGT e CHT. Fabricado pela Eletronics

International

Figura 22: EGT de bimotor. Fabricado pela Falcon

� Temperatura no cilindro (CHT)

O monitoramento da temperatura no cilindro ou na câmara de combustão visa assegurar

que não haja desgaste prematuro dar partes moveis como o pistão ou das pás no caso de uma

turbina. A elevação além do ponto estipulado em projeto compromete as características do

material, pois atingi seu ponto de fusão fazendo-o escoar ou fraturar.

• Termopar

As temperaturas medidas em um motor aeronáutico podem apresentar uma amplitude

muito grande: desde -60°C na admissão de ar em altas altitudes até mais de 1000°C no interior da

câmara de combustão de uma turbina a gás. É importante escolher um tipo de sensor ou transdutor

capaz de satisfazer os devidos intervalos de temperatura além de ser confiável e resistente ao

ambiente ao qual está sendo exposto.

Os termopares são dispositivos elétricos com larga aplicação para medição de temperatura.

São baratos, simples, confiáveis e podem medir uma grande amplitude de temperaturas. A maior

limitação dos termopares é a baixa precisão com erros da ordem de 1°C, no entanto, para o uso

comum de monitoramento de motores, esta precisão costuma ser mais que suficiente.

Existem tabelas normalizadas que indicam a tensão produzida por cada tipo de termopar

para sua faixa de operação, por exemplo, o termopar tipo K a uma temperatura de 300 °C irá

produzir 12,2 mV. Contudo, se um voltímetro for ligado diretamente ao termopar, será criada uma


segunda junção indesejável de metais, interferindo significativamente na tensão produzida e

impedindo o correto monitoramento da temperatura. Logo, para fazer medições exatas é necessário

utilizar alguma técnica capaz de mitigar este efeito.

Uma vez que todas as tabelas nor

considerando que a segunda junção do termopar é mantida a exatamente zero graus Celsius,

utilizava-se uma técnica denominada compensação por junção fria, ou seja, a segunda junção era

mantida em gelo fundente. Contudo a manutenção do gelo nas condições necessárias não é prática,

logo optou-se por medir a temperatura da junção fria e compensar a diferença para os zero graus

Celsius.

A temperatura da junção fria (junção de referência) deve ser medida po

absoluto, tipicamente um termistor de precisão ou um circuito integrado [2]. A leitura desta segunda

temperatura (RT), em conjunto com a leitura do valor da tensão do próprio termopar é utilizada para

o cálculo da temperatura real verificad

feita através de um circuito (Hardware Compensation

dados (Software Compensation).

Figura 23 - Termopar com junção de referência absoluta

Obviamente, para evitar a necessidade de compensações, procurar

sensor absoluto de temperatura diretamente no ponto de interesse. No entanto estes sensores

absolutos (CIs, termístores e RTDs) apresentam regiões muito limitadas de variação de temperatura

e são sensíveis a ambientes agressivos enquanto os termopares são extremamente versáteis e

resistentes, ideais para temperaturas de óleo, de gases de escape e até câmaras de combustão.


esejável de metais, interferindo significativamente na tensão produzida e


utilizar alguma técnica capaz de mitigar este efeito.

Uma vez que todas as tabelas normalizadas dão os valores da tensão de saída do termopar


se uma técnica denominada compensação por junção fria, ou seja, a segunda junção era

fundente. Contudo a manutenção do gelo nas condições necessárias não é prática,

se por medir a temperatura da junção fria e compensar a diferença para os zero graus

A temperatura da junção fria (junção de referência) deve ser medida por um transduto

stor de precisão ou um circuito integrado [2]. A leitura desta segunda

), em conjunto com a leitura do valor da tensão do próprio termopar é utilizada para

o cálculo da temperatura real verificada na extremidade do termopar. Esta compensação pode ser

Hardware Compensation) ou através do programa que interpreta os

Termopar com junção de referência absoluta

Obviamente, para evitar a necessidade de compensações, procurar-se-ia utilizar um único


RTDs) apresentam regiões muito limitadas de variação de temperatura



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esejável de metais, interferindo significativamente na tensão produzida e


malizadas dão os valores da tensão de saída do termopar


se uma técnica denominada compensação por junção fria, ou seja, a segunda junção era

fundente. Contudo a manutenção do gelo nas condições necessárias não é prática,

se por medir a temperatura da junção fria e compensar a diferença para os zero graus

r um transdutor

stor de precisão ou um circuito integrado [2]. A leitura desta segunda

), em conjunto com a leitura do valor da tensão do próprio termopar é utilizada para

a na extremidade do termopar. Esta compensação pode ser

) ou através do programa que interpreta os

ia utilizar um único


RTDs) apresentam regiões muito limitadas de variação de temperatura




Figura 24

Quando se procede à escolha de um termopar deve

a aplicação desejada, segundo as características de cada tipo de termopar, tais como

temperaturas suportada, a exatidão e a confiabilidade das leituras, entre outras.

Tipo E (Cromel/Constantan)

(68 µV/°C) que o torna adequado para baixas temperaturas e maiores

• Termoelemento positivo (EP): Ni90%/Cr10% (Cromel)

• Termoelemento negativo (EN): Cu55%/Ni45% (Constantan)

• Faixa de utilização:

• f.e.m. produzida:

Tipo J (Ferro / Constantan)

pela sua menor popularidade. É em geral aplicado em equipamentos mais antigos que não são

compatíveis com termopares mais ‘modernos’.

comum na aviação.

• Termoelemento positivo (JP): Fe99,5%

• Termoelemento negativo (JN): Cu55%/Ni45% (Constantan)

• Faixa de utilização:

• f.e.m. produzida:


24 - Gráfico de tensão pela temperatura do termopar

Quando se procede à escolha de um termopar deve-se ponderar qual o mais adequado para

a aplicação desejada, segundo as características de cada tipo de termopar, tais como

temperaturas suportada, a exatidão e a confiabilidade das leituras, entre outras.

Tipo E (Cromel/Constantan) - Os termopares tipo E apresentam uma elevada sensibilidade

) que o torna adequado para baixas temperaturas e maiores precisões.

Termoelemento positivo (EP): Ni90%/Cr10% (Cromel)

Termoelemento negativo (EN): Cu55%/Ni45% (Constantan)

Faixa de utilização: -270°C a 1000°C

f.e.m. produzida: -9,835 mV a 76,373 mV

) - A sua faixa limitada de operação (-40 a 750 °C) é a responsável


compatíveis com termopares mais ‘modernos’. No entanto, devido a sua alta confiabilidade, ainda é

Termoelemento positivo (JP): Fe99,5%

Termoelemento negativo (JN): Cu55%/Ni45% (Constantan)

Faixa de utilização: -210°C a 760°C

f.e.m. produzida: -8,096 mV a 42,919 mV

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se ponderar qual o mais adequado para

a aplicação desejada, segundo as características de cada tipo de termopar, tais como a gama de

Os termopares tipo E apresentam uma elevada sensibilidade

) é a responsável


No entanto, devido a sua alta confiabilidade, ainda é


Tipo K (Cromel/Alumel) - Os termopares tipo K são de uso genérico, apresentam um baixo

custo e são comumente utilizados em sondas comerciais e também são populares na aviação de

pequeno porte. A sensibilidade é de aproximadamente 41µV/°C.

• Termoelemento positivo (KP): Ni90%/Cr10% (Cromel)

• Termoelemento negativo (KN): Ni95%/Mn2%/Si1%/Al2% (Alumel)

• Faixa de utilização: -270°C a 1200°C

• f.e.m. produzida: -6,458 mV a 48,838 mV

Figura 25 - CHT Probes, Thermocouple Type K, US$35

Tipo T (Cobre / Constantan) - É dos termopares mais indicados para medições de baixas

temperaturas.

• Termoelemento positivo (TP): Cu100%

• Termoelemento negativo (TN): Cu55%Ni45% (Constantan)



Tipo R (Platina / Ródio-Platina) - Adequado para medição de temperaturas até aos 1600°C.

Reduzida sensibilidade (12 µV/°C) e custo elevado.

• Termoelemento positivo (RP): Pt87%/Rh13% (Ródio-Platina)

• Termoelemento negativo (RN): Pt100%




Tipo S (Platina / Ródio-Platina) - Adequado para medição de temperaturas até aos 1600°C.

Reduzida sensibilidade (10 µV/°C), elevada estabilidade e custo elevado.

• Termoelemento positivo (SP): Pt90%/Rh10% (Ródio-Platina)

• Termoelemento negativo (SN): Pt100%



Nota-se que o ponto fundamental na escolha de um termopar é que sua faixa de medida de

temperatura contenha a faixa de temperatura de operação do dispositivo aferido.


Eletronic Flight Instruments System (EFIS)

É um sistema multitarefa que está sendo cada vez mais empregado em todas as categorias

de aeronaves. Basicamente é a união de todos os dispositivos de medida e navegação de um avião

em um display de LCD que pode ser configurado de acordo com a necessidade do piloto. Nele estão

presentes os seis instrumentos de navegação básica (altímetro, indicador de razão de subida,

bússola, indicador de atitude, velocímetro e indicador de inclinação), além desses estão presentes

cartas de navegação, módulos GPS, planos de vôos, envelope de vôo, medidas de aceleração, todos

os instrumentos de medida do sistema de monitoramente de motores, imagens de radares, entre

uma infinidade de outros instrumentos destinados a operação de uma aeronave.

Figura 26: EFIS em um helicóptero

Geralmente é composto por três telas de LCD, ou raios catódicos nas EFIS mais antigas, na

qual duas são destinadas aos elementos primários estando disposta imediatamente a frente do

piloto e co-piloto, e uma terceira multitarefa que contém uma grande diversidade de páginas que

pode ser exibidas com as condições de vôo ou instrumentos de acordo com a configuração do piloto.

Para este trabalho interessa o seguinte sistema contido na EFIS:


• Engine Indications and Crew Alerting System (EICAS)

EICAS tipicamente inclui instrumentação de vários parâmetros dos motores, incluindo, por

exemplo, a rotação, temperatura, fluxo de combustível e quantidade, pressão de óleo, etc. Outros

sistemas também possuem suporte como, por exemplo, sistemas hidráulicos, elétricos, das

condições de cabine e das superfícies de controle. O que permite uma ampla aquisição de dados

durante o vôo que podem ser armazenadas para uma analise posterior.

Constitui a função principal de um Glass cockpit substituir todos os instrumentos analógicos

por sistemas eletrônicos. Mas a maior parte da tela permanece disponível para auxílio a navegação,

ficando a parte lateral destinada aos sistemas supracitados.

Figura 27: Exemplo de uma EFIS. Fabricante Eletronics Instruments

Este sistema permite que a tripulação tenha acesso a dados complexos do que acontece com

a aeronave e formatos mais acessíveis a interpretação como gráficos. Por exemplo, se um motor

perde pressão de óleo, o EICAS emite um sinal de alerta sonoro e visual, altera a página atual do

display para a página que contêm os dados referentes ao sistema de óleo e indica qual o elemento

que esta sofrendo com a perda da pressão de óleo. Diferente dos sistemas analógicos, vários sinais

de alertas podem ser configurados, mas sem que a tripulação seja sobrecarregada com sinais de

alerta em demasia, o que pode ocorrer se o EICAS for mal configurado.

Outras funções da EFIS são:


� Monitoramento da temperatura do motor:

Como pode ser visto na figura 16 o EFIS possui um gráfico de barras com as informações da

CHT e da EGT, e partir dessas informações são lançados alertas de ROP e LOP modes.

� ROP: Rich-of-Peak mode, modo que informa ao piloto se algum cilindro

atingir um pico, assim como quantos graus abaixo do pico o motor esta operando.

� LOP: Lean-of-peak operation, informa ao piloto a temperatura de cada

cilindro, qual o cilindro que atingiu o pico, ou quantos graus faltam para o pico.

� Normalizade mode: O gráfico de barras pode ser normalizado, criando uma

linha base a partir da qual se monitoro os dados dos sensores de temperatura durante o

vôo. Quando normalizado, todas as barras iniciam no zero e estabilizam com a mesma

altura. Se algum cilindro possuir uma coluna que não é da mesma altura que as demais,

então a temperatura deste variou com relação aos demais. Estas alterações podem ser

indicativos críticos de problemas ocorrendo com o motor.

� Parâmetros do motor

Na Figura 27 está presente na parte superior a medida de rotação do motor apresentada em

seu valor absoluto e num gráfico circula, este gráfico possui as redlines que são linhas de aviso que

alertam o piloto com sinais sonoros se a rotação exceder um limite seguro. Essas linhas podem ser

configuradas de acordo com cada motor ou fabricante, a inadequação desse parâmetro pode

ocasionar acidentes.

Monitoram-se as tensões e as correntes geradas em cada motor através dos alternadores

como pode ser observado no canto inferior direito da Figura 27. Estes parâmetros asseguram o

funcionamento pleno de todos os elementos elétricos ou eletrônicos de uma aeronave. Caso ocorra

uma pane a aeronave é dotada de baterias que são capazes de sustentar esses elementos até que

uma providência seja tomada pelo piloto. Mas mecanismos de redundância como a presença de

mais de um alternador por motor garantem a constância no funcionamento da aeronave.

� Peso e balanceamento

A função de peso e balanceamento ajuda os pilotos na determinação de limites seguros para

cada vôo. Esse sistema permite ao piloto entrar com o peso e a posição de cada sistema do avião,

juntamente com os dados de peso de combustível a bordo, máximo peso e o peso total da aeronave,

permitindo o calculo da posição do centro de gravidade em relação a um referencial pré-estipulado.


Figura 28: Display apresentando limite de CG

� Envelope de vôo

Na figura 17 é apresentado além do cálculo do centro de gravidade os limites para a posição

do mesmo. Isso permite que o piloto tenha uma visualização instantânea dessas informações

ajudando na tomada de decisões.

Figura 29: Tela apresentando todos os parâmetros do combustível


� Fuel Management

O sistema de administração de combustível contido no EFIS informa a tripulação o fluxo de

combustível, quantidade restante nos tanques, tempo para término, quantidade disponível em cada

waypoint, quantidade em reserva, milhas por galão, combustível utilizado em cada trecho de vôo. As

unidades de medida nesses sistemas podem ser alteradas, sendo as principais: galões, litros e libras.

� Fluxo de combustível

Parâmetro medido de maneira idêntica ao já apresentado diferindo no fato do sinal ser

interpretado por outro sistema e não mais por um relógio. Na maioria desses sistemas a precisão é

de 0.1 gph, com uma resposta bastante estável.

Possui um controle ativo no fornecimento de combustível aos motores, pois através de um

algoritmo o EFIS impede que o motor receba uma mistura pobre ou insuficiente, evitando uma serie

de problemas e desconfortos durante o vôo.

� Combustível restante

Mesmo propiciando informações a respeito do conteúdo de combustível presente em cada

tanque, o EFIS fornece o tempo de duração desse combustível em função das taxas de consumo e

tempo de vôo/distância ao próximo waypoint. Assim se houver reabastecimento durante a missão o

piloto pode reiniciar o sistema sem perder o histórico de consumo do trecho anterior.

� Nível de combustível

Monitora a quantidade de combustível presente em cada tanque. A diferença desse sistema

para os mais antigos é a precisão da medida que atingi 0,1 litros, muito superior aos indicadores

analógicos. Para este caso a unidade de medida também pode ser escolhida.

� Combustível utilizado

Calculado instantaneamente com base no fluxo é apresentado ao piloto durante todo o vôo,

emite alertas se algo sair do normal. Pode calcular a média de consumo para repetidas missões,

assim fornece ao piloto uma boa estimativa de quanto combustível será utilizado até que se atinjam

determinados trechos de uma missão.


CONCLUSÃO

Após o desenvolvimento desse trabalho, pôde-se verificar a importância da utilização de

sistemas eletrônicos na aviação atual. O monitoramento dos motores representa uma vertente

importante desse segmento e possibilita o acompanhamento em tempo real de parâmetros de

interesse do mesmo. Os principais dispositivos de medição bem como seus princípios de

funcionamento foram discutidos em detalhe e sistemas de integração de dados foram também

explorados. Fica claro que esses dispositivos não estão mais restritos aos aviões militares de grande

performance, nem à aviação comercial. Atualmente, muitos desses dispositivos estão presentes em

aviões de pequeno porte graças à grande funcionalidade e custos iniciais, de instalação e

manutenção reduzidos. Além disso, esse investimento é recompensado ao se evitar maiores

problemas na manutenção dos motores, pois assim que uma anomalia é detectada uma

manutenção preventiva pode ser realizada evitando que o dano se estenda tornando o reparo muito

mais dispendioso em relação a custos e a tempo da aeronave parada.

Outro aspecto analisado diz respeito à precisão desses sensores. Ficou claro que a

precisão necessária nesses componentes varia de acordo com a finalidade dos mesmos. Dessa

forma, foram analisados fatores que influenciam nessa precisão e identificou-se que como uma

maior precisão acaba na grande parte das vezes implicando em maiores custos faz-se necessário que

durante o projeto de um sensor se determine a precisão mínima necessária para o bom

funcionamento do sistema, reduzindo custos sem comprometer a funcionalidade. Outro tópico que

também deve ser considerado é a velocidade de aferição do sensor. Existem grandezas que variam

rapidamente e essas variações precisam, em algumas circunstâncias, ser aferidas. Esse aspecto

também estipula mais um requisito de projeto e existem sensores específicos para essas situações

sendo que esse parâmetro também foi discutido no decorrer desse trabalho.


BIBLIOGRAFIA

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[2] Agilent Technologies, Practical Temperature Measurements, Application Note 290;

[3] Dynon Avionics, Engine Monitoring System SEM-D120 Manual;

[4] UMA Instruments, Products Catalog 2008;

[5] FloScan, Series 200 Flow Transducer, Application Notes;

[6] SIEMENS VDO AUTOMOTIVE CORPORATION, CAPACITIVE FUEL SENSOR, European Patent Office;

Documents

Trabalho de Avionica - Sistemas de Monitoramento de Motores