Optimización deL diseño DEL sistema de pruebas del cabezal

1

OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.

INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA

UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN

OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE

PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE

COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.

T E S I N A

QUE PARA OBTENER EL GRADO DE

INGENIERO EN AERONAUTICA PRESENTAN:

LUNA NUÑEZ DAVID

ROSALES PÉREZ JUAN MANUEL

ASESOR:

ING. CARLOS HERNÁNDEZ PÉREZ

México D.F., Marzo 2013.

2


3


CONTENIDO

RESUMEN. ....................................................................................................................................................... 5

ABSTRACT ....................................................................................................................................................... 7

INTRODUCCIÓN ............................................................................................................................................. 8

JUSTIFICACIÓN ......................................................................................................................................... 9

OBJETIVOS ............................................................................................................................................... 10

ALCANCE ................................................................................................................................................... 11

METODOLOGÍA ........................................................................................................................................ 11

CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE .................................................................................................. 12

1.1 McDonnell Douglas MD-80 ......................................................................................................... 12

1.1 Bancos de pruebas ...................................................................................................................... 14

CAPÍTULO 2. PLANTEAMIENTO DEL PROYECTO ..................................................................... 17

2.1 Implementación de la metodología QFD para el concepto de diseño ................................. 17

2.2 Sistema de Combustible y características del APU del MD-80 ............................................ 19

2.3 Sistema Hidráulico ....................................................................................................................... 22

2.4 Descripción del proceso para realizar la prueba en el Atomizador ...................................... 24

2.5 Arreglos de dispersión del Atomizador de Combustible ......................................................... 27

2.6 Modelado geométrico de la propuesta de diseño ................................................................... 28

CAPÍTULO 3. ANÁLISIS Y SIMULACIONES .................................................................................. 44

3.6 Definición del tipo de Simulación Virtual ................................................................................... 44

3.2 Cargas aplicadas .......................................................................................................................... 45

3.3 Análisis Estructural Modal mediante Elemento Finito............................................................. 45

3.4 Interpretación de Resultados...................................................................................................... 64

CAPÍTULO 4. PLAN DE MANUFACTURA ...................................................................................... 65

4.6 Fundamentos del estudio de factibilidad .................................................................................. 65

4.2 Dibujos del taller ........................................................................................................................... 66

CONCLUSIONES .......................................................................................................................................... 74

REFERENCIAS.............................................................................................................................................. 75

4


RELACIÓN DE FIGURAS Y TABLAS

No. Fig Título Pág.

FIG. 1 CONTENEDOR PARA PRUEBA Y CALIBRACIÓN DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN ............................... 6

FIG. 2 MD-80 DE AEROMÉXICO ................................................................................................................ 13

FIG. 3 SISTEMA ELÉCTRICO DEL MD-80 .................................................................................................. 13 FIG. 4 BANCO DE PRUEBAS ANTIGUO DEL TALLER DE COMPONENTES Y SISTEMAS HIDRÁULICOS DE

LA COMPAÑÍA MEXICANA DE TRANSPORTACIÓN AÉREA ................................................................ 14

FIG. 5 EQUIPOS DE PRUEBAS DE COMBUSTIBLE FABRICADOS POR LA EMPRESA TESTEK INC. ........... 15

FIG. 6 BANCO DE PRUEBAS TESTEX INC. ............................................................................................... 16

FIG. 7 LOCALIZACIÓN DEL APU ................................................................................................................ 20

FIG. 8 DESPIECE DEL ENSAMBLE DEL ATOMIZADOR DE COMBUSTIBLE ................................................... 21

FIG. 9 DESPIECE DEL DUCTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN ............................................................... 22

FIG. 10 NARIZ DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE .................................................................................... 25

FIG. 11 VISTA SUPERIOR DE LA NARIZ DE DISTRIBUCIÓN ACOPLADO CON LA TAPA SUPERIOR ............... 26

FIG. 12 VISTA SUPERIOR DE CONTENEDOR ................................................................................................ 26

FIG. 13 HABITÁCULO DEL CONTENEDOR EN EL BANCO DE PRUEBAS ......................................................... 26

FIG. 14 ARREGLOS DE DISPERSIÓN DEL CABEZAL ..................................................................................... 27

FIG. 15 CÁMARA DE DESCARGA DE COMBUSTIBLE .................................................................................... 32

FIG. 16 TAPA SUPERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA ............................................................................ 33

FIG. 17 VENTANILLA DE LA CÁMARA DE DESCARGA ................................................................................... 34

FIG. 18 TAPA INFERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA .............................................................................. 35

FIG. 19 JUNTA .............................................................................................................................................. 37

FIG. 20 REPRESENTACIÓN GEOMÉTRICA PARA EL CÁLCULODE LONGITUD DEL COMPARADOR ................. 38

FIG. 21 FORMA DE LOS COMPARADORES ................................................................................................... 39

FIG. 22 TRANSPORTADOR ........................................................................................................................... 40

FIG. 23 CÁMARA DE DESCARGA .................................................................................................................. 41

FIG. 24 TAPA SUPERIOR MODIFICADA ........................................................................................................ 42

FIG. 25 ENSAMBLE FINAL CON LA PROPUESTA DE LAOPTIMIZACIÓN DE DISEÑO ...................................... 42

FIG. 26 REPRESENTACIÓN DEL ENTORNO OPERACIONAL DEL COMPONENTE ............................................ 43

FIG. 27 ENSAMBLE FINAL EN EL HABITÁCULO DEL BANCO DE PRUEBAS ................................................... 43

FIG. 28 ENSAMBLE DE LA CÁMARA DE DESCARGA ...................................................................................... 44

FIG. 29 MALLA DEL ENSAMBLE ................................................................................................................... 53

FIG. 30 1ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 59

FIG. 31 2DO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ...................................................................... 60

FIG. 32 3ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 61

FIG. 33 4TO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 62

TABLA 1.- CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DEL AVIÓN MCDONNELL DOUGLAS DE LA SERIE MD-80. ............. 12

TABLA 2.- CRITERIO DE PONDERACIÓN. ......................................................................................................... 18

TABLA 3.- TABLA DE PONDERACIÓN. .............................................................................................................. 19

5


RESUMEN.

Este proyecto tiene como origen el satisfacer una necesidad técnica específica, orientado al campo

operacional y de servicio para la industria de la aviación comercial dentro de una aerolínea,

siempre que esta mantenga en su flota aviones McDonnell Douglas MD-80.

A partir del enfoque técnico de diversos equipos de mantenimiento que operan en México y del

hecho de que hacen un especial énfasis en el ámbito de la mejora e innovación en los procesos de

mantenimiento que se ejecutan en el avión; el presente trabajo está orientado a brindar una

optimización de diseño con aplicación al proceso de calibración y prueba del sistema de

distribución de combustible, todo esto para que no solo se extienda la vida útil del componente sino

que también mejore su condición operacional.

Se sobre entiende que la meta en cualquier proceso de optimización para esta industria es la

realización de mejores prácticas de servicio y mantenimiento en tierra, para extender la vida

operacional del avión, ya que actualmente se cuenta con una vasta zona de oportunidad para

optimizar ciertos procesos de mantenimiento, pero siendo este un caso particular, este proyecto

solo aborda una propuesta de diseño para el sistema de medición que calibra la distribución de

combustible a entregar en la nariz de distribución.

Algunos argumentos que se han expuesto por parte del equipo de mantenimiento de diversas

aerolíneas que operan con este tipo de aeronaves, señalan que se carece de un equipo para

realizar pruebas de calibración en cabezales de distribución que permitan obtener parámetros

específicos dentro de márgenes operacionales óptimos, otorgando así un mejor desempeño

operacional. Se sabe que en el mercado se encuentra un banco de pruebas que incluye este

proceso, pero este no posee un entorno sofisticado para agilizar la prueba ya que no provee al

usuario de un entorno adecuado para efectuar la medición, dando como resultado una

incertidumbre en la misma.

Debido al alcance que se tiene para este proyecto, se involucra la satisfacción de un requerimiento

industrial específico desde la concepción del mismo, con el de brindar una optimización que se

aplique dentro de la industria aeronáutica del país para aeronaves de esta índole, a implementarse

en estaciones de mantenimiento.

6


FIG. 1 CONTENEDOR PARA PRUEBA Y CALIBRACIÓN DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN

7


ABSTRACT

This project originates to satisfy a specific technical need, directed to the operative and service field

for the commercial aviation industry within an airline, as long as this airline has in its fleet McDonnell

Douglas MD-8 aircrafts.

From the technical approach of several maintenance teams operating in Mexico and the fact that

they make a special emphasis in the area of improvement and innovation in maintenance

processes running on the plane, this paper aims to provide design optimization with application to

calibration and testing of the fuel distribution system, all this that not only extend the life of the

component but also improve its operational condition.

It is understood that the goal of any optimization process for the industry is to perform the best

service practices and operation in ground (platform) to extend the operational life of the aircraft,

currently there is a vast area of opportunity to optimize certain maintenance processes, but being

this a particular case, this project only addresses a proposed design for the measurement system

that calibrates fuel distribution to deliver in the fuel distribution nose.

Some arguments that have been exposed by the maintenance teams of various airlines operating

with this type of aircraft, point out that there is a lack of equipment for calibration tests in the

distribution heads that allow obtaining specific parameters within optimal operating margins, thereby

providing a better operational performance. It is known that there is a test that includes this process,

but this does not have a sophisticated environment to expedite the test because the equipment

does not provide a suitable environment for measurement, resulting in an uncertainty in the

measurement.

Due to the extent that this project has, the satisfaction of a specific industrial request it is involved

with providing an optimization that applies within the country´s aviation industry for this kind of

airplanes, to be implemented in maintenance stations.

8


INTRODUCCIÓN

9


JUSTIFICACIÓN

El sistema de distribución de combustible constituye la parte fundamental de cualquier planta

motriz, este ha sido diseñado para cumplir con todas las disposiciones en materia de emisiones y

debe ofrecer un excelente desempeño. Dentro del ramo aeronáutico, se sabe que

independientemente del tipo de motor que utilice la aeronave, el empuje se obtiene de la

conversión de la energía química del combustible a energía mecánica, a este proceso se le llama

combustión, por ende, es necesario contar con un sistema de distribución y almacenamiento que

transfiera el combustible hasta las cámaras de combustión y lo inyecten en los quemadores de

manera eficiente.

Se considera entonces que este sistema y sus componentes forman parte vital del proceso

operacional de la aeronave, así como los procesos alternos y sub alternos que lo complementan,

puesto que el correcto desempeño del motor va ligado a todo esto. En este caso, no se brinda una

optimización al sistema, sino a un componente sub alterno que cuenta con un área de oportunidad

basada en diversos requerimientos y condiciones de operación que dan la pauta para buscar una

condición operacional óptima en la nariz de distribución de combustible.

Dentro de la Industria de la Aviación Comercial se cuenta desde hace mucho tiempo con diversos

medios y procedimientos para llevar a cabo un correcto plan de mantenimiento, que junto con una

adecuada estrategia operacional, se obtiene un mayor y mejor desempeño de cualquier aeronave

comercial. Sin embargo, esta Industria requiere de un proceso de innovación y optimización

constante para que a la larga se cuente con vehículos aéreos más sofisticados, con el objetivo de

brindar un servicio óptimo atendiendo a un mercado exigente.

Al entrar en materia, es pertinente retomar detalles específicos de tareas rutinarias en donde se

puede contemplar una basta área de oportunidad para mejorar ciertos procesos de mantenimiento.

Se sabe de ante mano, que un plan de mantenimiento bien estructurado tanto en tiempos y

procedimientos, cubre todos los sectores operacionales del avión, pero no propone la

implementación de tareas especificas a procesos adyacentes que optimicen o brinden un valor

agregado al mantenimiento preventivo. Es en este campo, donde la ingeniería debe de

implementar mejoras para prolongar inteligentemente la vida útil de los componentes.

El presente proyecto contempla una alternativa funcional que complementa un simple proceso de

calibración teniendo que ver con la distribución de combustible al A.P.U. para arrancar el motor,

proponiendo una optimización para el sistema de medición y calibración aplicado al Sistema de

Distribución y Atomización de Combustible. Con el fin de identificar los parámetros operacionales

óptimos del sistema.

10


Se contempla que varias líneas aéreas comerciales tendrán a bien considerar, evaluar y ejecutar

este proyecto; ya que el sistema en cuestión es utilizado en varias aeronaves de esta categoría,

por ende, la optimización no se ve envuelta en un alto grado de complejidad e incluso se tiene en

mente que existe en el mercado una empresa que se dedica a la distribución de bancos de

pruebas que incluyen la calibración de cabezales de distribución de combustible, pero los

márgenes de costos y mantenimiento son altos comparados con los del presente proyecto.

OBJETIVOS

Objetivo general

Desarrollar una optimización de diseño en la cámara de descarga actual un banco de pruebas, que

permita la comprobación del ángulo aspersión de combustible en la nariz de distribución, y verificar

si se encuentra en el rango de operación óptimo; para ser utilizado en APU de aviones McDonnell

Douglas MD-80.

Objetivos específicos

Colaborar de manera conjunta con el equipo de mantenimiento de una aerolínea mexicana que

tenga en su flota activa aviones de este tipo, para complementar la fase de desarrollo del

producto.

Realizar la investigación para sustentar el concepto de diseño y analizar todas las variantes del

entorno operacional a considerar en la etapa de simulación.

Proveer un diseño paramétrico para controlar cambios en la geometría que no requieran de un

re trabajo, tanto para el modelo CAD como para la malla que se utiliza en el modelo CAE.

Fundamentar el proceso de construcción basado en una metodología de construcción

sustentable y ante un presupuesto accesible.

Generar un breve estudio de factibilidad que contemple todas las características técnicas de la

propuesta a compararse con el modelo que se está utilizando actualmente.

Analizar a detalle el entorno operacional del sistema para tener una alta fiabilidad en los

resultados de la simulación mediante elemento finito.

Generar los planos de taller para la posible manufactura.

11


ALCANCE

El alcance del proyecto será proveer un diseño de ingeniería fundamentado con resultados de

simulación mediante el uso del elemento finito y proporcionar un plan de manufacturabásico bajo

los estándares necesarios, para que sea aprobado y ejecutado dentro del proceso operacional de

una aerolínea aérea que utilice aviones McDonnell Douglas MD-80.

METODOLOGÍA

El diseño de producto se fundamenta en la metodología QFD, complementada a la par con otros

recursos similares para darle un valor agregado al diseño, tales como herramientas PLM. Todo

esto basado en manuales técnicos de la parte y bibliografía especializada en materia de Hidráulica,

Análisis Estructural y el manual de mantenimiento del componente.

12


CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE

Se señala que el nivel de investigación que fundamenta el presente proyecto es de un alcance

medio, ya que solo abarca los principios fundamentales del sistema de distribución de combustible

y en cambio, se enfoca en el procedimiento de diseño para optimizar el sistema de medición (visto

como un conjunto) del banco de pruebas que actualmente se utiliza en la industria para efectuar la

calibración y las pruebas correspondientes a este subsistema de la aeronave.

1.1 McDonnell Douglas MD-80

Se opta en primera instancia por presentar los datos más relevantes de la aeronave en cuestión.

Los aviones McDonnell Douglas de la Serie MD-80, son aviones comerciales que tuvieron su auge

en los años de 1980 y 1990, formando parte de la familia de los DC-9. Desarrollado para realizar

trayectos de mediano y corto alcance con capacidades superiores en cuanto a desempeño se

refiere; equipado con 2 plantas motrices Pratt&Whitney JT8D-200 que combinan un diseño

aerodinámico eficiente, operando a un bajo costo operacional.

Especificaciones MD-81

(MD-80 Series)

Pasajeros - Configuración típica de 2 pasajeros - Configuración típica para 3 pasajeros

155 172

Carga 1.253 ft3 (35.5 m

3)

Motor EmpujeMáximo

Pratt & Whitney JT8D-209 18,500 lb (8,391 kg)

Capacidad maxima de combustible 5,840 U.S. gal (22,106 L)

Peso máximo al despegue 140,000 lb (63,503 kg)

Rangomáximo 1,565 millasnáuticas (2,897 km)

Velocidad crucero a 35,000 pies 0.76 Mach 504 pmh (811km/h)

Dimensiones básicas: Envergadura Longitud Altura

107 tf 8 in (32.8m) 147 ft 8 in (45.1m) 29 ft 6 in (9.95m)

TABLA 1.- CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DEL AVIÓN MCDONNELL DOUGLAS DE LA SERIE MD-80.

13


FIG. 2 MD-80 DE AEROMÉXICO

La base de este trabajo se basa en el entorno operacional del Banco de Pruebas que esta

diseñado para operar en un APU de un MD-80, esta aeronave ya no se encuentra dentro de la

línea de producción de Boeing (que en 1997 adquirió a la constructora de aviones McDonell

Douglas) pero sigue siendo un avión popular y aún recibe el soporte técnico necesario e

indispensable por parte de su constructora. En la Fig. 3 se muestran las posiciones de los

componentes principales del Sistema Eléctrico del MD-80.

FIG. 3 SISTEMA ELÉCTRICO DEL MD-80

14


1.1 Bancos de pruebas

Antecedentes

Cada que una aeronave entra a reparación, se necesita efectuar una validación de la misma para

saber si ésta ha sido satisfactoria. Ante una tecnología que se encuentra en un estado evolutivo

latente, la necesidad de contar con equipo de validación y evaluación de los sistemas a los cuales

se les ha realizado una reparación, es imperiosa, ya que se tiene que demostrar la efectividad del

trabajo de mantenimiento realizado. La industria de talleres certificados de mantenimiento y

reparaciones mayores o menoresha venido creciendo en México desde la aparición de la primer

línea aérea, en 1921 se crea la “Compañía Mexicana de Transportación Aérea” (conocida hasta

hace unos años como Compañía Mexicana de Aviación), y posteriormente se fundó la empresa

“Aeronaves de México” en 1934 (conocida actualmente como Aeroméxico). Desde los inicios de

estas dos empresas, se ha trabajado en el constante desarrollo de bancos de prueba que

demuestren y validen la efectividad de la reparación hecha.

Cabe mencionar que el desarrollar un equipamiento de esta índole involucra un alto grado de

regulación y normatividad, misma que quedo asentada por la Administración de Aviación Federal

(FAA, por su siglas en ingles) en el año 2002, que rige el desarrollo de Equipo de Prueba y

Herramientas especificas, el cual debe de acatar un proceso de certificación y documentación

avalado por las correspondientes áreas administrativas de la aerolínea en que aplique.

FIG. 4 BANCO DE PRUEBAS ANTIGUO DEL TALLER DE COMPONENTES Y SISTEMAS HIDRÁULICOS DELA

COMPAÑÍA MEXICANA DE TRANSPORTACIÓN AÉREA

15


Equipo de Pruebas

Este se vincula directamente a la parte, subsistema o componente al cual se le realizará la

validación. Algunos de los fabricantes de componentes aeronáuticos (Honeywell, por ejemplo) para

dar un valor agregado al servicio al cliente, en ciertas ocasiones proveen las herramientas y el

equipamiento necesario para efectuar la prueba de dichas partes o subsistemas; también es

posible que el fabricante ya cuente con el desarrollo del equipo de prueba pero no lo otorga al

cliente, sino que lo pone a la venta (como es el caso de algunos equipamientos de Hamilton

Sundstrand).

En el mercado actualmente se cuenta con una cartera de diversas empresas que se dedican a

fabricar equipos de prueba especializados para algunos subsistemas de ciertos modelos de avión,

e incluso si el cliente requiere una opción “personalizada”, pueden brindarle una solución de este

tipo; AA1 Corporation y Testek Inc. son algunos ejemplos de empresas con este giro.

FIG. 5 EQUIPOS DE PRUEBAS DE COMBUSTIBLE FABRICADOS POR LA EMPRESA TESTEK INC.

16


Modos de operación en los Bancos de Pruebas

Existen tres modos de operación: modo manual, modo semiautomático o automático. Cada uno se

define por las características referentes con la prueba a efectuar; el modo automático es el más

común ya que su operación esta controlada electrónicamente, siendo un buen ejemplo el caso de

las computadoras de vuelo.

En base a la sofisticación del componente, el modo de operación del equipo de prueba va

tendiendo más a la automatización debido a que se integran sistemas electrónicos incluso en

equipos hidráulicos, o dentro del sistema neumático y también el sistema de combustible.

Para el caso de los componentes de tecnología no actualizada pero con un desempeño bastante

eficiente y que aún se conservan en estado operativo, la automatización y semiautomatización se

convierte en una alternativa para reducir tiempos; y es aquí donde se brindan soluciones

tecnológicas para innovar los instrumentos de medición para realizar las pruebas correspondientes

a estos componentes, otorgando así parámetros precisos que pueden ser validados por una

computadora, aunque se tienen márgenes de costo un poco elevados.

Recordemos que la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI ó ICAO por sus siglas en

inglés) es la que se encarga que todos los aviones que vuelan alrededor del mundo cumplan con

las normativas de aeronavegabilidad en vuelo y de todos los componentes de las aeronaves, pues

la aviación es y debe ser estrictamente el sistema de transporte más seguro del mundo ante esto,

todo los componentes deben contar con los certificados de aeronavegabilidad correspondiente.

FIG. 6 BANCO DE PRUEBAS TESTEX INC.

17


CAPÍTULO 2. PLANTEAMIENTO DEL PROYECTO

Dentro de este capitulo se explica el desarrollo del concepto de diseño que tendrá la optimización,

basado en la problemática y los requerimientos que se tienen. En primera instancia se utiliza parte

de la Metodología QFD (Quality Function Deployment, por sus siglas en ingles), para realizar un

concepto de diseño eficiente, posteriormente de detallan las características del Sistema de

Combustible y del APU del avión junto con la descripción del proceso para realizar la prueba de

calibración.Por último, se presenta la fase de desarrollo de la optimización de diseño que solo

aplica para este banco de pruebas.

2.1 Implementación de la metodología QFD para el desarrollo del concepto de diseño

Caso de Estudio:

El banco de pruebas que se tiene dentro de Aeroméxico (aerolínea tomada como referencia) que

mantiene en su flota aviones MD-80, no cuenta con un sistema enteramente eficaz para calibrar y

realizar la prueba de distribución de combustible en el cabezal (nariz de distribución). Este equipo

cuenta con el entorno para llevar a cabo la prueba, pero carece de aditamentos que permitan

tomar lecturas de parámetros exactos y así poder validar la calibración o evaluar la factibilidad de

la reparación.

Se utiliza el Proceso Jerárquico Analítico que se aplica al QFD para gestionar el diseño en base a

requerimientos del posible usuario final y metas de diseño, atendiendo a estándares de calidad

elevados.

Requerimientos Funcionales

Fácil proceso de Operación

Toma de parámetros precisos

Operación en base a márgenes específicos

Rápida validación de la prueba

Conceder condiciones flexibles de operación

Operar ante normatividad y reglamentación aérea

18


Requerimientos Deseables

Excelente criterio ergonómico

Bajo costo

De alto impacto tecnológico

Presentación de Ideas de Innovación de Diseño

Debido al enfoque que se tiene para la optimización de diseño, se presentan las siguientes

alternativas para el concepto de diseño:

Implementación de equipamiento y medios accesibles para la obtención de parámetros

precisos

Llevar a cabo un re trabajo en la tapa superior del contenedor para introducir un

mecanismo de medición simple, teniendo en mente los márgenes de costo pequeños

Ante la comparación de los Equipos de prueba que existen en el mercado contra el que se

tiene en la aerolínea, se debe buscar un criterio justo para fundamentar la innovación

tecnología del proyecto considerando costos

La selección de materiales de los nuevos componentes o equipamientos, deberá ser

analizada a detalle

Ante estos requisitos, se procede a formar una Matriz de Comparación Pareada, que con su

respectiva Tabla de Ponderación indique cual es el resultado de la ponderación de requerimientos.

NOTA: La nomenclatura para formar la comparación entre parejas de requerimientos queda de la

siguiente forma:

- C (Columna)

- R (Renglón)

1 3 5 7 9

Los elementos C y R tienen la

misma importancia

El elemento C es ligeramente

más importante que el elemento R

El elemento C es más

importante que el elemento R

El elemento C es fuertemente

más importante que el elemento R

El elemento C es muy

fuertemente más

importante que el elemento R

TABLA 2.- CRITERIO DE PONDERACIÓN.

19


TABLA 3.- TABLA DE PONDERACIÓN.

2.2 Sistema de Combustible y características del APU del MD-80

Para proceder con el desarrollo del concepto de diseño, se debe de entender en principio el

Sistema de Combustible. La alimentación de combustible a ambos motores se efectúa por medio

de un sistema que consiste en un tanque con un reservorio que es llenado por gravedad, y un

sistema de suministro de dos bombas colocadas en el reservorio. Este sistema es de flujo cruzado,

el cual permite abastecer ambos motores desde un mismo tanque. Adicionalmente esta aeronave

cuenta con un tanque al centro de las alas que proporciona combustible directamente a la línea de

abastecimiento de ambos motores sin tener que pasar por el sistema de flujo cruzado.

El tanque central posee dos bombas colocadas en serie para generar una presión mayor que la de

los tanques principales, asegurando el uso de su combustible aún con las bombas principales

operando. Se tiene una bomba de arranque de 28 V DC, que se encuentra en el tanque derecho y

se usa para poner en marcha el APU o los motores cuando no hay corriente alterna disponible. La

capacidad estándar de combustible para la familia de aeronaves MD-80 es de 5,840 U.S. Gal

(22.106 m3, 22,106 L).

20


La importancia del control del combustible del APU en el sistema de control ambiental radica en la

necesidad de mantener íntegro el suministro de respaldo de este sistema. Para ello contar con una

fuente auxiliar de energía eléctrica y energíaneumática, es indispensable. La potencia auxiliar es

proporcionada por el APU, que se localiza bajo la parte delantera en la sección trasera de

accesorios, que consta de una turbina de gas de una sola flecha, con un compresor centrífugo de

dos pasos, una cámara de combustión y una turbina de flujo axial. El APU opera con un flujo de

aire de 106 lb/min a 48 PSIG al nivel del mar, a 103°F (39.4°C). Se trata entonces, de una fuente

de poder que requiere únicamente suministro de combustible y de energía eléctrica para operar.

Las Unidades de Potencia Auxiliar (APU, por sus siglas en ingles) utilizadas por las aeronaves MD-

80 pertenecen a la serie GTCP85 fabricadas por el fabricante Honeywell. Es importante resaltar

que la potencia neumática generada se utiliza para el arranque de los motores principales de la

aeronave, aire acondicionado, presurización de la cabina y para el proceso de enfriamiento del

propio aceite del APU. Cuando se está haciendo una parada de tránsito y no se cuenta con fuentes

externas eléctricas ni neumáticas, el APU será el único medio que hará posible arrancar

nuevamente los motores y mantener la cabina con suministro de energía eléctrica.

A grandes rasgos, el sistema de combustible

del APU consta de una bomba de engranes

que recibe combustible a baja presión y lo

descarga en la línea de una boquilla

(cabezal). El combustible se atomiza desde el

cabezal de distribución (boquilla) en gotas

muy finas, el aire que fluye a través de los

orificios del ducto de la cámara de

combustión evapora el combustible y la bujía

hace la ignición de la mezcla. La bomba de

combustible está diseñada para desplazar

una cantidad mayor de combustible de la que

requiere originalmente el APU, con el fin de

mantener condiciones óptimas de operación.

FIG. 7 LOCALIZACIÓN DEL APU

21


En el cabezal de distribución de combustible se encuentra un atomizador (nariz de distribución)

que es el que se encarga de difuminar el mismo, este atomizador es a la vez un divisor de flujo

debido a que durante el encendido, el flujo de aire es muy bajo y el combustible debe salir del

atomizador en partículas muy pequeñas a evaporarse rápidamente, ante esto, se requiere un

orificio muy pequeño. Cuando el encendido se ha llevado a cabo, este orificio ya no es suficiente y

se requiere uno mayor para que la aceleración tenga lugar y los parámetros operacionales se

mantengan. Debido a que la flama debe encontrarse precisamente en el centro geométrico de la

cámara de combustión un orificio se encuentra dentro del otro y ambos están separados por una

pequeña válvula de alivio. En el proceso de encendido, el combustible se atomiza por el orificio

pequeño (primario), cuando la presión aumenta, la válvula se abre y permite el flujo de combustible

por el orificio mayor (secundario).

FIG. 8 DESPIECE DEL ENSAMBLE DEL ATOMIZADOR DE COMBUSTIBLE

22


FIG. 9 DESPIECE DEL DUCTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN

2.3 Sistema Hidráulico

El avión posee dos sistemas hidráulicos separados que operan a 3,000 PSL, se accionan por una

bomba de pistones de desplazamiento variable movida por uno de los motores. Ambos sistemas

son totalmente independientes solo que el sistema derecho incluye una bomba auxiliar accionada

eléctricamente. Se cuenta con una unidad de transferencia de potencia hidráulica reversible

instalada entre los dos sistemas para conectarlos mecánicamente y proporcionar un sistema

alterno de operación del tren de aterrizaje, junto con algunas operaciones de mantenimiento.

APU

23


Este sistema es capaz de transferir presión de un sistema a otro en caso de que se presente una

falla (siempre y cuando no sea una fuga) en alguno de los dos.

Bomba de Impulso 5 gpm a 30 psig

Flojometro 5 a 400 pph con 0.5% de precisión

Restrictor de flujo de combustible 159 a 161 lb/hr en 100 psig

Accesorio del banco de pruebas P/N 281600-6-1

Adaptador del atomizador de combustible P/N 283236-1-1

Probador de boquilla de combustible P/N 285496-1-1

Tubo de la boquilla del adaptador principal P/N 288468-1

Manómetros 0 a 600 psig rango 2.0 psig de precisión

0 a 100 psig rango 0.5 psig de precisión

0 a 500 psig rango 1.0 psig de precisión

Filtro de alta presión 10 micrones o más pequeño

Bomba de alta presión 2 gpm a 600 psid

Lámpara/reflector 500 watts

Kit para checar de fugas P/N 2024503-1

Filtro de baja presión 10 micrones

Empaques P/N AS568-904

P/N M83248/1-011

P/N S9413-010

P/N S9413-011

Componentes adicionales:

Válvula de cierre primario

Transportador de 180°

Deposito de 50 Galones

Válvula de cierre secundaria

Válvulas de cierre

Bloque de prueba para alivio de la presión y divisor de fluido P/N 2024189-1

24


2.4 Descripción del proceso para realizar la prueba en el Atomizador de Combustible

Procedimiento tomado del Manual de Mantenimiento del Componente.

1. D.

(1) Mientras el regulador de presión del combustible está suficientemente abierto, encender la

bomba de impulso y la bomba de alta presión y la válvula de cierre. Ajustar el regulador de presión

del combustible (presiones especificadas), posteriormente:

a) Medir y registrar el flujo divisor de presión de la válvula de apertura y la velocidad de flujo

del total del atomizador de combustible.

b) Ajustar el regulador de presión para reducir el combustible de entrada de 4 a 6 (psig)

debajo del divisor de flujo de presión de la válvula de apertura e incrementar del 8 al 12

psig de presión sobre el flujo divisor de la válvula de apertura. El flujo divisor deberá estar

abierto a las presiones especificadas.

c) Si la presión de apertura está fuera de los límites, ajustar el flujo divisor de cuña de

espesor (todo excepto….) si la apertura de presión se encuentra fuera de los limites, ajuste

las lainas de la válvula del flujo divisor.

NOTA: Ajustar el espesor de las lainas aumentar o disminuir la presión de la válvula de apertura.

Añadir lainas para el aumento de presión. Remover las lainas para disminuir la presión.

d) Ajustar el regulador de presión en la secuencia de la prueba y registrar la velocidad del

flujo. Si la velocidad del flujo no es específica remplazar la válvula del divisor de flujo.

e) Ajustar el regulador de presión del combustible a cero, cerrar la válvula de cierre, apagar la

bomba impulsora (2) y la bomba de alta presión (5).

(2) Realizar la comprobación de ángulo de pulverización en la válvula del flujo divisor de presión de

la válvula de apertura de acuerdo a lo siguiente:

a) Encender la bomba de impulso, bomba de alta presión, abrir la válvula de cierre y ajustar el

regulador de presión del combustible a la una presión de entrada de 4 a 6 psig de presión

abajo del flujo divisor de la válvula de apertura e incrementar la presión de 8 a 12 psig de

presión sobre el flujo divisor de la válvula de apertura del flujo como en la figura 702.

b) Debe de crearse un patrón de roseado en forma de cono manteniéndose constante y

uniforme como lo especifica el patrón b. ningún chorro sólido o combustible está permitido

ninguna discontinuidad en el patrón de atomizado patrones está permitido (ver patrón

admisibles en el Manual de Mantenimiento).

c) Ajustar el regulador de presión para reducir la entrada de presión del combustible a 25psig.

25


d) Cada ángulo medido de la línea central deberán compararse dentro de 3 grados.

e) Si el ángulo del espray no está dentro de los límites especificados, remplazar el juego de

platos.

(3) Realizar la siguiente prueba de patrones de atomizado:

a) Encender la bomba de impulso, bomba de alta presión y la válvula de cierre (8).

NOTA: Si observa que escupe, raya o burbujea durante las condiciones de la prueba, use el aire

limpio filtrado para quitar el combustible acumulado dentro de la boquilla mojada y revisar sobre las

superficies del juego de platos externos, verifique:

3.1. Si cesa el burbujeo por completo entonces la acumulación del combustible y la

pulverización fue aceptada.

3.2. Si el problema no cesa rechace el atomizador de combustible.

b) Ajustar el regulador de presión para aplicar de 9 a 11 psig a la de presión de entrada, el

patrón de atomizado deberá ser constante y uniforme. Este no debe de burbujear, ni

escupir ni rayar por encima del atomizador de combustible, ningún chorro solido de

combustible está permitido.

c) Durante la prueba no debe haber ninguna variación si algún cambio es observado durante

la prueba de atomizado, el ángulo del asperción o las fluctuaciones de la presión son

mayores de 15 psig, remplace el juego de platos (65, 65ª, 65B, IPL).

d) Remplace los platos (30 a 60)si se observa que el patrón de atomizado o las fluctuaciones

de presión de entrada son insatisfactorios de acuerdo a él manómetro del combustible.

e) Remplace la válvula divisora de flujo (100 a 100H) Si la apertura de la presión no está

dentro de los limites especificados, repita la prueba si es requerido el remplazo de la parte.

En las siguientes fotos se muestran los componentes del banco de pruebas:

FIG. 10 NARIZ DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE

26


FIG. 11 VISTA SUPERIOR DE LA NARIZ DE DISTRIBUCIÓN ACOPLADO CON LA TAPA SUPERIOR

FIG. 12 VISTA SUPERIOR DE CONTENEDOR

FIG. 13 HABITÁCULO DEL CONTENEDOR EN EL BANCO DE PRUEBAS

27


2.5 Arreglos de dispersión del Atomizador de Combustible

FIG. 14 ARREGLOS DE DISPERSIÓN DEL CABEZAL

28


2.6 Modelado geométrico de la propuesta de diseño

Para el desarrollo de este proyecto se está tomando en cuenta el banco de pruebas con el que

actualmente cuenta esta aerolínea para llevar a cabo esta prueba, que de acuerdo a la información

proporcionada fue construido con recursos de la misma, cumpliendo con las especificaciones que

solicita el fabricante para la realización de la prueba de la nariz de descarga.

Al inicio de este capítulo se plantea la problemática de la carencia de un sistema de medición

angular en la cámara de descarga por lo que se espera resolver dicho problema con lo que aquí se

aporte y brinde un valor agregado a esta prueba.

A continuación se dará a conocer el procedimiento seguido para el diseño del dispositivo de

medición angular en base al equipo con el que se cuenta y cumpliendo con las especificaciones del

fabricante sobre los valores máximos que la prueba arrojara.

Con los datos obtenidos, se genero una propuesta con el objetivo de satisfacer la necesidad actual

del banco de pruebas, Primero se hará la descripción del dispositivo de manera general y la de

cada uno de sus componentes, para posteriormente presentar los planos de cada componente así

como su representación en un software PLM, en este caso CATIA V5R20.

La meta principal de este trabajo es habilitar el banco de pruebas con el que cuenta la aerolínea,

ya que actualmente un procedimiento tan simple pero de gran importancia, se lleva a cabo por

empresas externas, generando un costo mayor y retrasando el manejo de tiempos operacionales

de la parte, incrementando sus costos operacionales y derivando en pérdidas para la empresa.

Planteamiento y análisis de necesidades.

Cualquier dispositivo u componente que forma parte de los sistemas de una aeronave, debe ser

sometido a un mantenimiento de acuerdo a un manual, cumpliendo con todos los requerimientos

de este. Llevado a cabo el mantenimiento o simplemente por periodo operacional, se debe realizar

una prueba operacional para verificar su correcto funcionamiento, si es necesario un ajuste o

determinar si existe una falla que requiera reparación.

Para comprobar el correcto funcionamiento en el FCU del APU de MD-80 existen tres alternativas

posibles.

La primera es conocida como prueba de sito, esto se refiere a que el FCU es instalado en el APU,

siendo esta es la validación más usual pero presenta inconvenientes.

La prueba no puede ser realizado en condiciones extremas ni de manera completa debido

a que el APU trabaja bajo ciertas condiciones y el sobrepasarlas implica daños y la

disminución de su vida útil.

29


El APU debe arrancarse en dos ocasiones: la primera para ajustar la presión de apertura y

la segunda para ajustar el gobernador, suponiendo que los valores son los correctos de lo

contrario implicaría un arranque más. El arrancar el APU implica que los materiales sean

sometidos a esfuerzos debido al choque térmico además que se puede realizar un

arranque en caliente lo que provocaría un esfuerzo mayor lo que se traduce en disminución

de la vida útil.

El combustible que se quema durante la prueba es un costo de operación de las aeronaves

y no contribuye en esta acción, en el caso de un FCU no pase la prueba el combustible se

rechaza en su totalidad.

La segunda opción es la adquisición del equipo para desarrollar la prueba. El banco de pruebas

que determina el manual de dicho componente tiene un costo elevado aproximado de $470,000

USD.

La tercera y elegida por la aerolínea es el diseño y construcción de su propio equipo de pruebas,

esto implica una disminución en el costo y que este se diseñe y construya de acuerdo a las

necesidades de la empresa siempre y cuando cumpla con las especificaciones para efectuar las

pruebas pertinentes.

El desarrollo de la prueba fue mencionado anteriormente así como todos los componentes

necesarios, al ser un banco de pruebas se tiene la ventaja que los valores de los sistemas se

pueden varias tales como:

El Control Neumático.

Aire a presión de 0 a 35 PSI.

Control Mecánico.

Fuente de energía motriz, variable de 50 a 4200 RPM.

Dando como resultado la variación de la presión de entrada de combustible en el atomizador y de

ángulo de aspersión, esto también implica que esta prueba se puede realizar en varios modelos de

atomizadores de combustible.

Numero de Parte.

o 75076.

o 899981.

o 3601193.

30


Dada la situación actual del equipo la prueba puede realizarse sin ningún inconveniente puesto que

cuenta con los elementos necesarios para llevarla a cabo a excepción de la medición del ángulo de

atomizado una parte fundamental en la cámara de descarga para determinar la condición del

componente.

Sistema de Descarga.

Esta investigación se centra en este sistema que es el encargado de la descarga del flujo de

combustible desde el atomizador a la cámara de descarga y posteriormente a línea de retorno.

El atomizador cuenta con un puerto de entrada donde se conecta la línea de suministro desde el

FCU y una salida que consta de dos boquillas concéntricas que dispersan el combustible.

Este combustible atomizado se debe someter a una medición angular y tiene que ser recogido

para enviarse de nuevo hacia el reservorio. La medición tomada del ángulo de aspersión del

combustible determina si el atomizador este tiene un funcionamiento adecuado o carece de él.

Para la fabricación de la cámara de descarga se deben tener en cuenta las dimensiones de la cara

del atomizador pues son necesarias para su diseño y construcción. Una vez construida la cámara

de descarga el atomizador es ensamblado en la cara superior por medio de tres pernos. En la zona

de contacto se usa un anillo metálico y un empaque que tienen la función de sello.

Al contar ya con la cámara de descarga a continuación se dará una descripción de ella junto con

los componentes que la conforman para realizar la optimización, continuación se presentan los

demás componentes:

Cámara de Descarga

Esta tiene una forma tipo “caja” su base es un cuadrado de 30.5cm por lado con una altura de

45cm. Cuenta con 3 ventanas una en la cara frontal y las otras 2 en las caras laterales.

En la cara superior tiene un orificio, en este se coloca una tapa que cuenta con los barrenos para

la fijación del atomizador.En la cara inferior tiene un orificio circular que forma parte del drenado de

combustible.

El material del que se encuentra construido la cámara de descarga es una placa de acero de

42mm de espesor, esto debido a las propiedades de este metal, su dureza y resistencia son

adecuadas para llevar a cabo las pruebas ya que la presión a la que será atomizado el combustible

será como máximo 300 psi esto implica que un material muy blando o delgado puede ser perforado

por la presión ejercida sobre el fluido (combustible Jet A1), y la acides del mismo contribuye a la

corrosión sobre el metal.

31


Propiedades Físicas del acero;

Densidad ρ = 7.7 a 8.1 [kg/dm3].

Módulo de elasticidad E=190 a 210 [GPa].

Relación de Poisson ν = 0.27 a 0.30.

Conductividad térmica κ = 11.2 a 48.3 [W/mK].

Expansión térmica α = 9 a 27 [10-6

/ K].

Características del Jet A1:

JET A-1

Densidad 775-840 Kg/m3 a 15 ºC

Viscosidad cinemática 1-2 mm2/s a 40 ºC

Densidad de vapor (aire = 1) > 5

Conductividad eléctrica 50-450 pS/m.

Punto de inflamación 38 ºCminimo (Abel, Setaflash)

Límite de inflamabilidad superior Aprox. 6 % (v/v)

Límite de inflamabilidad inferior Aprox. 1 % (v/v)

Temperatura de auto ignición > 220 ºC

Propiedades explosivas Puede formar mezclas vapor-aire

Inflamables/explosivas.

Propiedades oxidantes No.

Solubilidad en agua Datos no disponibles.

Coeficiente de partición Datos no disponibles.

Noctanol/agua

Grado de evaporación Datos no disponibles

32


FIG. 15 CÁMARA DE DESCARGA DE COMBUSTIBLE

Tapa Superior.

Material.

De igual manera que la cámara de descarga, la tapa está hecha de placa de acero de 4.2mm de

espesor.

Dimensiones y forma.

La tapa cuenta con una forma cuadrada con las esquinas redondeadas con un largo de 22.5cm

cuenta con barrenos (A) en el perímetro cuya función es la de permitir el paso del perno para su

fijación con el resto de la cámara de descarga, el barreno (B) es donde se coloca la nariz de

descarga y en los barrenos (C), se colocan los elementos de fijación.

Función.

Como su nombre lo indica una de sus funciones es el tapar la cámara de descarga y evitar que el

combustible salga durante la prueba, pero la función primordial es que soporta la nariz de descarga

ya que sobre esta es fijada como anteriormente se menciono.

33


FIG. 16 TAPA SUPERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA

Ventanillas.

Material

El marco fue construido de placa de acero de 4.2mm al igual que la cámara de descarga y la tapa

superior, y en la parte central tiene vidrio de 6mm de espesor.

Dimensiones y Forma.

El marco de las ventanillas tiene una forma cuadrada de 22cm x 22cm y 1.5 de ancho, cuenta con

una ceja de 0.5cm de espesor que es la que se coloca dentro del corte de la cámara de descarga,

son fijadas por medio de tornillería y en la parte central se coloca un cristal de 21cm x 21cm.

Función.

Para observar dicha prueba se cuenta con la ventanilla frontal también existían dos laterales. La

ventanilla del lado derecho sirve para permitir el paso de la luz generada por el reflector de 500w y

la ventanilla del lado izquierdo cuenta con mica opaca que impide el paso de la luz de manera

directa.

A C B

34


FIG. 17 VENTANILLA DE LA CÁMARA DE DESCARGA

Tapa Inferior

Material.

Placa de acero de 4.2mm de espesor, tubo D= 1”1/4

Dimensiones y Forma.

Consta de un circulo de 10.4cm de diámetro en la parte central tiene un orificio de 3cm donde se

encuentra soldado el tubo con 3 cm de largo este cuenta con una rosca estándar con 6 hilos por

pl., cuenta con barrenos en el perímetro para su fijación a la cara inferior.

Función.

En esta tapa sirve para la conexión de la línea que redirigirá el combustible al tanque.

35


FIG. 18 TAPA INFERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA

Una vez que se dio a conocer los elementos que conforman la cámara de descarga, pasaremos a

la modificación de algunas partes por la adición del sistema de medición angular.

OPTIMIZACIÓN DEL SISTEMA DE MEDICIÓN.

Como se mostro en el estado del arte hay distintos sistemas con variados componentes desde lo

más básico hasta algunos que cuentan con la tecnología más avanzada que disminuye

ampliamente el margen de error, pero el costo es muy elevado en estos casos.

Previo al desarrollo de dicho dispositivo se realizo una breve encuesta entre los técnicos que

laboran en el departamento de accesorios de distintas empresa, sobre el tipo de dispositivo con el

que prefieren trabajar. Un dispositivo de tecnología media que necesitaría capacitación para su

uso, o uno manual que con una breve explicación pudiera usarse, la conclusión fue el dispositivo

manual además de ser una gran ventaja debido a su bajo costo por lo cual se desarrollo lo

siguiente.

El dispositivo consta básicamente de 2 comparadores unidos por un perno por su parte media

permitiendo su desplazamiento de apertura y cierre, y una escala fija para determinar el ángulo de

amplitud durante la aspersión del combustible.

La cara superior de la cámara de descarga es la zona más viable para la colocación de la escala y

el dispositivo de medición, de esta manera los comparadores se colocaran frente a la nariz de

descarga con la altura similar dando como resultado una medición con un menor margen de error,

beneficia a la apreciación de la medición y la manipulación de los comparadores haciéndolas más

fácil y cómodas para el operario.

36


Junta

A petición de la empresa dueña del banco de pruebas la altura a la que se colocara el atomizador

con respecto al resto de los elementos de la cámara de descarga debe varias 2” esto bajo la

justificación de que esto mejoraría la perspectiva que tendrá el operario durante la prueba por lo

que se procedió al diseño de un elemento de separación.

Diseño.

Al ser la tapa superior el elemento en el cual es montado el aspersor y a su vez la tapa es un

elemento móvil dentro de la cámara de descarga se determino la implementación de un elemento

de separación entre estos. El elemento de separación (junta) se diseño en base a la forma con la

que cuenta el orificio de la cara superior la cámara de descarga, dimensiones y forma de la tapa,

pero manteniendo la zona donde se fija el atomizador igual que en un principio. Su forma exterior

consta de una base de 22.5 por lado con las esquinas redondeadas y una altura de 5.4cm.

Material.

Al ser un elemento que se encuentra entre dos placas de acero debe estar construido de un

material resistente a la compresión que generaran los elementos de sujeción (pernos) que es de

50lb/in2 sobre las placas y estas a la junta, además de tener el riesgo de estar en continuo contacto

don el combustible usado durante la prueba. Tomando de referencia estas condiciones se llego a

la conclusión de que el material con las mejores propiedades para estas condiciones seria el

concreto polimérico.

Propiedades del concreto polimérico

1.- Resistencia a la compresión

2.- Resistencia a la tensión

3.- Resistencia a la flexión

4.- Peso especifico

5.- Modulo de elasticidad

6.- Absorción de agua

7.- Conductividad térmica

8.- Resistencia a la abrasión

9.- Resistencia a la temperatura

10.- Resistencia a la corrosión

11.- Resistencia a ácidos

12.- Resistencia a álcalis

13.- Exposición a carga máxima

900 a 1350 kg/cm2

120 a 190 kg/cm2

190 a 300 kg/cm2

1.8 a 2.3 kg/dm2

aprox. 00-350x10 3 kp/cm2

0.3 al 0.6%

0.8-2 kcal/mh 0c

0.025 cm3/cm2 (din 52 108)

-40 0c a 100 0c

Excelente

Excelente

Excelente

1-3 días

37


FIG. 19 JUNTA

Comparadores.

Los comparadores como su nombre lo indica tienen como función el comparar el ángulo de

amplitud durante la aspersión contra la escala (trasportador). Estos serán manipulados

manualmente por el operario.

Para lograr un desempeño óptimo de estos se tomaron en cuenta varios factores como; el ángulo

mínimo y máximo que se debe medir, el tamaño de la cámara de descarga, y las acides del

combustible ya que provoca corrosión o de laminación dependiendo el material expuesto.

Diseño.

Para determinar el diseño se considero el ángulo máximo de aspersión de los atomizadores que es

de 100°, lo ancho de la cámara de descarga, la altura a la que se encuentra la nariz de descarga,

la modificación de la altura debido a la junta, función a desempeñar y el ambiente circundante.

Por lo tanto para determinar el tamaño se calculo mediante funciones trigonométricas en base a las

medidas disponibles.

38


Distancia del centro de la cámara de descarga a las paredes laterales= 15.25

Ángulo máximo de amplitud de aspersión= 100°

Tolerancia por Anomalía= 10°

Valor total del ángulo partir del centro la cámara= 55°

De acuerdo a los datos con los que contamos el seno es la función que nos servirá para determinar

la longitud de los comparadores que se encontrara dentro de la cámara de descarga.

Datos. Formula

Ca= 14.55cm

FIG. 20 REPRESENTACIÓN GEOMÉTRICA PARA EL CÁLCULODE LONGITUD DEL COMPARADOR

Formula Desarrollo

Hip= 17.762cm

39


Al ser el resultado de la longitud interna de 17.762cm,se determino una longitud del doble para que

su centro de gravedad sea en la parte central donde se realizara un barreno de 3/16” será en

pulgadas debido a que las medidas más comunes en pernos son en sistema ingles, por lo tanto la

tendrá como forma final la de un prisma rectangular con una base de 0.5cm de largo por 0.4cm

ancho y una altura de 35.5cm con las esquinas redondeadas

Material

Se construirá de concreto polimerico, esto debido a su forma y a la exposición continua al

combustible, aunque no estará expuesto a ninguna carga pero su continua manipulación

contribuye al desgaste y el barreno que se colocara en la parte central debilita su estructura.

FIG. 21 FORMA DE LOS COMPARADORES

Transportador

Al ser una escala tiene como función para determinar el desplazamiento de los comparadores en

este caso en grados al ser un movimiento angular.

Se construyo de acrílico transparente de 5mm de grosor y 210cm de largo. La elección del material

fue basado en su función ya que solo servirá como referencia para la medición del ángulo de

aspersión, no estará en contacto con el fluido además de ser ligero maleable y económico.

40


Dimensiones y forma.

Este cuenta con una escala de 180°, pero se encuentra divida en dos secciones de 90° hacia

ambos lados, en la parte inferior cuenta con 2 placas que sirven para la fijación a la tapa a través

de tornillos, Fue diseñado a partir de la longitud de la tapa superior y el largo de los comparadores

de esta manera será más fácil para el operario observar la escala tratando de evitar cualquier error

de paralaje.

FIG. 22 TRANSPORTADOR

Modificaciones realizadas a la cámara de descarga y a los elementos que la componen.

Elementos de sujeción

Se enlistan aquí:

MS 200 36 – 20 (8 elementos)

Perno de cabeza hexagonal de 3/8 de diámetro, barril de 2”, longitud total de 2.672”

MS 20501-624

Tuerca hexagonal libre referida a ese número de parte

41


Cámara de descarga

En esta se cancelo la ventana lateral del lado izquierdo ya que no contribuía en nada al proceso si

no todo lo contrario permitía el paso de la luz externa y también perdida de luz del reflector

colocado en la ventanilla derecha.

FIG. 23 CÁMARA DE DESCARGA

Tapa Superior

En la parte media se maquino una ranura para el desplazamiento de los comparadores, en la parte

inferior se remacho una lamina con forma angular “L” de 0.3cm de espesor cuenta con un barreno

a la mitad de la parte perpendicular a la tapa, en este se colocara un perno el cual tiene la función

de sujetar y permitir el movimiento angular de los comparadores, también se agregaron 2 barrenos

detrás de la ranura, para colocar la escala donde se medirá la amplitud del asperjado.

42


FIG. 24 TAPA SUPERIOR MODIFICADA

Finalmente el dispositivo de medición se

instala en la tapa superior mediante pernos y

tuercas libres este puede ser removido en

cualquier momento. La operación del mismo

consta de la manipulación manual por parte

del operario encargado de observar la prueba

realizada a los atomizadores. Debe mover

los comparadores a la misma amplitud que

genere el combustible al ser asperjado, y

observar en que ángulo se encuentran en ese

momento para posteriormente comparar con

los datos del atomizador que se está

probando en ese momento y verificar si

quedo dentro del rango permitido para seguir

operando o se encuentra fuera de límites y

tiene que ser mandado a calibrar.

FIG. 25 ENSAMBLE FINAL CON LA PROPUESTA DE LAOPTIMIZACIÓN DE DISEÑO

43


A continuación se presenta una representación virtual de la operación del componente, simulando

la utilización por el usuario final.

FIG. 26 REPRESENTACIÓN DEL ENTORNO OPERACIONAL DEL COMPONENTE

FIG. 27 ENSAMBLE FINAL EN EL HABITÁCULO DEL BANCO DE PRUEBAS

44


CAPÍTULO 3. ANÁLISIS Y SIMULACIONES

3.6 Definición del tipo de Simulación Virtual

Ante la complejidad de plantear de manera completa el entorno de la simulación solo se muestra

un análisis modal de la cámara de descarga de la nariz de distribución de combustible.

FIG. 28 ENSAMBLE DE LA CÁMARA DE DESCARGA

45


3.2 Cargas aplicadas

Definición del sistema de unidades para la simulación:

UnitSystem Metric (cm, g, dyne, s, V, A) Degrees rad/s Celsius

Angle Degrees

RotationalVelocity rad/s

Temperature Celsius

Los soportes de la cámara de descarga, serán interpretados como soportes, ya que están en

contacto con el habitáculo del banco.

3.3 Análisis Estructural Modal mediante Elemento Finito

Datos de la Geometría.

ObjectName Geometry

State FullyDefined

Definition

Source C:\Users\Alumno\Downloads\1er_ensamble05.stp

Type Step

LengthUnit Meters

Element Control ProgramControlled

Display Style Body Color

Bounding Box

Length X 31.854 cm

Length Y 30.954 cm

Length Z 59.02 cm

46


Properties

Volume 2909.2 cm³

Mass 22837 g

Scale Factor Value 1.

Statistics

Bodies 10

Active Bodies 3

Nodes 24976

Elements 11506

MeshMetric None

Partes del Ensamble.

ObjectName Tapa01 Tapon_drenado Tapa_Drenado Palpador01 Contenedor

State Meshed Suppressed Meshed

GraphicsProperties

Visible Yes No Yes

Transparency 1 1

Definition

Suppressed No Yes No

StiffnessBehavior Flexible

Coordinate System Default Coordinate System

Reference Temperature By Environment

47


Material

Assignment Structural Steel

NonlinearEffects Yes

ThermalStrainEffects Yes

Bounding Box

Length X 25.5 cm 3.8 cm 10.4 cm 0.4 cm 30.5 cm

Length Y 25.5 cm 4.3879 cm 10.4 cm 14.5 cm 30.561 cm

Length Z 3.92 cm 4.36 cm 3.55 cm 24.749 cm 45. cm

Properties

Volume 248.28 cm³ 21.448 cm³ 54.932 cm³ 5.6291 cm³ 2361.4 cm³

Mass 1949. g 168.37 g 431.22 g 44.188 g 18537 g

Centroid X -1.5183 cm 9.2499 cm 9.25 cm -1.357 cm -1.2436 cm

Centroid Y 6.2022e-004 cm -8.3508 cm -8.3502 cm 7.5041e-017

cm -1.1482 cm

Centroid Z 41.645 cm -2.9251 cm -0.91594

cm 39.71 cm 18.816 cm

Moment of Inertia

Ip1 96223 g·cm²

466.35

g·cm²

2644.8

g·cm² 2994.2 g·cm²

6.6414e+006

g·cm²

Moment of Inertia

Ip2 98375 g·cm²

466.41

g·cm²

2644.8

g·cm² 2993.9 g·cm²

6.8781e+006

g·cm²

Moment of Inertia

Ip3

1.943e+005

g·cm²

434.15

g·cm²

4581.6

g·cm² 1.5107 g·cm²

4.8863e+006

g·cm²

Statistics

Nodes 5968 0 17930

Elements 2716 0 8680

MeshMetric None

48


Simulación.

ObjectName Perno_Tapa Palpador Nut Part11 Junta

State Suppressed Meshed

GraphicsProperties

Visible No Yes

Transparency 1

Definition

Suppressed Yes No

StiffnessBehavior Flexible

CoordinateSystem Default CoordinateSystem

Reference

Temperature ByEnvironment

Material

Assignment Structural Steel

NonlinearEffects Yes

ThermalStrainEffects Yes

Bounding Box

Length X 0.96869 cm 0.4 cm 0.635 cm 14.708 cm 25.5 cm

Length Y 1.1138 cm 0.5 cm 0.73323 cm 14.708 cm 25.5 cm

Length Z 5.58 cm 28.5 cm 0.4 cm 0.2 cm 2. cm

Properties

Volume 1.39 cm³ 5.6291 cm³ 9.0217e-002

cm³

16.183

cm³ 299.53 cm³

Mass 10.912 g 44.188 g 0.7082 g 127.04 g 2351.3 g

Centroid X -6.75 cm -1.757 cm 4.85 cm 9.2521 cm -1.5573 cm

49


Centroid Y -11.2 cm -8.3957e-017

cm -8.35 cm

-8.3521

cm -7.8265e-015 cm

Centroid Z 42.553 cm 39.71 cm 1.2 cm -0.1 cm 42.88 cm

Moment of Inertia Ip1 34.263 g·cm² 2994.2 g·cm² 3.6471e-002

g·cm²

872.14

g·cm²

1.9866e+005

g·cm²

Moment of Inertia Ip2 34.263 g·cm² 2993.9 g·cm² 3.6471e-002

g·cm²

872.14

g·cm²

2.1152e+005

g·cm²

Moment of Inertia Ip3 0.62959

g·cm² 1.5107 g·cm²

5.3938e-002

g·cm²

1743.4

g·cm²

4.0862e+005

g·cm²

Statistics

Nodes 0 1078

Elements 0 110

MeshMetric None

Contactos entre partes.

ObjectName ContactRegion ContactRegion

2

ContactRegion

3

No Separation -

Tapa01 To

Junta

ContactRegion

5

State Suppressed FullyDefined Suppressed

Scope

ScopingMethod GeometrySelection

Contact 1 Face 2 Faces 1 Face No Selection

Target No Selection 1 Face No Selection

ContactBodies Tapa01 Tapon_drenado

Target Bodies Palpador01 Perno_Tapa Palpador Junta Tapa_Drenado

50


Definición de regiones de contacto.

ObjectName ContactRegion ContactRegion

2

ContactRegion

3

No Separation -

Tapa01 To

Junta

ContactRegion

5

State Suppressed FullyDefined Suppressed

Definition

Type Bonded No Separation Bonded

ScopeMode Automatic

Behavior ProgramControlled

Suppressed No

Advanced

Formulation ProgramControlled

DetectionMethod ProgramControlled

Normal Stiffness ProgramControlled

UpdateStiffness ProgramControlled

Pinball Region ProgramControlled

Especificaciones de la Malla.

ObjectName Mesh

State Solved

Defaults

PhysicsPreference Mechanical

Relevance 0

51


Sizing

Use AdvancedSizeFunction Off

Relevance Center Coarse

ElementSize Default

InitialSizeSeed Active Assembly

Smoothing Medium

Transition Fast

SpanAngle Center Coarse

MinimumEdgeLength 6.4636e-003 cm

Inflation

Use AutomaticInflation None

InflationOption SmoothTransition

Transition Ratio 0.272

MaximumLayers 5

GrowthRate 1.2

InflationAlgorithm Pre

View AdvancedOptions No

PatchConformingOptions

TriangleSurfaceMesher ProgramControlled

Advanced

ShapeChecking Standard Mechanical

ElementMidsideNodes ProgramControlled

StraightSidedElements No

Number of Retries Default (4)

52


Extra RetriesForAssembly Yes

RigidBodyBehavior DimensionallyReduced

MeshMorphing Disabled

Defeaturing

PinchTolerance Please Define

GeneratePinchonRefresh No

AutomaticMeshBasedDefeaturing On

DefeaturingTolerance Default

Statistics

Nodes 24976

Elements 11506

MeshMetric None

Tamaño de elemento.

ObjectName HexDominantMethod Sizing FaceSizing

State Suppressed

Scope


Geometry 1 Body No Selection 3 Faces

Definition

Suppressed Yes

Active No, Suppressed

Method HexDominant

53


ElementMidsideNodes Use Global Setting

Free FaceMeshType Quad/Tri

Control Messages Yes, ClickToDisplay...

Type ElementSize

ElementSize 0.5 cm

Behavior Soft

FIG. 29 MALLA DEL ENSAMBLE

54


Definición de la Simulación.

ObjectName Modal (A5)

State Solved

Definition

PhysicsType Structural

AnalysisType Modal

Solver Target Mechanical APDL

Options

EnvironmentTemperature 22. °C

Generate Input Only No

Condiciones Iniciales

ObjectName Pre-Stress (None)

State FullyDefined

Definition

Pre-Stress Environment None

Configuración del Análisis.

ObjectName AnalysisSettings

State FullyDefined

Options

Max ModestoFind 6

LimitSearchtoRange No

55


SolverControls

Damped No

SolverType ProgramControlled

RotordynamicsControls

CoriolisEffect Off

Campbell Diagram Off

Output Controls

Stress No

Strain No

Nodal Forces No

CalculateReactions No

General Miscellaneous No

Analysis Data Management

Solver Files Directory F:\contenedor_files\dp0\SYS\MECH\

FutureAnalysis None

ScratchSolver Files Directory

Save MAPDL db No

DeleteUnneeded Files Yes

SolverUnits Active System

SolverUnitSystem cgs

Cargas.

ObjectName FixedSupport FrictionlessSupport

State FullyDefined

56


Scope


Geometry 2 Faces 23 Faces

Definition

Type FixedSupport FrictionlessSupport

Suppressed No

Solución.

ObjectName Solution (A6)

State Solved

AdaptiveMeshRefinement

Max RefinementLoops 1.

RefinementDepth 2.

Information

Status Done

Modos de Vibración:

Mode Frequency [Hz]

1. 234.7

2. 302.69

3. 315.81

4. 410.35

5. 462.68

6. 526.31

57


ObjectName SolutionInformation

State Solved

SolutionInformation

Solution Output Solver Output

Newton-RaphsonResiduals 0

UpdateInterval 2.5 s

DisplayPoints All

FE ConnectionVisibility

ActivateVisibility Yes

Display All FE Connectors

DrawConnectionsAttachedTo AllNodes

Line Color ConnectionType

Visible onResults No

Line Thickness Single

DisplayType Lines

Resultados.

ObjectName Total

Deformation

Total

Deformation 2

Total

Deformation 3

Total

Deformation 4

Total

Deformation 5

State Solved

Scope


Geometry AllBodies

58


Definition

Type Total Deformation

Mode 1. 2. 3. 4. 5.

Identifier

Suppressed No

Results

Minimum 0. cm

Maximum 2.3389e-002

cm

3.6965e-002

cm

3.8623e-002

cm

3.5359e-002

cm

3.4751e-002

cm

MinimumOccursOn Contenedor

MaximumOccursOn Contenedor

Information

ReportedFrequency 234.7 Hz 302.69 Hz 315.81 Hz 410.35 Hz 462.68 Hz

Frecuencias (6 Modos de vibración).

Mode Frequency [Hz]

1. 234.7

2. 302.69

3. 315.81

4. 410.35

5. 462.68

6. 526.31

Las figuras siguientes muestran la representación virtual del comportamiento estructural resultado de este análisis.

59


1ER MODO DE VIBRACIÓN.

FIG. 30 1ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL

Mode Frequency [Hz]

1. 234.7

60


2DO MODO DE VIBRACIÓN.

FIG. 31 2DO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL

Mode Frequency [Hz]

2. 302.69

61


3ER MODO DE VIBRACIÓN.

FIG. 32 3ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL

Mode Frequency [Hz]

3. 315.81

62


4TO MODO DE VIBRACIÓN.

FIG. 33 4TO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL

Mode Frequency [Hz]

4. 410.35

63


Propiedades del Material.

Acero Estructural:

Density 7.85 g cm^-3

Coefficient of ThermalExpansion 1.2e-005 C^-1

SpecificHeat 4.34e+006 erg g^-1 C^-1

ThermalConductivity 0.605 W cm^-1 C^-1

Resistivity 1.7e-005 ohm cm

Compressive Ultimate Strength dyne cm^-2 Compressive Yield Strength dyne cm^-2

0 2.5e+009

Tensile Yield Strength dyne cm^-2

2.5e+009

Tensile Ultimate Strength dyne cm^-2

4.6e+009

Reference Temperature C

22

Strength

Coefficient

dyne cm^-2

Strength

Exponent

Ductility

Coefficient Ductility Exponent

Cyclic Strength

Coefficient

dyne cm^-2

Cyclic Strain

Hardening Exponent

9.2e+009 -0.106 0.213 -0.47 1.e+010 0.2

Temperature C Young's Modulus dyne cm^-2 Poisson's Ratio Bulk Modulus

dyne cm^-2

Shear Modulus

dyne cm^-2

- 2.e+012 0.3 1.6667e+012 7.6923e+011

64


3.4 Interpretación de Resultados

Ante el estudio de los parámetros obtenido, el ensamble se aprueba y se puede ejecutar su plan de

manufactura.

65


CAPÍTULO 4. PLAN DE MANUFACTURA

4.6 Fundamentos del estudio de factibilidad

Debido al alcance del proyecto, este estudio se debe analizar a detalle para verificar el proceso de

construcción ya que el presente documento solo hace referencia al concepto de diseño del sistema

de medición aplicado a este equipo de pruebas.

Se aclara que el proceso de construcción deberá ser fabricado dadas las posibilidades de la

aerolínea, atendiendo a los materiales antes citados en el desarrollo del diseño y que solamente

aplican para el transportador, los comparadores y la junta, siendo esta la que tenga un mayor

impacto en el proceso de construcción debido a su complejidad. Todo esto atiende a un margen de

costo pequeño basándose en el catalogo de proveedores.

Se debe tener en mente que la pieza que define a esta optimización de diseño es la junta, por

ende, se enfatiza la prioridad del proceso de manufactura referente a esta pieza. Ante un alcance

de costos pequeño y el uso de un herramental único para este banco de pruebas se tiene a bien

recomendar el libre uso de los recursos disponibles que se destinen para esta parte.

66


4.2 Dibujos del taller

67


68


69


70


71


72


73


74


CONCLUSIONES

Ante las simulaciones, el calculo y la deducción del entorno operacional, se tiene que el conjunto

de partes que implican a esta optimización de diseño, satisfacen el requerimiento técnico y

operacional para el uso del banco de pruebas, ya que actualmente esté, no provee ningún servicio

para la aerolínea y solo se valida la calibración de manera empírica.

La fiabilidad de los resultados aquí expuestos se corrobora por métodos analíticos y

computarizados que arrojan un margen de error mínimo ya que el entorno y el planteamiento de la

simulación fueron implementados según el manual de mantenimiento, que otorga el fabricante, en

este caso Honeywell.

La elección de este proyecto se debe a que creemos que la aplicación de soluciones simples bien

ejecutadas, logran impactos significativos en tareas de alta relevancia y desempeñándose como

alternativas eficientes ante un corto presupuesto. Teniendo en mente que la ejecución de este

proyecto conllevara a la creación de fuentes de trabajo dentro del sector de pruebas a

componentes aeronáuticos, ya que muchos procedimientos de esta índole se realizan en el

extranjero por falta de equipo necesario y altos costos de adquisición del mismo.

A pesar de la plena falta de consideración del criterio ergonómico de todo el conjunto para el

usuario, se plantea esta optimización de diseño para que el personal de la aerolínea tenga a bien

reactivar la sección de pruebas del atomizador y obtenga parámetros precisos del ángulo de

aspersión del combustible para que se valide totalmente la prueba operacional que requiere el

componente según la inspección marcada en el manual, tomando en cuenta el tiempo de

operación del mismo.

Todo esto con el fin de realizar las pruebas dentro de los talleres de la aerolínea y así evitar el

traslado al extranjero de este componente para llevar a cabo la prueba, generando un beneficio

extra para la empresa debido a la reducción de tiempo durante la inspección y validación de

componentes que se traduce en la disminución de costos operacionales indirectos pertenecientes

al traslado y a la inspección de la parte.

75


REFERENCIAS

R.C. Escobedo, “Diseño De Un Banco De Pruebas Para Los Controles De Combustible De

APU De Los Aviones De La Compañía De Aviación De Aeroméxico,” Tesis Maestría, Dep.

Ing. Mecánica, ESIME Zacatenco, México, 2006.

www.boeing.com, 26/Febrero/2013, 13 hrs.

Overhaul Manual, Honeywell international Inc, Morristown NJ, 2004

Aircraft Maintenance Manual, Boeing Airplane Company, Chicago, Illinois, 2004

www.cenmex.com, 4/Marzo/2013, 18:30 hrs.

www.concretopolimerico.com, 4/Marzo/2013, 19 hrs.

Reference Book,Genuine Aircraft Hardware Co, Paso Robles, CA, 2009

Documents

Optimización deL diseño DEL sistema de pruebas del cabezal