Father 1

La evolución de los motores de reacción exigió pasar a sistemas como el FADEC principalmente porque: requerían un control más preciso de sus parámetros de funcionamiento. requerían una reducción del número de etapas del compresor. requerían una eliminación del sistema de encendido en vuelo.

En los sistemas convencionales, la conexión de la palanca de gases al control de combustible mediante cables y poleas se consideraba: un sistema muy simple con pocas posibilidades de avería. un sistema complejo y sujeto a múltiples averías. un sistema automático de control electrónico del combustible.

El primer sistema electrónico de control del motor, EEC, era esencialmente: un sistema de supervisión que trabajaba en paralelo al piloto. un sistema de autoridad total que sustituía por completo al piloto. un sistema mecánico asistido por el alternador del motor.

En el esquema EEC inicial, la acción del piloto sobre el control de combustible era: indirecta, porque el EEC actuaba la HMU sin intervención de la palanca. directa, mientras el EEC se limitaba a supervisar. nula, porque el EEC anulaba la orden de la palanca de gases.

En los sistemas de regulación de mando total, el piloto actúa: en serie con el sistema, que procesa su requerimiento. en paralelo con el sistema, que no modifica su orden. por detrás del sistema, corrigiendo el caudal fijado por la HMU.

En una arquitectura de autoridad completa, los requerimientos del piloto son procesados por el EEC y este: transmite la orden al DMC para ajustar el empuje. actúa la HMU para ejecutar el control del motor. desconecta el control hidromecánico principal del motor.

El sistema FADEC no solo controla el combustible, sino también, entre otras funciones: el arranque del motor y la actuación de reversa. el tren de aterrizaje y la presurización de neumáticos. la extensión del slat y la retracción del flap.

Respecto a su constitución, el FADEC debe entenderse como: una única caja electrónica común para todos los motores. un conjunto de elementos asociados entre sí, uno por motor. un software de cabina sin componentes instalados en el motor.

¿Cuál de las siguientes se cita como ventaja del FADEC?. Mejor eficiencia del combustible. Mayor consumo para mejorar la aceleración. Menor integración con sistemas del avión.

La seguridad del FADEC mejora, según el tema, porque dispone de: un solo canal con prioridad sobre todos los sistemas. diferentes canales de comunicación para mantener servicio ante fallo. una alimentación exclusivamente mecánica desde la caja de accesorios.

Una ventaja del FADEC frente a sistemas anteriores es que: elimina por completo los datos de mantenimiento del motor. integra mejor los sistemas del motor con los de la aeronave. obliga a la tripulación a controlar más parámetros manualmente.

Otra ventaja indicada en el PDF es que el FADEC: puede aportar diagnóstico y monitorización del motor a largo plazo. evita la necesidad de sensores de presión y temperatura. sustituye la instrumentación del motor por indicadores neumáticos.

En la arquitectura básica del FADEC, el elemento que centraliza el control electrónico es la: HMU. ECU. EIU.

La función principal de la HMU dentro del sistema es: priorizar alarmas acústicas y visuales en cabina. ajustar el gasto de combustible requerido por el motor. seleccionar los suministros eléctricos del avión.

Dentro de la arquitectura básica, el FADEC utiliza actuadores para: recibir las señales del piloto y convertirlas en datos de vuelo. hacer funcionar los distintos sistemas que controla. presentar los parámetros del motor en las pantallas de cabina.

El control del FADEC se centraliza en torno a la ECU, que recibe datos de: sensores, TLA y datos de vuelo. bombas, flaps y generadores hidráulicos. alternador, reversa y extintores de motor.

El DMC dentro del sistema FADEC sirve para: recibir parámetros del motor desde la ECU y presentarlos en pantalla. enviar combustible a retorno cuando aumenta su temperatura. gobernar directamente las servoválvulas de la HMU.

El FWC tiene como misión principal: gestionar el control de parámetros de vuelo en crucero. priorizar fallos y generar alarmas visuales y acústicas en cabina. alimentar eléctricamente a la ECU durante el arranque.

El FMGC/FMS recibe parámetros del motor para: gestionar el control de parámetros de vuelo. sustituir a la ECU en caso de fallo de canal. abrir la ACV durante la puesta en marcha.

La EIU se define como la unidad que: actúa las válvulas principales de combustible desde la HMU. enlaza el motor con los sistemas del avión y reduce cableado. convierte la presión del motor en señal eléctrica dentro de la ECU.

En el ejemplo del sensor de N1, la ECU distribuye esa señal hacia: DMC y FWC. ACV y HPFSOV. FRV y FMV.

Según el diseño descrito, los componentes del FADEC se conciben para que, en caso de fallo: sean reparados en vuelo por la tripulación. puedan reemplazarse rápidamente. se bloqueen hasta la siguiente revisión mayor.

La redundancia del sistema FADEC se basa en: dos canales. tres sensores maestros. una ECU por avión.

El sistema BITE del FADEC significa que el sistema: regula el empuje en función de la temperatura ambiente. se autocomprueba para detectar fallos. conmuta automáticamente al encendido continuo.

La ECU recibe directamente señal de: TLA, sensores de motor y datos de vuelo ADIRS. FWC, DMC y FMGC exclusivamente. IDG, APU y ECS de forma exclusiva.

La ECU envía parámetros de motor para su presentación a: DMC, FWC y FMS. HMU, FRV y FMV. ACV, AGB y PSS.

Los dos canales de comunicación de la ECU se identifican como: principal y auxiliar de mantenimiento. operativo y stand-by. automático y manual.

La ECU se aloja en: un chasis de aluminio refrigerado internamente, situado en la zona del fan. una carcasa de acero ventilada externamente, situada en la tobera. un compartimento electrónico común, situado en la cabina de mando.

En el interior de la ECU, los PSS reciben directamente: tensión alterna procedente del alternador del motor. presión de distintas zonas del motor a través de conductos. posición de actuadores mediante transductores rotativos.

La tarjeta madre de la ECU se encarga de: convertir el servofuel en presión para la HMU. recibir la información de los canales y distribuirla a conectores. activar el encendido continuo en condiciones adversas.

Durante el arranque, y hasta que el generador pueda producir corriente suficiente, la ECU se alimenta desde: el alternador propio del motor a 115 AC. las barras del avión a 28 DC. la MCDU a través de la EIU.

Una vez alcanzadas las rpm necesarias, la ECU pasa a alimentarse mediante: la bomba de combustible principal. el alternador a 115 AC. el FWC a 28 DC.

Para las tareas de mantenimiento, al conectar la pantalla con acceso desde tierra: la ECU se energiza de nuevo a 28 DC. la ECU se mantiene desconectada para evitar fallos BITE. la EIU sustituye eléctricamente a la ECU.