Introducción
La mayoría de los aviones pequeños están diseñados con motores alternativos (o explosión interna). El nombre se deriva del movimiento de los pistones hacia adelante-atrás, o alternativo, que producen la energía mecánica necesaria para llevar a cabo el trabajo.
Impulsado por una revitalización de la industria de la aviación general (GA) y avances tanto en materiales como diseño del motor, la tecnología del motor de alternativo ha mejorado dramáticamente en las últimas dos décadas. La integración de sistemas computarizados de gestión del motor ha mejorado la eficiencia del combustible, disminución de las emisiones, y carga de trabajo del piloto reducida.
Los motores alternativos funcionan según el principio básico de convertir la energía química (combustible) en energía mecánica. Esta conversión se produce dentro de los cilindros del motor a través del proceso de combustión. Los dos diseños principales de motores de pistón son los de encendido por chispa y encendido por compresión. El motor de pistón de encendido por chispa ha servido como el motor de elección por muchos años.
En un esfuerzo por reducir los costes operativos, simplificar el diseño, y mejorar la fiabilidad, varios fabricantes de motores están recurriendo a los de encendido por compresión como una alternativa viable.
A menudo referidos como motores de pistón de combustible jet, los motores de encendido por compresión tienen la ventaja añadida de la utilización de gasoil o combustible jet A de menor costo y fácilmente disponibles.
Los principales componentes mecánicos del motor de ignición por chispa y de encendido por compresión son esencialmente los mismos. Ambos usan cámaras de combustión y pistones que recorren la longitud de los cilindros para convertir el movimiento lineal en movimiento de rotación del cigüeñal. La principal diferencia entre encendido por chispa y encendido por compresión es el proceso de ignición del combustible.
Los motores de encendido por chispa utilizar una bujía para encender una mezcla de combustible/aire (la mezcla combustible/aire es la relación entre el "peso" de combustible y el "peso" de aire a ser quemados). Un motor de encendido por compresión primero comprime el aire en el cilindro, elevando su temperatura hasta el grado necesario para el encendido automático cuando el combustible es inyectado en el cilindro.
Estos dos diseños de motores pueden ser clasificados
como:
1. Disposición de los cilindros con respecto al cigüeñal: radial, en línea, en V, u opuestos.
2. Tiempos del ciclo de funcionamiento: dos o cuatro.
3. Método de enfriamiento: líquido o aire.
Los motores radiales se utilizaron ampliamente durante la Segunda Guerra Mundial y muchos todavía están en servicio actualmente. Con estos motores, una fila o filas de cilindros están dispuestas en un patrón circular alrededor del cárter. La ventaja principal de un motor radial es la relación potencia-peso. [Figura 6-1]
Los motores en línea tienen comparativamente un área frontal pequeña, pero su relación potencia-peso es relativamente baja.
Además, los cilindros traseros de un motor en línea refrigerado por aire, reciben muy poco aire de refrigeración, por lo que estos motores se limitan normalmente a cuatro o seis cilindros. Los motores en V proveen más potencia que los motores en línea y todavía tienen un área frontal pequeña.
Las mejoras continuas en el diseño de motores condujeron al desarrollo del motor horizontalmente opuesto, que siguen siendo los motores alternativos más populares utilizados en aviones livianos. Estos motores siempre tienen un número par de cilindros, dado que un cilindro en un lado del cárter "se opone a" un cilindro en el otro lado. [Figura 6-2]
La mayoría de estos motores son refrigerados por aire y por lo general se montan en posición horizontal cuando se instalan en aviones de ala fija. Este tipo motores tienen una alta relación potencia-peso porque tienen un cárter relativamente más pequeño y liviano. Además, la disposición de cilindros compacta reduce el área frontal del motor y permite una instalación optimizada que minimiza la resistencia aerodinámica.
Dependiendo del fabricante del motor, todas estas disposiciones se pueden diseñar para utilizar encendido por chispa o por compresión, y operar en un ciclo de dos o cuatro tiempos.
En un motor de dos tiempos, la conversión de energía química en energía mecánica se produce en un ciclo de funcionamiento de dos tiempos. Los procesos de admisión, compresión, explosión y escape se producen en sólo dos carreras (tiempos) del pistón en lugar de los más comunes de cuatro tiempos. Debido a que un motor de dos tiempos tiene un tiempo de potencia en cada vuelta del cigüeñal, por lo general tienen una mayor relación potencia-peso que un motor de cuatro tiempos.
Debido a la inherente ineficiencia y las emisiones desproporcionadas de los primeros diseños, el uso del motor de dos tiempos se ha visto limitado en la aviación.
Los avances recientes en material y diseño de motores han reducido muchas de las características negativas asociadas con motores de dos tiempos. Los modernos motores de dos tiempos a menudo utilizan depósitos de aceite convencionales, bombas de aceite y sistemas de lubricación alimentados a presión. El uso de inyección directa de combustible y aire a presión, característica de avanzados motores de encendido por compresión, hace que motores de dos tiempos de encendido por compresión sean una alternativa viable a los diseños más comunes de cuatro tiempos de encendido por chispa. [Figura 6-3]
Los motores de cuatro tiempos con encendido por chispa siguen siendo el diseño más común usado en la aviación general en la actualidad. [Figura 6-4]
Las partes principales de un motor alternativo de encendido por chispa incluyen los cilindros, el cárter y la caja de accesorios. Las válvulas de admisión/escape, bujías, y pistones se encuentran en los cilindros. El cigüeñal y las bielas se encuentran en el cárter. Los magnetos se encuentran normalmente en la caja de accesorios.
En un motor de cuatro tiempos la conversión de la energía química en energía mecánica se produce durante un ciclo de funcionamiento de cuatro tiempos.
Los procesos de admisión, compresión, explosión, y escape se producen en cuatro tiempos separados del pistón.
1. El tiempo de admisión comienza cuando el pistón inicia su recorrido hacia abajo. Cuando esto sucede, la válvula de admisión se abre y la mezcla de combustible /aire se introduce en el cilindro.
2. El tiempo de compresión comienza cuando la válvula de admisión se cierra y el pistón comienza a moverse de nuevo hacia la parte superior del cilindro. Esta fase del ciclo se utiliza para obtener una potencia mucho mayor de la mezcla de combustible/aire una vez que se enciende.
3. El tiempo de explosión comienza cuando la mezcla de combustible/aire es encendida. Esto provoca un tremendo aumento de la presión en el cilindro, y obliga al pistón ir hacia abajo lejos de la cabeza del cilindro, creando la potencia que gira el cigüeñal.
4. El tiempo de escape se utiliza para purgar el cilindro de los gases quemados. Se inicia cuando la válvula de escape se abre y el pistón comienza a moverse hacia la cabeza del cilindro, una vez más.
Incluso cuando el motor funciona a una velocidad relativamente baja, el ciclo de cuatro tiempos se lleva a cabo varios cientos de veces cada minuto. [Figura 6-5]
En un motor de cuatro cilindros, cada cilindro funciona en un tiempo diferente. La continua rotación del cigüeñal se mantiene por el momento preciso de los tiempos de explosión en cada cilindro. El funcionamiento continuo del motor depende del funcionamiento simultáneo de los sistemas auxiliares, incluyendo la inducción (admisión aire/combustible), encendido, combustible, aceite, refrigeración y sistemas de escape.
El último avance en los motores de pistón de aeronaves fue iniciado a mediados de la década de 1960 por Frank Thielert, quien buscó respuestas en la industria automotriz sobre cómo integrar la tecnología diesel en un motor de avión. La ventaja de un motor alternativo diesel radica en la similitud física del diesel y el queroseno. Las aeronaves equipadas con un motor de pistones diesel funcionan con queroseno estándar de aviación que proporciona una mayor independencia, mayor confiabilidad, menor consumo y ahorro de costos operacionales.
En 1999, Thielert formó la Thielert Aircraft Engines (TAE) para diseñar, desarrollar, certificar, y fabricar de un motor diesel totalmente nuevo que quema Jet-A para la industria de la aviación general. En marzo de 2001, el primer prototipo de motor se convirtió en el primer motor diesel certificado desde la Segunda Guerra Mundial. TAE continúa diseñando y desarrollando motores de ciclo diesel y otros fabricantes de motores como Société de Motorisations Aéronautiques (SMA) también ofrecen ahora motores de pistón alimentados con Jet-A. Los motores de TAE se pueden encontrar en el Diamond DA40 y el DA42 Twin Star bimotor, el primer motor diesel en ser parte del certificado de tipo de un fabricante de equipos nuevos originales (OEM) de aeronaves.
Estos motores también han ganado un lugar en el mercado de remotorización con un certificado de tipo suplementario (STC) para motorizar los modelos Cessna 172 y la familia Piper PA-28. La tecnología de motores de pistón alimentados por Jet-A ha seguido progresando y un control digital de motor (FADEC, se discute con más detalle más adelante en este capítulo) es estándar en dicha aeronave lo que minimiza la complicación de control del motor. En 2007, varias aeronaves de pistón Jet-A habían registrado más de 600.000 horas de servicio.
Hélice
La hélice es un perfil aerodinámico rotatorio, sujeto a la resistencia inducida, pérdidas, y otros principios aerodinámicos que se aplican a cualquier perfil. Provee el empuje necesario para tirar, o en algunos casos empujar, el avión en el aire. La potencia del motor se utiliza para girar la hélice, que a su vez genera empuje en una manera muy similar a como un ala produce sustentación. La cantidad de empuje producida depende de la forma del perfil, el ángulo de ataque de la pala de la hélice, y las revoluciones por minuto (rpm) del motor.
La hélice se retuerce por lo que el ángulo de pala cambia desde el cubo hasta la punta. El mayor ángulo de incidencia, o el paso más alto, está en el cubo mientras que el menor ángulo de incidencia o menor paso está en la punta. [Figura 6-6]
La razón de la torsión es para producir sustentación uniforme desde el cubo hasta la punta. A medida que la pala gira, hay una diferencia en la velocidad real en las diversas porciones de la pala. La punta de la pala se desplaza más rápidamente que la parte próxima al cubo, porque la punta se desplaza una distancia mayor que el cubo en el mismo período de tiempo. [Figura 6-7]
Cambiando el ángulo de incidencia (paso) del cubo a la punta para que se corresponda con la velocidad produce
sustentación uniforme en toda la longitud de la pala.
Una pala de la hélice diseñada con el mismo ángulo de incidencia en toda su longitud sería ineficiente porque a medida que aumenta la velocidad aerodinámica en vuelo, la porción cerca del cubo tendría un ángulo de ataque negativo, mientras que la punta de la pala estaría en pérdida.
Los aviones pequeños están equipados con uno de dos tipos de hélices. Uno es el de paso fijo, y el otro es de paso variable.
Hélice de paso fijo
Una hélice con ángulos de pala fijos es una hélice de paso fijo. El paso de esta hélice es establecido por el fabricante y no se puede cambiar. Dado que una hélice de paso fijo alcanza el mejor rendimiento sólo en una determinada combinación de velocidad y rpm, el ajuste del paso no es el ideal ni para crucero, ni para ascenso.
Así, la aeronave sufre un poco en cada categoría de rendimiento. La hélice de paso fijo se utiliza cuando son necesarios bajo peso, simplicidad y bajo costo.
Hay dos tipos de hélices de paso fijo: ascenso y crucero. Que el avión tenga instalada una hélice de ascenso o de crucero depende del uso previsto. La hélice de ascenso tiene un paso más bajo, por lo tanto menos resistencia.
Menos resistencia resulta en altas rpm y una mayor capacidad de potencia, lo que aumenta el rendimiento durante los despegues y ascensos, pero disminuye el rendimiento durante el vuelo de crucero.
La hélice de crucero tiene un paso más alto, por lo tanto más resistencia. Más resistencia resulta en bajas rpm y menos capacidad de potencia, lo que disminuye el rendimiento durante los despegues y ascensos, pero aumenta la eficiencia en vuelo de crucero.
La hélice está generalmente montada sobre un eje, que puede ser una extensión del cigüeñal del motor. En este caso, las rpm de la hélice serían las mismas que las rpm del cigüeñal. En algunos motores, la hélice está montada sobre un eje engranado al cigüeñal del motor.
En este tipo, las rpm de la hélice son diferentes que las del motor.
En una hélice de paso fijo, el tacómetro es el indicador de potencia del motor. [Figura 6-8]
Un tacómetro está calibrado en cientos de rpm y da una indicación directa de las rpm del motor y de la hélice. El instrumento está codificado en color, con un arco verde que denota el régimen máximo de funcionamiento continuo.
Algunos tacómetros tienen marcas adicionales para reflejar limitaciones del motor y/o hélice. Las recomendaciones del fabricante deben ser utilizadas como una referencia para aclarar cualquier malentendido de las marcas del tacómetro.
Las rpm están reguladas por el acelerador, que controla el flujo de combustible/aire al motor. En una altitud dada, cuanto mayor es la lectura del tacómetro, mayor es la potencia de salida del motor.
Cuando la altitud operativa aumenta, el tacómetro no puede mostrar la potencia correcta del motor. Por ejemplo, 2.300 rpm a 5.000 pies produce menos potencia que 2.300 rpm a nivel del mar debido a que la potencia depende de la densidad del aire. La densidad del aire disminuye a medida que aumenta la altitud y una disminución en la densidad del aire (mayor altitud de densidad) disminuye la potencia del motor. Cuando cambia la altitud, la posición del acelerador se debe cambiar para mantener las mismas rpm. Cuando se incrementa la altitud, el acelerador debe abrirse más para indicar las mismas rpm que a menor altitud.
Hélice de paso ajustable
La hélice de paso ajustable fue el precursor de la hélice de velocidad constante. Es una hélice con palas cuyo paso se puede ajustar en tierra con el motor detenido, pero que no se puede ajustar en vuelo. También se conoce como una hélice ajustable en tierra. En la década de 1930, los inventores pioneros de la aviación sentaban las bases para los mecanismos de cambio automático de paso, por lo que el término a veces se refiere a las modernas hélices de velocidad constante que son ajustables en vuelo.
Los primeros sistemas de hélice de paso ajustable proporcionan sólo dos ajustes de paso: bajo y alto. Hoy en día, la mayoría de los sistemas de paso ajustable son capaces de una amplia gama de ajustes de paso.
Una hélice de velocidad constante es una hélice de paso variable cuyo paso es variado automáticamente en vuelo por un governor que mantiene las rpm constantes a pesar de las cargas de aire variables. Es el tipo más común de hélice de paso ajustable. La principal ventaja de una hélice de velocidad constante es que convierte un alto porcentaje de potencia al freno (BHP) en caballos de fuerza de empuje (THP) sobre un amplio rango de combinaciones de rpm y velocidades. Una hélice de velocidad constante es más eficiente que otras hélices, ya que permite la selección de las rpm del
motor más eficiente para las condiciones dadas.
Una aeronave con hélice de velocidad constante tiene dos controles: el acelerador y el control de la hélice. El acelerador controla la potencia y el control de la hélice regula las rpm del motor. Esto a su vez regula las rpm de la hélice que son registradas en el tacómetro.
Una vez que se selecciona un determinado número de rpm, un governor ajusta automáticamente el ángulo de pala de la hélice según sea necesario para mantener las rpm seleccionadas. Por ejemplo, después de establecer las rpm deseadas durante el vuelo de crucero, un aumento de la velocidad o disminución de la carga de la hélice hará que el ángulo de pala de la hélice aumente lo necesario para mantener las rpm seleccionadas. Una reducción en la velocidad o aumento de la carga de la hélice hará que el ángulo de pala disminuya.
El rango de velocidad constante de la hélice, definido por los limitadores (stops) de paso alto y bajo, es el
rango de ángulos de pala posibles para una hélice de velocidad constante. Mientras el ángulo de las palas esté dentro del intervalo de velocidad constante y no contra cualquiera de los stops de paso, se mantienen unas rpm de motor constantes. Si las palas de la hélice hacen contacto con un stop de paso, las rpm del motor aumentarán o disminuirán según el caso, con cambios en la velocidad y la carga de la hélice. Por ejemplo, una vez que han sido seleccionadas unas determinadas rpm, si la velocidad del avión disminuye lo suficiente para hacer girar las palas hasta que entran en contacto con el stop de paso bajo, cualquier disminución adicional de la velocidad hará que las rpm del motor disminuyan de la misma manera que si se instalara una hélice de paso fijo. Lo mismo ocurre cuando una aeronave equipada con una hélice de velocidad constante se acelera a una velocidad más rápida. A medida que la aeronave acelera, el ángulo de pala aumenta para mantener las rpm seleccionadas hasta que se alcanza el stop de paso
alto. Una vez que ocurre esto, el ángulo de pala no puede aumentar y se incrementan las rpm del motor.
En un avión equipado con hélice de velocidad constante, la potencia es controlada por el acelerador y se indica por un medidor de presión del múltiple de admisión. El instrumento mide la presión absoluta de la mezcla combustible/aire dentro del múltiple y es más correcto una medida de presión absoluta de múltiple (MAP; Manifold Absolute Pressure). A unas rpm y altitud constantes, la cantidad de potencia producida está directamente relacionada con el flujo de combustible/aire entregado a la cámara de combustión.
Al incrementar la posición del acelerador, fluye más combustible y aire al motor y la MAP aumenta. Cuando el motor no está funcionando, el indicador de presión del múltiple indica la presión del aire ambiente, es decir, 29.92 pulgadas de mercurio (29.92 "Hg). Cuando se arranca el motor, la indicación de presión del múltiple disminuirá a un valor menor que la presión ambiente (es decir, en ralentí a 12 "Hg). Un fallo de motor o pérdida de potencia está indicada en el medidor como un aumento de la presión del múltiple a un valor correspondiente a la presión ambiente a la altitud donde se produjo el fallo. [Figura 6-9]
El medidor de presión en múltiple está codificado con color para indicar el rango de funcionamiento del motor. La esfera del instrumento tiene un arco verde para mostrar el rango de operación normal, y una línea roja radial para indicar el límite superior de presión del múltiple.
Para cualquier rpm dada, hay una presión del colector que no debe superarse. Si la presión del múltiple de admisión es excesiva para una rpm dada, la presión dentro de los cilindros puede ser excedida, poniendo tensión indebida en los cilindros. Si se repite con frecuencia, esta tensión puede debilitar los componentes del cilindro y, eventualmente, causar falla del motor. Como regla general, la presión del múltiple (en pulgadas) debe ser menor que las rpm.
Un piloto puede evitar las condiciones que sobreexigen los cilindros estando constantemente al tanto de las rpm, sobre todo cuando aumenta la presión del múltiple. Siga las recomendaciones del fabricante para la configuración de potencia de un motor en particular para mantener la relación adecuada entre la presión del múltiple y las rpm.
Cuando necesita cambiar tanto la presión de admisión como las rpm, evite sobreexigir el motor haciendo los ajustes de potencia en el orden correcto:
• Cuando reduce la potencia, reduzca la presión de admisión antes de reducir las rpm. Si las rpm se reducen antes que la presión, esta última aumentará de forma automática, posiblemente superando las tolerancias del fabricante.
• Cuando incrementa la potencia, invierta el orden, primero aumente las rpm, y luego la presión de admisión.
• Para evitar daños a los motores radiales, minimice el tiempo de operación a máximas rpm y presión de admisión, y evite el funcionamiento a máximas rpm y baja presión de admisión.
Las recomendaciones del fabricante del motor y/o del fuselaje se deben seguir para evitar el desgaste severo, la fatiga, y daños a motores alternativos de alto rendimiento.
Sistemas de inducción (admisión)
El sistema de inducción introduce aire desde el exterior, lo mezcla con el combustible, y suministra la mezcla de combustible/aire a los cilindros donde se produce la combustión. El aire exterior entra en el sistema de admisión a través de un orificio de admisión en la parte frontal de la cubierta del motor. Esta entrada normalmente contiene un filtro de aire que inhibe la entrada de polvo u otros objetos extraños. Dado que el filtro puede ocasionalmente llegar a obstruirse, debe estar disponible una fuente alternativa de aire. Por lo general, el aire alternativo proviene del interior de la cubierta del motor, donde evita pasar por el filtro de aire. Algunas fuentes alternativas de aire funcionan automáticamente, mientras que otras funcionan de forma manual.
Dos tipos de sistemas de inducción se utilizan comúnmente en motores de aviones pequeños:
1. El sistema de carburador, que mezcla el combustible y aire en el carburador antes de que esta mezcla entre en el múltiple de admisión
2. El sistema de inyección de combustible, que mezcla el combustible y el aire inmediatamente antes de la entrada en cada cilindro o inyecta el combustible directamente en cada cilindro
Sistemas de carburador
Los carburadores se clasifican como de flotador o de presión. El carburador de tipo de flotador, completo con sistemas de ralentí, aceleración, control de la mezcla, corte, y enriquecimiento es probablemente el más común de todos los tipos de carburador. Los carburadores de presión no se encuentran generalmente en pequeños aviones. La diferencia básica entre el tipo de flotador y un carburador del tipo de presión es el suministro de combustible. El carburador del tipo de presión suministra combustible a presión con una bomba de combustible.
En la operación del sistema de carburador de tipo flotador, el aire exterior primero fluye a través de un filtro de aire, generalmente ubicado en una entrada de aire en la parte frontal del carenado del motor. Este aire filtrado fluye en el carburador a través de un tubo Venturi, una garganta estrecha en el carburador.
Cuando el aire fluye a través del venturi, se crea un área de baja presión, lo que obliga a que el combustible fluya a través de un surtidor de combustible principal situado en la garganta. El combustible pasa entonces a la corriente de aire, donde se mezcla con el aire que fluye. [Figura 6-10]
La mezcla combustible/aire es entonces llevada a través del colector de admisión a las cámaras de combustión donde se encienden. El carburador de tipo de flotador adquiere su nombre de un flotador, que flota en el combustible dentro de la cuba. Una aguja unida al flotador abre y cierra una abertura en la parte inferior de la cuba del carburador. Esto mide la cantidad correcta de combustible en el carburador, dependiendo de la posición del flotador, que es controlada por el nivel de combustible en la cuba. Cuando el nivel del combustible obliga al flotador a subir, la válvula de aguja cierra la abertura de combustible y cierra el flujo de combustible al carburador. La válvula de aguja se abre de nuevo cuando el motor requiere combustible adicional. El flujo de la mezcla de combustible/aire a las cámaras de combustión está regulado por la válvula de mariposa, que es controlada por el acelerador en la cabina.
El carburador de flotador tiene distintas desventajas. En primer lugar, imagine el efecto que tienen maniobras bruscas en la acción del flotador. En segundo lugar, el hecho de que su combustible debe ser descargado a baja presión conduce a una vaporización incompleta y dificulta la descarga de combustible en algunos tipos de sistemas sobrealimentados. La principal desventaja del carburador de flotador, sin embargo, es su tendencia a la formación de hielo. Dado que el carburador de flotador debe descargar combustible a baja presión, el surtidor debe estar situado en la garganta del venturi, y la válvula de mariposa debe estar en el lado del motor del surtidor. Esto significa que el descenso de temperatura debido a la vaporización del combustible tiene lugar en el venturi. Como resultado, se forma hielo fácilmente en el venturi y en la mariposa.
Un carburador de presión descarga combustible en la corriente de aire a una presión muy por encima de la atmosférica. Esto resulta en una mejor vaporización y permite la descarga de combustible en la corriente de aire en el lado del motor de la mariposa. Con la boquilla de descarga situada en este punto, la caída de temperatura debido a la vaporización del combustible tiene lugar después de que el aire ha pasado la mariposa y en un punto donde el calor del motor tiende a compensar. Así, el peligro de engelamiento por vaporización de combustible es prácticamente eliminado. Los efectos de las maniobras rápidas y aire turbulento en los carburadores de presión son despreciables ya que sus cámaras se mantienen llenas de combustible en todas las condiciones.
Control de la mezcla
Los carburadores son calibrados normalmente a la presión del nivel del mar, donde se establece la proporción correcta de la mezcla de combustible-aire con el control de mezcla en la posición MAXIMA RICA. Sin embargo, al aumentar la altitud, la densidad del aire que entra al carburador disminuye, mientras que la densidad del combustible sigue siendo la misma. Esto crea una mezcla progresivamente más rica, lo cual puede resultar en funcionamiento áspero del motor y una pérdida apreciable de potencia. La aspereza se debe normalmente al empastarse las bujías por la acumulación de carbono en exceso.
La acumulación de carbono se produce porque la mezcla rica disminuye la temperatura en el interior del cilindro, inhibiendo la combustión completa del combustible. Esta condición puede producirse durante el período previo antes del despegue en los aeropuertos de gran altitud y durante ascensos o vuelo de crucero a grandes alturas. Para mantener la correcta mezcla aire/combustible, la mezcla debe ser empobrecida usando el control de mezcla.
Empobrecer la mezcla disminuye el flujo de combustible, lo que compensa la disminución de la densidad del aire a gran altura.
Durante un descenso desde gran altitud, la mezcla debeser enriquecida, o puede llegar a ser muy pobre. Unamezcla demasiado pobre causa detonación, lo quepuede resultar en funcionamiento áspero del motor, sobrecalentamiento y pérdida de potencia. La mejormanera de mantener la mezcla adecuada es vigilar latemperatura del motor y enriquecer la mezcla según seanecesario. El control adecuado de la mezcla y mejoreconomía de combustible para motores de inyección sepuede lograr mediante el uso del medidor de la temperatura de los gases de escape (EGT Exhaust Gas Temperature). Debido a que el proceso de ajuste de la mezcla varía de un avión a otro, es importante verificar al manual de vuelo del avión (AFM) o el manual de operación del piloto (POH) para determinar los procedimientos específicos para una aeronave.
Engelamiento del carburador
Como se mencionó anteriormente, una desventaja del carburador tipo flotador es su tendencia a la formación de hielo. El engelamiento se produce debido al efecto de vaporización del combustible y la disminución de la presión de aire en el venturi, lo que provoca una caída brusca de temperatura en el carburador. Si el vapor de agua en el aire se condensa cuando la temperatura del carburador está en o por debajo del congelamiento, se pueden formar hielo en las superficies internas del carburador, incluyendo la mariposa. [Figura 6-11]
La presión de aire reducida, así como la vaporización del combustible, contribuye al descenso de la temperatura en el carburador. El hielo se forma generalmente en las proximidades de la mariposa y en la garganta del venturi. Esto restringe el flujo de la mezcla de combustible/aire y reduce la potencia. Si se acumula suficiente hielo, el motor se puede detener. El hielo en carburador es probable que ocurra cuando las temperaturas están por debajo de 70 grados Fahrenheit (°F) o 21 grados Celsius (°C) y la humedad relativa sea superior al 80 por ciento. Debido al enfriamiento súbito que tiene lugar en el carburador, el engelamiento puede ocurrir incluso con temperaturas tan altas como 100 °F (38 °C) y humedad tan baja como 50 por ciento. Esta caída de temperatura puede ser tanta como 60 a 70 °F (15 a 21 °C).Por lo tanto, a una temperatura del aire exterior de 37 °C, una caída de temperatura de 21 °C da como resultado una temperatura del aire en el carburador de -1 °C. [Figura 6-12]
La primera indicación de engelamiento del carburador en una aeronave con hélice de paso fijo es una disminución de las revoluciones del motor, que puede ser seguido por aspereza del motor. En una aeronave con hélice de velocidad constante, el engelamiento de carburador es indicado generalmente por una disminución en la presión de admisión, pero sin reducción en rpm.
El paso de la hélice se ajusta automáticamente para compensar la pérdida de potencia. Así, se mantienen constantes las rpm. A pesar que el engelamiento del carburador puede ocurrir durante cualquier fase del vuelo, es particularmente peligroso cuando se reduce potencia durante el descenso. Bajo ciertas condiciones, el engelamiento puede pasar desapercibido hasta que se añade potencia.
Para combatir los efectos del engelamiento, los motores con carburadores de flotador emplean un sistema de calefacción del carburador.
Calefacción del carburador
La calefacción del carburador es un sistema anti-hielo que precalienta el aire antes de que llegue el carburador, y está destinado a mantener la mezcla de combustible/ aire por encima de la temperatura de congelación para evitar la formación de hielo en el carburador.
La calefacción del carburador se puede utilizar para derretir el hielo que se haya formado en el carburador si la acumulación no es demasiado grande, pero utilizar la calefacción del carburador como medida preventiva es la mejor opción. Además, la calefacción del carburador se puede utilizar como una fuente de aire alternativa si el filtro de aire se tapona en condiciones inesperadas o repentinas de engelamiento.
La calefacción del carburador debe ser comprobada durante el período de calentamiento del motor. Cuando utiliza la calefacción del carburador, siga las recomendaciones del fabricante.
Cuando las condiciones son propicias para la formación de hielo en el carburador durante el vuelo, deben hacerse controles periódicos para detectar su presencia.
Si se detecta, se debe aplicar inmediatamente máxima calefacción del carburador, y debe dejarse en la posición ON hasta que el piloto tiene la certeza que se ha eliminado todo el hielo. Si el hielo está presente, la aplicación parcial de calor o dejando de calor ON durante un tiempo insuficiente podría agravar la situación. En casos extremos de engelamiento de carburador, incluso después de que el hielo se ha eliminado, se debe utilizar máxima calefacción para prevenir la formación de hielo adicional. Si está instalado, un indicador de temperatura del carburador es útil para determinar cuándo se debe utilizar la calefacción del carburador.
Cuando el acelerador está cerrado durante el vuelo, el motor se enfría con rapidez y la vaporización del combustible es menos completa que si el motor está caliente. Además, en esta condición, el motor es más susceptible al engelamiento. Si se sospecha de condiciones de engelamiento del carburador y se prevé la operación con acelerador reducido, ajuste la calefacción del carburador a la posición completamente abierta antes de cerrar el acelerador y déjelo encendido durante la operación con acelerador reducido. El calor ayudará a la vaporización del combustible y ayudará a prevenir el engelamiento del carburador. Periódicamente, abra el acelerador suavemente durante unos segundos para mantener el motor caliente; de lo contrario, el calentador del carburador podría no proporcionar suficiente calor para evitar la formación de hielo.
El uso de la calefacción del carburador provoca una disminución en la potencia del motor, a veces hasta 15 por ciento, debido a que el aire caliente es menos denso que el aire exterior que ha entrado en el motor. Esto enriquece la mezcla. Cuando hay hielo en una aeronave con hélice de paso fijo y está siendo utilizado el aire caliente, hay una disminución en las rpm, seguido por un aumento gradual en las rpm al derretirse el hielo. El motor también debe funcionar más suavemente después de que el hielo se ha eliminado. Si no hay hielo presente, las rpm se reducirán y luego se mantendrán constantes. Cuando el aire caliente del carburador se utiliza en una aeronave con una hélice de velocidad constante y hay hielo presente, se notará una disminución en la presión del múltiple, seguido por un aumento gradual. Si no hay hielo en el carburador, el aumento gradual de la presión del múltiple no será evidente hasta que el aire caliente del carburador esté apagado.
Es imprescindible para un piloto reconocer cuando se forma hielo en el carburador durante el vuelo debido a que se producirá una pérdida de potencia, altitud y/o velocidad del aire. Estos síntomas a veces pueden estar acompañados por vibración o motor funcionando áspero. Una vez que se nota una pérdida de potencia, se debe tomar acción inmediata para eliminar el hielo formado en el carburador, y para prevenir la formación de hielo adicional. Esto se logra mediante la aplicación de calefacción de carburador máxima, lo que provocará una reducción adicional de potencia, y posiblemente aspereza del motor mientras el hielo derretido pasa por el motor.
Estos síntomas pueden durar desde 30 segundos a varios minutos, dependiendo de la severidad del engelamiento.
Durante este período, el piloto debe resistir la tentación de reducir el uso de la calefacción del carburador. El aire caliente del carburador debe permanecer en la posición de máximo caliente hasta que se recupere la potencia normal.
Dado que el uso de la calefacción del carburador tiende a reducir la potencia de salida del motor y aumentar la temperatura de funcionamiento, el aire caliente de carburador no debe utilizarse cuando se requiere plena potencia (como durante el despegue) o durante el funcionamiento normal del motor, excepto para comprobar la presencia o para quitar el hielo del carburador.
Medidor de temperatura del aire del carburador
Algunos aviones están equipados con un medidor de temperatura del aire del carburador, que es útil para detectar condiciones potenciales de formación de hielo. Por lo general, el medidor está calibrado en grados Celsius, con un arco de color amarillo que indica la temperatura del aire del carburador a la que puede ocurrir engelamiento. Este arco amarillo normalmente oscila entre -15°C y +5ºC. Si la temperatura del aire y el contenido de humedad del aire son tales que la formación de hielo en carburador es improbable, el motor puede funcionar con el indicador en la zona amarilla sin efectos adversos. Si las condiciones atmosféricas son propicias para engelamiento del carburador, el indicador debe mantenerse fuera del arco amarillo aplicando la calefacción del carburador.
Algunos indicadores de temperatura de aire del carburador tienen una línea roja, que indica la máxima temperatura del aire de entrada al carburador permitida, recomendada por el fabricante del motor. Si está presente, un arco verde indica el rango de operación normal.
Medidor de temperatura del aire exterior
La mayoría de las aeronaves están equipadas con un medidor de temperatura del aire exterior (OAT)
calibrado en grados Celsius y Fahrenheit. Proporciona la temperatura del aire exterior o ambiente para el cálculo de la velocidad verdadera, y también es útil para detectar condiciones potenciales de engelamiento.
Sistemas de inyección de combustible
En un sistema de inyección de combustible, el combustible se inyecta directamente en los cilindros, o justo por delante de la válvula de admisión. La toma de aire para el sistema de inyección de combustible es similar a la utilizada en un sistema de carburador, con una fuente de aire alternativa situada dentro de la cubierta del motor. Esta fuente se utiliza si la fuente de aire exterior está obstruida. La fuente de aire alternativa suele funcionar automáticamente, con un sistema de respaldo manual que se puede utilizar si la función automática falla.
Un sistema de inyección de combustible normalmente incorpora seis componentes básicos: una bomba de combustible accionada por el motor, una unidad de control de combustible/aire, el múltiple de combustible (distribuidor de combustible), las boquillas de descarga, una bomba de combustible auxiliar, y los indicadores de presión de combustible/flujo. [Figura 6-13]
La bomba de combustible auxiliar proporciona combustible a presión a la unidad de control de combustible/aire para el arranque del motor y/o uso de emergencia. Después del arranque, la bomba de combustible accionada por el motor proporciona combustible a presión desde el tanque de combustible a la unidad de control de combustible/aire.
Esta unidad de control, que esencialmente reemplaza al carburador, mide el combustible basada en el ajuste de control de mezcla, y lo envía a la válvula distribuidora de combustible en una cantidad controlada por el acelerador. Después de alcanzar la válvula de distribución, el combustible se distribuye a las boquillas de descarga individuales. Las boquillas de descarga, que están situadas en cada cabeza de cilindro, inyectan la mezcla de combustible/aire directamente en cada cilindro.
Un sistema de inyección de combustible se considera que es menos susceptible al engelamiento que el sistema de carburador, pero la formación de hielo de impacto en la entrada de aire es una posibilidad en cualquiera de los sistemas. El hielo de impacto ocurre cuando se forma hielo en el exterior de la aeronave, y bloquea las entradas tales como la toma de aire para el sistema de inyección.
Ventajas de la inyección de combustible:
• Reducción de la formación de hielo por evaporación
• Mejor flujo de combustible
• Respuesta más rápida del acelerador
• Preciso control de la mezcla
• Mejor distribución de combustible
• Arranques más fácil en clima frío
Desventajas:
• Dificultad en el arranque de un motor caliente
• Bloqueo de vapor durante las operaciones de tierra en los días calurosos
• Problemas relacionados con el reinicio de un motor que se detiene sin combustible
Sobrealimentadores y turboalimentadores
Para aumentar la potencia de un motor, los fabricantes han desarrollado sistemas de inducción forzada llamados sistemas sobrealimentadores y turboalimentadores.
Ambos comprimen el aire de admisión para aumentar su densidad. La diferencia clave está en la fuente de poder. Un sobrealimentador se basa en una bomba de aire impulsada por el motor o compresor, mientras que un turboalimentador obtiene su energía de la corriente de los gases de escape que pasa a través de una turbina, que a su vez hace girar el compresor. Las aeronaves con estos sistemas tienen un medidor de presión de admisión, que muestra MAP dentro del múltiple de admisión del motor.
En un día estándar a nivel del mar con el motor apagado, el indicador de presión de admisión indica la presión absoluta del aire ambiente de 29.92" de Hg.
Debido a que la presión atmosférica disminuye aproximadamente 1" de Hg por cada 1.000 pies de aumento de la altura, el medidor de presión indicará aproximadamente 24,92" de Hg en un aeropuerto que está a 5.000 pies sobre el nivel del mar con las condiciones de un día estándar.
Cuando un avión normalmente aspirado asciende, eventualmente alcanza una altitud donde la MAP no es suficiente para un ascenso normal. Esa altitud límite es el techo de servicio de la aeronave, y está directamente afectado por la capacidad del motor para producir potencia. Si el aire que entra al motor es presurizado, o impulsado, ya sea por un sobrealimentador o un turboalimentador, el techo de servicio de la aeronave puede ser aumentado. Con estos sistemas, un avión puede volar a mayores altitudes, con la ventaja de mayores velocidades verdaderas y mayor capacidad de circunnavegar el mal tiempo.
Sobrealimentadores
Un sobrealimentador es una bomba de aire impulsada por el motor o compresor que suministra aire comprimido al motor para proporcionar una presión adicional al aire de admisión de modo que el motor puede producir potencia adicional. Aumenta la presión en el colector y fuerza la mezcla de combustible/aire en los cilindros. A mayor presión de admisión, más densa es la mezcla de combustible/aire, y mayor es la potencia que puede producir un motor. Con un motor normalmente aspirado, no es posible tener una presión de admisión superior a la presión atmosférica existente.
Un sobrealimentador es capaz de aumentar la presión de admisión por encima de 30" de Hg.
Por ejemplo, a 8.000 pies un motor típico puede ser capaz de producir 75 por ciento de la potencia que podría producir a nivel del mar (MSL) porque el aire es menos denso a mayor altura. El sobrealimentador comprime el aire a una mayor densidad permitiendo a un motor sobrealimentado producir la misma presión de admisión a mayores altitudes, como podría producir a nivel del mar. Así, un motor a 8.000 pies MSL podría producir 25" Hg de presión de admisión donde sin sobrealimentador podría producir sólo 22" de Hg. Los sobrealimentadores son especialmente valiosos a gran altura (por ejemplo, 18.000 pies), donde la densidad del aire es del 50 por ciento de la de nivel del mar. El uso de un compresor en muchos casos suministrará aire al motor a la misma densidad que lo hizo a nivel del mar.
Con un motor normalmente aspirado, no es posible tener la presión de admisión superior a la presión atmosférica existente. Un compresor es capaz de aumentar la presión de admisión por encima de 30" de Hg.
Los componentes de un sistema de inducción sobrealimentado son similares a los de un sistema normalmente aspirado, con la adición de un sobrealimentador entre el dispositivo de medición del combustible y el múltiple de admisión. El sobrealimentador es impulsado por el motor a través de un tren de engranajes a una velocidad, a dos velocidades o a velocidades variables. Además, los sobrealimentadores pueden tener una o más etapas.
Cada etapa proporciona un aumento de la presión y los sobrealimentadores pueden clasificarse como de una sola etapa, de dos etapas, o multi etapas, en función del número de veces que ocurre una compresión.
Una versión inicial de un sobrealimentador de una sola etapa, y de una sola velocidad puede ser denominada como un sobrealimentador de nivel del mar. Un motor equipado con este tipo de compresor se llama un motor de nivel del mar. Con este tipo de sobrealimentador, un impulsor de un solo engranaje se utiliza para aumentar la potencia producida por un motor a todas las altitudes.
El inconveniente con este tipo de compresor es una disminución en la potencia del motor con un aumento de la altitud.
Los compresores de una etapa y una sola velocidad se encuentran en muchos motores radiales de gran potencia y utilizan una toma de aire que se enfrenta hacia adelante para que el sistema de inducción pueda aprovechar al máximo el aire a velocidad. El aire de admisión pasa a través de conductos a un carburador, donde el combustible se mide en proporción al flujo de aire. La carga de combustible/aire luego se conduce al sobrealimentador, o un impulsor soplador, que acelera la mezcla de combustible/aire. Una vez acelerada, la mezcla de combustible/aire pasa a través de un difusor, donde se convierte la velocidad del aire en energía de presión. Después de la compresión, la mezcla combustible/aire a alta presión se dirige a los cilindros.
Algunos de los grandes motores radiales desarrollados durante la Segunda Guerra Mundial tienen un sobrealimentador de una sola etapa y dos velocidades.
Con este tipo de compresor, un solo impulsor puede ser operado a dos velocidades. La velocidad baja del impulsor se refiere a menudo como ajuste de soplador bajo, mientras que la velocidad del impulsor alta se llama ajuste alto del soplador. En los motores equipados con un sobrealimentador de dos velocidades, una palanca o interruptor en la cabina activa un embrague de accionamiento por aceite que cambia de una velocidad a la otra.
Bajo operaciones normales, el despegue se realiza con el sobrealimentador en la posición baja del soplador. En este modo, el motor funciona como un motor de auto, y la potencia de salida disminuye a medida que la altitud aumenta. Sin embargo, una vez que el avión alcanza una altura especificada, se reduce la potencia, y el control del sobrealimentador se conmuta a la posición alta. El acelerador se establece a la presión de admisión deseada. Un motor equipado con este tipo de sobrealimentador se llama motor de altitud. [Figura 6.14]
Turboalimentadores
El método más eficiente de incrementar la potencia en un motor es mediante el uso de un turboalimentador o turbocompresor. Instalado en un motor, este impulsor utiliza los gases de escape del motor para accionar un compresor de aire para aumentar la presión del aire que entra en el motor a través del carburador o del sistema de inyección de combustible para aumentar la potencia a mayor altura.
La mayor desventaja de un sobrealimentador impulsado por el motor (el uso de gran cantidad de potencia del motor para la cantidad de aumento de potencia producida) se evita con un turboalimentador, porque los turbocompresores son accionados por los gases de escape de un motor. Esto significa un turbocompresor recupera energía de los gases de escape calientes que de otro modo se perderían.
Una segunda ventaja de los turboalimentadores sobre los sobrealimentadores es la capacidad de mantener el control sobre la potencia nominal de un motor desde el nivel del mar hasta la altitud crítica del motor. La altitud crítica es la altitud máxima a la que un motor turboalimentado puede producir su potencia nominal.
Por encima de la altitud crítica, la producción de potencia comienza a disminuir al igual que lo hace un motor normalmente aspirado.
Los turboalimentadores aumentan la presión del aire de entrada del motor, lo que permite que el motor desarrolle la potencia del nivel del mar o mayor aún a mayores altitudes. Un turbocompresor se compone de dos elementos principales: una turbina y un compresor.
La sección del compresor aloja un impulsor que gira a una alta velocidad. Cuando aire de inducción pasa a través de los álabes del impulsor, éste acelera el aire, lo que permite que un gran volumen de aire sea arrastrado al alojamiento del compresor. La acción del impulsor posteriormente produce aire a alta presión y alta densidad, que es suministrado al motor. Para girar el impulsor, se utilizan los gases de escape del motor para accionar una turbina que está montada en el extremo opuesto del eje de accionamiento del impulsor.
Dirigiendo diferentes cantidades de gases de escape sobre la turbina, se puede extraer más energía, haciendo que el impulsor suministre más aire comprimido al motor. La válvula de desagüe, esencialmente una válvula mariposa ajustable instalada en el sistema de escape, se utiliza para variar la masa de los gases de escape que fluyen por la turbina. Cuando está cerrada,
la mayoría de los gases de escape del motor se ven forzados a fluir a través de la turbina. Cuando está abierta, a los gases de escape se les permite evitar la turbina haciéndolos fluir directamente a través del escape del motor. [Figura 6-15]
Puesto que la temperatura de un gas se eleva cuando se comprime, el turbocompresor hace aumentar la temperatura del aire de admisión. Para reducir esta temperatura y disminuir el riesgo de detonación, muchos motores turboalimentados utilizan un intercambiador de calor (intercooler). Este intercambiador de calor utiliza el aire exterior para enfriar el aire comprimido caliente antes de entrar en el dispositivo de medición de combustible.
Funcionamiento del sistema
En los motores turboalimentados modernos, la posición de la válvula de desagüe está regulada por un mecanismo de control medidor presión acoplado a un actuador. El aceite del motor dirigido hacia o desde este actuador mueve la posición de la válvula.
En estos sistemas, el actuador se posiciona automáticamente para producir la MAP deseada, simplemente cambiando la posición del acelerador.
Otros diseños de sistemas de turbocompresión utilizan un control manual separado para posicionar la válvula de descarga. Con el control manual, el indicador de presión de admisión debe ser monitoreado de cerca para determinar cuándo se ha logrado la MAP deseada.
Los sistemas manuales se encuentran a menudo en los aviones que han sido modificados con sistemas turboalimentadores instalados posterior a la venta. Estos sistemas requieren consideraciones de operación especiales. Por ejemplo, si la válvula queda cerrada luego de descender de gran altura, es posible producir una presión de admisión que supere las limitaciones del
motor. Esta condición, de presión excesiva, puede producir detonación severa debido al efecto de empobrecimiento de la mezcla, resultante del aumento de la densidad del aire durante el descenso.
A pesar que un sistema automático de válvula de descarga es menos propenso a experimentar una condición de sobrepresión, todavía puede ocurrir. Si la potencia de despegue se aplica mientras la temperatura del aceite del motor está por debajo de su rango de operación normal, el aceite frío podría no fluir fuera del actuador de la válvula con la suficiente rapidez para evitar una sobrepresión. Para ayudar a prevenir esto, avance el acelerador con cuidado para evitar exceder los límites máximos de presión de admisión.
Un piloto volando un avión con un turboalimentador debe ser consciente de las limitaciones del sistema. Por ejemplo, la turbina y el compresor del turboalimentador pueden operar a velocidades de rotación que exceden las 80.000 rpm a temperaturas extremadamente altas.
Para lograr una alta velocidad de rotación, los cojinetes del sistema deben ser alimentados constantemente con aceite de motor para reducir las fuerzas de fricción y altas temperaturas. Para obtener una lubricación adecuada, la temperatura del aceite debe estar en el rango de operación normal antes de aplicar acelerador al máximo. Además, permita que el turboalimentador se enfríe y la turbina desacelere antes de detener el motor.
De lo contrario, aceite remanente en el alojamiento del cojinete hervirá, formando depósitos de carbón en los cojinetes y el eje. Estos depósitos deterioran rápidamente la eficiencia y la vida de útil del turboalimentador. Para ver limitaciones adicionales consulte el manual de vuelo/POH.
Rendimiento a grandes altitudes
A medida que una aeronave equipada con turboalimentador asciende, la válvula de descarga se cierra gradualmente para mantener la máxima presión de admisión permitida. En algún momento, la válvula de descarga estará totalmente cerrada y los aumentos de altitud harán que la presión de admisión disminuya.
Esta es la altitud crítica, que es establecida por el fabricante de la aeronave o del motor. Al evaluar el desempeño del sistema turboalimentador, tenga en cuenta que si la presión de admisión comienza a disminuir antes de la altitud crítica especificada, el motor y el sistema de sobrealimentación debe ser inspeccionado por un técnico de aviones calificado para verificar el correcto funcionamiento del sistema.
Sistema de encendido
En un motor de encendido por chispa el sistema de encendido proporciona una chispa que enciende la mezcla de combustible/aire en los cilindros y está compuesto de magnetos, bujías, cables de alta tensión, y el interruptor de encendido. [Figura 6-16]
Un magneto utiliza un imán permanente para generar una corriente eléctrica completamente independiente del sistema eléctrico del avión. El magneto genera suficiente alto voltaje para hacer saltar una chispa a través de la abertura de la bujía en cada cilindro.
El sistema empieza a encenderse cuando se activa el arrancador y el cigüeñal comienza a girar. Continúa operando mientras el cigüeñal esté girando.
La mayoría de aeronaves certificadas estándar incorporan un sistema de encendido doble con dos magnetos individuales, juegos de cables separados y bujías para aumentar la confiabilidad del sistema de encendido. Cada magneto opera independientemente para disparar una de las dos bujías en cada cilindro. El disparo de dos bujías mejora la combustión de la mezcla de combustible/aire y da como resultado una potencia ligeramente superior. Si uno de los magnetos falla, el otro no se ve afectado. El motor continuará funcionando normalmente, aunque se puede esperar una ligera disminución en la potencia del motor. Lo mismo sucede si falla una de las bujías en un cilindro.
El funcionamiento del magneto es controlado en la cabina por la llave de encendido. El interruptor tiene cinco posiciones:
1. OFF
2. R (derecho)
3. L (izquierdo)
4. BOTH (ambos)
5. START (arranque)
Con DERECHO o IZQUIERDO seleccionado, sólo se activa el magneto asociado. El sistema funciona en ambos magnetos con BOTH seleccionado.
Un mal funcionamiento del sistema de encendido puede ser identificado durante la comprobación previa al despegue observando la disminución de rpm que se produce cuando el interruptor de encendido se mueve primero desde BOTH a R, y luego de BOTH a L.
Una pequeña disminución en las rpm del motor es normal durante esta comprobación. El descenso permitido está listado en el manual del avión. Si el motor deja de funcionar cuando se cambia a un magneto o si la caída de rpm supera el límite permitido, no vuele el avión hasta solucionar el problema. La causa podría ser bujías sucias, cables rotos o en cortocircuito entre el magneto y las bujías, o encendido de las bujías a destiempo.
Cabe señalar que si no caen las rpm no es normal, y en ese caso, la aeronave no debe ser volada.
Después de apagar el motor, gire la llave de encendido a la posición OFF. Incluso con los interruptores de batería en OFF, el motor se puede encender y girar si la llave de encendido queda en ON y la hélice se mueve debido a que el magneto no requiere fuente externa de energía eléctrica. Sea consciente de la posibilidad de lesiones graves en esta situación.
Incluso con la llave de encendido en la posición OFF, si el cable de tierra entre el magneto y la llave de encendido se desconecta o se rompe, el motor podría arrancar accidentalmente con el combustible residual en el cilindro si la hélice se mueve. Si esto ocurre, la única manera de parar el motor es mover el mando de mezcla a la posición de corte, luego haga revisar el sistema por un técnico de mantenimiento de aviación calificado.
Sistemas de aceite
El sistema de aceite del motor realiza varias funciones importantes:
• Lubricación de las piezas móviles del motor
• Enfriamiento del motor al reducir la fricción
• Extracción del calor de los cilindros
• Proporcionar un cierre hermético entre las paredes de los cilindros y pistones
• Remoción de contaminantes
Los motores alternativos utilizan un cárter húmedo, o un sistema de aceite de cárter seco. En un sistema de cárter húmedo, el aceite se encuentra en un depósito que es parte integral del motor. En un sistema de cárter seco, el aceite está contenido en un depósito separado, y circula a través del motor por medio de bombas.
[Figura 6-17]
El componente principal de un sistema de cárter húmedo es la bomba de aceite, que extrae aceite del cárter y la envía al motor. Después que el aceite pasa a través del motor, vuelve al cárter. En algunos motores, se suministra lubricación adicional con el giro del cigüeñal, que salpica aceite sobre partes del motor.
Una bomba de aceite también suministra presión de aceite en un sistema de cárter seco, pero la fuente de aceite se encuentra externa al motor, en un depósito de aceite separado. Después de que el aceite pasa a través del motor, se bombea desde diversos lugares en el motor de vuelta al depósito de aceite por medio de bombas. Los sistemas de cárter seco permiten que se suministre un mayor volumen de aceite al motor, lo que los hace más adecuados para motores alternativos muy grandes.
El medidor de presión de aceite proporciona una indicación directa de la operación del sistema de aceite.
Muestra la presión en libras por pulgada cuadrada (psi) del aceite suministrado al motor. El color verde indica el rango de operación normal, mientras que el rojo indica la presión mínima y máxima. Debería haber una indicación de presión de aceite durante el arranque del motor. Consulte el manual de vuelo/POH para las limitaciones.
El medidor de temperatura de aceite tiene una zona verde que muestra el rango de operación normal y una línea roja que indica la temperatura máxima admisible.
A diferencia de la presión de aceite, los cambios en la temperatura del aceite ocurren más lentamente. Esto es particularmente notable después de arrancar el motor, cuando puede llevar varios minutos para que el instrumento muestre un aumento de la temperatura del aceite.
Controle la temperatura del aceite periódicamente durante el vuelo, especialmente cuando opera en temperatura ambiente alta o baja. Temperaturas de aceite altas pueden ser señal de una línea de aceite tapada, baja cantidad de aceite, un radiador de aceite bloqueado, o un indicador de temperatura defectuoso.
Bajas temperaturas de aceite puede ser señal de una viscosidad de aceite inadecuada durante las operaciones en clima frío.
El tapón de llenado de aceite y la varilla (para medir la cantidad de aceite) son generalmente accesibles a través de un panel en la cubierta del motor. Si la cantidad no cumple con los niveles de operación recomendados por el fabricante debe agregarse aceite. El AFM/POH o leyendas cerca del panel de acceso proporcionan información sobre el tipo correcto de aceite, así como la cantidad de aceite mínima y máxima. [Figura 6-18]
Sistemas de refrigeración del motor
El combustible que se quema dentro de los cilindros produce intenso calor, la mayoría del cual es expulsado a través del sistema de escape. Gran parte del calor remanente, sin embargo, debe ser eliminado, o al menos disipado, para evitar que el motor se sobrecaliente. De lo contrario, las extremadamente altas temperaturas del motor pueden conducir a la pérdida de potencia, consumo excesivo de aceite, detonación y daños graves
en el motor.
Mientras que el sistema de aceite es vital para el enfriamiento interno del motor, es necesario un método de enfriamiento adicional para la superficie externa del motor. La mayoría de los aviones pequeños son refrigerados por aire, aunque algunos son refrigerados por líquido.
La refrigeración por aire se realiza por el aire que fluye en el compartimiento del motor a través de aberturas en el frente de la cubierta del motor. Unos tabiques llevan este aire sobre unas aletas en los cilindros y otras partes del motor, donde el aire absorbe el calor del motor. La expulsión del aire caliente se lleva a cabo a través de una o más aberturas en la porción inferior trasera de la cubierta del motor. [Figura 6-19]
El aire entra en el compartimiento del motor a través de una entrada detrás del cubo de la hélice. Tabiques lo dirigen hacia las partes más calientes del motor, sobre todo los cilindros, que tienen aletas que aumentan el área expuesta al flujo de aire.
El sistema de refrigeración por aire es menos eficaz durante las operaciones en tierra, despegues, aproximación frustrada, y otros períodos de operación de alta potencia y baja velocidad. Por el contrario, los descensos a alta velocidad proporcionan aire en exceso y puede enfriar rápidamente el motor, sometiéndolo a fluctuaciones de temperatura bruscas.
Operar el motor a temperatura más alta que la especificada puede provocar pérdida de potencia, consumo excesivo de aceite, y detonación. También da lugar a daños permanentes graves, como el rayado de las paredes del cilindro, dañar los pistones y aros, y quemado y deformación de las válvulas. La observación de los instrumentos de temperatura del motor ayudará a
evitar la operación a alta temperatura.
Bajo condiciones de operación normal en aviones que no están equipados con aletas de refrigeración en el carenado, la temperatura del motor se puede controlar cambiando la velocidad o la potencia del motor. Las altas temperaturas pueden ser reducidas al incrementar la velocidad y/o reduciendo la potencia.
El indicador de temperatura de aceite da una indicación indirecta y retardada del aumento de la temperatura del motor, pero se puede utilizar para determinar la temperatura del motor si éste es el único medio disponible.
La mayoría de los aviones están equipados con un indicador de temperatura de la tapa de cilindros que indica un cambio de temperatura directo e inmediato.
Este instrumento está calibrado en grados centígrados o Fahrenheit, y por lo general tiene un arco de color verde para indicar el rango de operación normal. Una línea roja en el instrumento indica la temperatura máxima permisible de la tapa de cilindros.
Para evitar excesivas temperaturas en la tapa, aumente la velocidad, enriquezca la mezcla, y/o reduzca la potencia. Cualquiera de estos procedimientos ayuda a reducir la temperatura del motor. En una aeronave equipada con aletas de refrigeración, utilice las posiciones de estas para controlar la temperatura. Estas aletas son tapas articuladas que encajan y cubren las aberturas a través de las cuales se expulsa el aire caliente. Si la temperatura del motor es baja, las aletas de refrigeración pueden ser cerradas, restringiendo así el flujo de aire caliente expulsado y aumentando la temperatura del motor. Si la temperatura del motor es alta, las aletas se pueden abrir para permitir un mayor flujo de aire a través del sistema, disminuyendo la temperatura del motor.
Sistemas de escape
Los sistemas de escape del motor expulsan los gases de combustión, suministran calor a la cabina, y descongelan el parabrisas. Un sistema de escape tiene tubos de escape conectados a los cilindros, así como un silenciador. Los gases de escape son expulsados del cilindro a través de la válvula de escape y luego a través del sistema de escape a la atmósfera.
Para calentar la cabina, el aire exterior pasa por la entrada de aire y se canaliza a través de una cubierta alrededor del silenciador. El silenciador es calentado por los gases de escape y, a su vez, calienta el aire alrededor del silenciador. Este aire caliente luego se conduce a la cabina para dar calor y aplicaciones de descongelado. La calefacción y el descongelamiento se controlan en la cabina de vuelo, y puede ser ajustado al nivel deseado.
Los gases de escape contienen grandes cantidades de monóxido de carbono, que es inodoro e incoloro. El monóxido de carbono es mortal, y su presencia es prácticamente imposible de detectar. El sistema de escape debe estar en buenas condiciones y libre de grietas.
Algunos sistemas de escape tienen una sonda EGT.
Esta sonda transmite la EGT (exhaust gas temperature) a un instrumento en la cabina. El EGT mide la temperatura de los gases en el múltiple de escape. Esta temperatura varía con la relación de combustible/aire que entra en los cilindros y se puede utilizar como una base para regular la mezcla de combustible/aire. El medidor de EGT es muy preciso en el ajuste de mezcla correcta. Cuando se utiliza el EGT para empobrecer la mezcla de combustible/aire, se puede reducir el consumo de combustible. Para conocer procedimientos específicos, consulte las recomendaciones del fabricante para empobrecer la mezcla.
Sistema de arranque
La mayoría de los aviones pequeños usan un sistema de arranque eléctrico directo. Este sistema consiste en una fuente de electricidad, cableado, interruptores y relay para operar el arranque y el motor de arranque. La mayoría de los aviones tienen arranques que se acoplan y desacoplan automáticamente cuando se operan, pero algunas aeronaves más viejas tienen arrancadores que se activan mecánicamente por una palanca accionada por el piloto. El motor de arranque se acopla al volante, girando el motor a una velocidad que le permite arrancar y mantenerse operando.
La energía eléctrica para el arranque se suministra normalmente por una batería a bordo, pero también puede ser suministrada por alimentación externa a través de un receptáculo de energía externa. Cuando el interruptor de la batería está activado, la energía eléctrica es suministrada a la barra de alimentación del bus principal a través del relay de la batería. Tanto el motor de arranque como el interruptor de arranque, toman la corriente de la barra de bus principal, pero el motor no funcionará hasta que el relay de arranque sea energizado por el arranque cuando se gira a la posición "START". Cuando el interruptor se libera de la posición
"START", el relay le quita la energía al motor de arranque. El motor de arranque está protegido de ser arrastrado por el motor a través de un embrague en la unidad de motor de arranque que permite que el motor funcione más rápido que el motor de arranque. [Figura 6-20]
Al arrancar un motor, las normas de seguridad y cortesía deben ser observadas estrictamente. Una de las más importantes es asegurarse de que no hay nadie cerca de la hélice. Además, las ruedas deben ser calzadas y puestos los frenos, para evitar los riesgos provocados por un movimiento involuntario. Para evitar daños en la hélice y en la propiedad, el avión debe estar en un área en la que la hélice no levante piedras ni polvo.
Combustión
Durante la combustión normal, la mezcla combustible/aire se quema de una manera controlada y predecible.
En un motor de encendido por chispa el proceso se produce en una fracción de un segundo. La mezcla comienza a quemarse en el punto en que es encendida por las bujías, y luego se quema desde las bujías hasta que se consume toda. Este tipo de combustión provoca un aumento suave de la temperatura y presión y asegura que los gases en expansión entregan la máxima fuerza al pistón en el momento exacto en la carrera de trabajo. [Figura 6-21]
La detonación es una ignición explosiva descontrolada de la mezcla combustible/aire dentro de la cámara de combustión del cilindro. Produce temperaturas y presiones excesivas que, si no se corrigen, pueden conducir rápidamente a fallas del pistón, el cilindro, o las válvulas. En los casos menos graves, la detonación causa un sobrecalentamiento del motor, aspereza, o pérdida de potencia.
La detonación se caracteriza por altas temperaturas de la tapa de cilindros y es probable que ocurra cuando se opera a altas potencias. Las causas operativas comunes de la detonación son:
• Uso de un combustible de grado menor al especificado por el fabricante de la aeronave.
• Operación del motor con presiones del múltiple extremadamente altas junto con bajas rpm.
• Operación del motor con altas potencias con una mezcla excesivamente pobre.
• Operaciones en tierra extensas o grandes ascensos en las que el enfriamiento de los cilindros esta reducido.
La detonación se puede evitar siguiendo estas pautas básicas durante las distintas fases de operación en el suelo y en vuelo:
• Asegúrese que usa el grado de combustible apropiado.
• Mantenga las aletas de refrigeración (si están disponible) en posición totalmente abiertas, mientras está en el suelo para proporcionar el máximo flujo de aire.
• Use una mezcla de combustible enriquecida, así como un ángulo de ascenso pequeño para aumentar la refrigeración de los cilindros durante el despegue y ascenso inicial.
• Evite ascensos empinados extensos y con alta potencia.
• Desarrolle el hábito de controlar los instrumentos del motor para verificar el funcionamiento adecuado de acuerdo a los procedimientos establecidos por el fabricante.
El pre encendido (autoencendido) se produce cuando la mezcla de combustible/aire se enciende antes del evento de encendido normal. La combustión prematura generalmente es causada por un punto caliente en la cámara de combustión, usualmente creado por un pequeño depósito de carbón sobre una bujía, un aislador de bujía quebrado, u otros daños en el cilindro que hacen que una parte se caliente lo suficiente para encender la carga de combustible/aire. El pre encendido causa la pérdida de potencia del motor, y produce altas temperaturas de operación. Al igual que la detonación, el autoencendido también puede causar graves daños al motor, debido a que los gases en expansión ejercen
excesiva presión sobre el pistón, mientras todavía está
en tiempo de compresión.
La detonación y el pre encendido a menudo se producen simultáneamente y uno puede causar el otro. Dado que cualquiera de estas condiciones causa alta temperatura del motor acompañada por una disminución en el rendimiento, a menudo es difícil distinguir entre los dos. Usando el grado de combustible recomendado y operando del motor dentro de su rango adecuado de temperatura, presión, y rpm se reduce la posibilidad de detonación o pre encendido.
Control digital del motor de mando total
(FADEC)
El FADEC (Full Authority Digital Engine Control) es un sistema que consta de una computadora digital y componentes auxiliares que controlan el motor y la hélice de un avión. Utilizado primeramente en motores de turbina de aeronaves, y conocido como control electrónico digital de mando total, estos sofisticados sistemas de control son cada vez más utilizados en aviones con motores de pistón.
En un motor alternativo de encendido por chispa el FADEC utiliza sensores de velocidad, temperatura y presión para controlar el estado de cada cilindro. Una computadora digital calcula el pulso ideal para cada inyector y ajusta el tiempo de encendido según sea necesario para lograr un rendimiento óptimo. En un motor de encendido por compresión el FADEC opera de manera similar y realiza las mismas funciones, excepto los específicamente relacionados con el proceso de encendido por chispa.
Los sistemas FADEC eliminan la necesidad de magnetos, calefacción del carburador, controles de mezcla, y cebado del motor. Una sola palanca de acelerador es característica de una aeronave equipada con un sistema FADEC. El piloto simplemente coloca la palanca del acelerador en una posición deseada, tal como arranque, ralentí, potencia de crucero, o potencia máxima, y el sistema FADEC ajusta el motor y la hélice de forma automática para el modo seleccionado. No hay necesidad de que el piloto para vigile o controle la relación de mezcla aire/combustible.
Durante el arranque de la aeronave, el FADEC ceba los cilindros, ajusta la mezcla, y posiciona el acelerador basado en la temperatura del motor y presión ambiente.
Durante el vuelo de crucero, el FADEC controla constantemente el motor y ajusta el flujo de combustible, y el tiempo de encendido individualmente en cada cilindro. Este preciso control del proceso de combustión resulta en menor consumo de combustible y aumento de potencia.
Los sistemas FADEC se consideran una parte esencial del control del motor y la hélice, y puede ser alimentado por el sistema eléctrico principal de la aeronave. En muchos aviones el FADEC usa energía de un generador separado conectado al motor. En cualquier caso, debe haber una fuente eléctrica de seguridad disponible porque el fallo del sistema FADEC podría resultar en una completa pérdida de la potencia del motor. Para evitar la pérdida de empuje, dos canales digitales separados e idénticos se incorporan para redundancia, siendo cada canal capaz de proporcionar todas las funciones de motor y hélice sin limitaciones.
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