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INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA
UNIDAD PROFESIONAL ESIME TICOMAN
SEMINARIO DE AVIONICA
TESINA
Sistema de Control de Presurización de Cabina
PRESENTA
Erasmo Bernabé Rodríguez Velázquez
ASESOR DE TESINA
Ing. Rodrigo Aviles Villareal
México DF, ENERO 2012
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INDICE DE CONTENIDO
GLOSARIO 7
RESUMEN 9
INTRODUCCION 10
CAPITULO 1 MARCO TEORICO 13
1.1 HISTORIA DE LA PRESURIZACION 13
1.2 VUELO PRESURIZADO 14
1.3 PERDIDA DE PRESURIZACION 15
1.4 CONSECUENCIA DE LA PRESURIZACION 16
CAPITULO 2 DESCRIPCION Y OPERACIÓN DEL SISTEMA DE PRESURIZACION 17
2.1 DESCRIPCION FISICA 17
2.2 DESCRIPCION FUNCIONAL 19
2.2.1 ARINC 429 INTERFAS DE ENTRADAS Y SALIDAS 21
A.) Entrada de ARINC multiplexor / acondicionador de circuito 21
B.) ARINC arreglo de puertas (receptor / transmisor) 21
C.) ARINC interfaz de salida. 24
2.2.2 Interface de comunicaciones RS422 /RS232 24
A.) Interfaz de comunicación del circuito receptor 24
B.) Interfaz de comunicación del transmisor del circuito 26 2.2.3 Transductor de presión 26 A.) El sensor de presión 26 B.) Excitación y compensación de temperatura del módulo EXTEMPCO 26 C.) Conversor de frecuencia y los módulos de memoria COMEMO 32
2.2.4 Interfaz de entrada discreta 32 2.2.5 Interfaz analógica de entrada 33 2.2.6 Decodificador de direcciones 33 2.2.7 Microcontrolador 38
3
2.2.8 Memoria 40
2.2.9 Interfaz de salida discreta 42
2.2.10 Equipo de Prueba Integrado (Built in Test Equipment BITE). 44
A.) Bite Iniciado 44
B.) Bite Encendido 45
C.) BITE continuo 47
2.2.11 Sistema de copia de seguridad manual 48
A.) Transductor de presión de copia de seguridad 48
B.) Amplificador diferencial 48
C.) Circuito de Velocidad 49
D.) Circuito de advertencia de altitud excesiva 51
E.) Posición de la válvula de salida del circuito 51
F.) Copia de seguridad de la fuente de alimentación 51
2.2.12 Fuente de alimentación 52
A.) Datos técnicos 52
B.) Secciones funcionales 56
C.) Sección de entrada de energía. 56
D.) Sección de modulación del ancho de pulso (PWM circuito) 56
E.) Poder de la Sección de salida 57
CAPITULO 3 PROPUESTA DE MEJORA 59
3.1 MEJORA AL SISTEMA DE PRESURIZACION DE CABINA. 59
3.2 CONVERTIDOR ANALOGICO DIGITAL 61
3.3 SIMULACION DE LA VALVULA DE ALIVIO EN ISIS PROTEUS PROFESIONAL 63
CONCLUSION 70
BIBLIOGRAFIA 71
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INDICE DE IMÁGENES
Imagen 1. Capas de la tierra 10
Imagen 2. Boeing 307 Stratolier 13
Imagen 3. B-29 Superfortless 14
Imagen 4. Controlador de presión 18
Imagen 5. Transductor de Presión 28 Imagen 6. Mapa de Memoria 41 Imagen 7. Representación del flujo de válvulas de alivio 60 Imagen 8. Fases de la conversión analógica a la digital 61 Imagen 9. Circuito en ISIS 63 Imagen 10. Válvula principal a 0 ° 66
Imagen 11. Válvula principal a un ángulo en el cual el potenciómetro entrega 1.5 Volts 66
Imagen 12.Válvula principal a un ángulo en el cual el potenciómetro entrega 2.5 Volts 67
Imagen 13. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5 67
Imagen 14. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5 68
Imagen 15. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5 68
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INDICE DE TABLAS
Tabla 1. Cambios respecto a la altura 11
Tabla 2. Señal de entradas discretas 35 Tabla 3. Interface de entrada analógica 36 Tabla 4. Área de Prueba 46
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INDICE DE DIAGRAMAS
Diagrama 1. Flujo de entradas y salidas. 20
Diagrama 2. Arinc Entrada de multiplexor / Acondicionador de circuito 22
Diagrama 3. Arreglo de compuertas ARINC 23
Diagrama 4. Interface de comunicación RS422 /RS 232 25
Diagrama 5. Transductor de Presión 29 Diagrama 6. Interface de entrada discreta 34 Diagrama 7. Decodificador de direcciones 37 Diagrama 8. Microcontrolador 39
Diagrama 9. Interface de salida discreta 43
Diagrama 10.Sistema manual de copia de seguridad 50
Diagrama 11. Fuente de Alimentación 54
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GLOSARIO
Hipoxia - La hipoxia cerebral ocurre cuando no llega suficiente oxígeno al cerebro. El cerebro necesita un suministro constante de oxígeno y nutrientes para funcionar.
La hipoxia cerebral se refiere a la parte externa del cerebro, un área llamada hemisferio cerebral. Sin embargo, el término con frecuencia se utiliza para referirse a la falta de suministro de oxígeno a todo el cerebro.
Mal de montaña - se debe a una combinación de reducción de la presión atmosférica y niveles más bajos de oxígeno a grandes alturas.
Cuanto más rápido ascienda a una mayor altitud, mayor será la probabilidad de desarrollar el mal agudo de montaña. Sus síntomas también dependerán de la velocidad de su ascenso y de qué tanto se esfuerce usted mismo.
Aerotitus - Cambios rápidos de presión provocan que la bolsa de aire dentro del oído se
expanda o contraiga durante el despegue y aterrizaje, respectivamente, alargando así
el tambor (oído).
La trompa de Eustaquio- Es un conducto osteofibromembranoso de unos 4 ó 5 cm. de longitud, revestido por mucosa. Establece comunicación entre la parte anterior y superior de la caja timpánica y la superior de la faringe. Su misión es ajustar la presión del aire de la cavidad timpánica con la existente en el exterior.
Barodontalgia - dolor dental causado por el aumento o disminución en la presión
ambiental, usualmente reportada por aviadores y viajeros.
Neumotórax - El neumotórax se define como la presencia de aire en la cavidad pleural.
ARINC – Radio Aeronautico Incorporado (Aeronautical Radio Incorporated) es una
organización compuesta de las grandes aerolíneas y de las grandes compañías que
fabrican aviones, los cuales promueven una estandarización dentro del equipo del avión.
Para facilitar esto ARINC pone las especificaciones describiendo puestos de
comunicaciones del avión al igual que ciertos tipos de sistemas de aviónica. Uno de los
más populares puertos usados en aviones comerciales a la fecha es el ARINC 429.
ARIC 429 es uno de dos diferentes puestos, el cual puede conectar un solo transmisor a
uno o más receptores. Dos velocidades están definidas, 12.5 KHz y 100 KHz. Las
especificaciones del ARIC están definidas no solo físicamente y eléctricamente,
características como el formato de datos de envió a los otros puestos también están
definidas.
FMS – Flight Management System. Es un equipo que automatiza los procedimientos de
manejo de los sistemas de navegación en el avión, además de administrar otras funciones
del vuelo.
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El FMS es una interface entre las tripulaciones y los sistemas del avión. Se puede considerar como un computador que contiene la posición de una gran cantidad de aeropuertos, radio ayudas y su información asociada, así como también datos de performance del avión, Rutas, procedimientos de salida (SID) y procedimientos de Llegada (STAR). También tiene la capacidad de almacenar puntos ingresados por el usuario, rutas de vuelo diseñadas sobre la base de SIDs en conjunción con puntos determinados, Rutas, STARs, procedimientos de aproximación, alternativas, etc. Otra característica de estos equipos es que rápidamente puede definir una ruta deseada desde la presente posición del avión a cualquier punto en el mundo, efectuar cálculos de plan de vuelo y mostrar a la tripulación una escena completa de la ruta de vuelo. La información de VOR, DME, INS, GPS y Localizadores pueden ser controladas desde el FMS. Es decir, puede actuar como intermediario entre la tripulación y los sistemas, actuando como fuente de ingreso y salida de datos.
ADIRS - Air Data Inertial Reference System, Sistema de referencia de datos inerciales de
aire.
FWC – Flight Warning Computer. Computadora de alerta de Vuelo.
LFES – Landing Field Elevation Selector. Selección de elevación para el campo de
aterrizaje.
ARINC 600 – Describe el diseño para el equipo especificado por el ARINC 700.
ARINC 700 – Describe la forma, ajuste y función del equipo de aviónica instalado en
aviones con categoría de transporte.
Iridite – Capa química la cual provee un tipo de barrera contra la corrosión en superficies
de aluminio.
PROM – Programmable Read Only Memory. Memoria de lectura programable.
Poliamida – Es un tipo de polímero que contiene enlaces de tipo amida. Tales como el
Nailon y el Kevlar.
PC – Placa de circuito impreso
RS422 – Es un estándar aprobado por la EIA (Electronic Industry American) para conectar
dispositivos en forma serial.
Transductor de presión – También llamados sensores de presión. Transforman la
magnitud física de presión en una magnitud eléctrica la cual se puede usar en equipos de
automatización.
SDAC - System Data Acquisition Concentrators. Sistema concentrador de adquisición de
datos.
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RESUMEN
El contenido de esta tesina muestra la investigación realizada acerca del sistema de
presurización en las aeronaves.
El objetivo de esta investigación es proveer una guía. La cual permita comprender al
lector la necesidad de presurizar la cabina de pasajeros así como las consecuencias que
de esta acción se derivan, además de mostrar un panorama general acerca del sistema
de presurización de una aeronave y una mejora al sistema de presurización basada
microcontroladores.
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INTRODUCCION
La atmósfera rodea al planeta Tierra y nos protege impidiendo la entrada de radiaciones peligrosas del sol. La atmósfera es una mezcla de gases que se vuelve cada vez más tenue hasta alcanzar el espacio.
El aire en la atmósfera es esencial para la vida ya que nos permite respirar.
La atmósfera se divide en cinco capas dependiendo de cómo la temperatura cambia con la altura. La mayoría de los fenómenos del tiempo ocurre en la primera capa.
1. La troposfera es donde ocurre el tiempo. Respiramos el aire de la troposfera. 2. Muchos aeroplanos vuelan en la estratosfera porque es muy estable. La capa de
ozono se encuentra aquí. 3. Muchos fragmentos de rocas del espacio se queman en la mesosfera. 4. La termosfera es muy delgada. Los trasbordadores espaciales vuelan en esta
capa. 5. El límite superior de la atmósfera es la exosfera.
Imagen 1. Capas de la tierra
Los componentes de la atmósfera se encuentran concentrados cerca de la superficie, comprimidos por la atracción de la gravedad y, conforme aumenta la altura la densidad de la atmósfera disminuye con gran rapidez. En los 5,5 kilómetros más cercanos a la superficie se encuentra la mitad de la masa total y antes de los 15 kilómetros de altura está el 95% de toda la materia atmosférica.
11
La mezcla de gases que llamamos aire mantiene la proporción de sus distintos componentes casi invariable hasta los 80 km, aunque cada vez más enrarecido (menos denso) conforme vamos ascendiendo. A partir de los 80 km la composición se hace más variable.
Así como cambia la densidad del aire conforme vamos aumentando la altura también
cambian otros factores tales como la presión y la temperatura.
Tabla 1.Cambios respecto a la altura.
Tal y como se muestra en la tabla 1 al modificar estos factores con respecto a la altura y
al ser menos denso el aire, como consecuencia se hace más difícil el poder respirar; al
llegar menos oxígeno al cerebro el ser humano pierde el conocimiento y por lo tanto se
desmaya, por lo tanto es necesario un sistema para solventar este problema ya que
puede causar problemas más graves que un simple desmayo, tales como el mal de
montaña o hipoxia. Al conjunto de equipos (bombas, sensores, procesadores, software)
que realizan esta tarea se le conoce como sistema de presurización.
Cabe mencionar que para los cambios que se producen conforme se asciende de altura,
es más común mencionar el cambio de presión ya que este está ligado con la densidad
del aire y además también afecta a la estructura del avión tal y como veremos más
adelante.
El sistema de presurización consiste básicamente en introducir aire comprimido a la
cabina de una aeronave por medio de un compresor esto con el propósito de que el
pasajero no sufra problemas fisiológicos. La intensidad de la presurización y la ventilación
de la cabina se efectúan ajustando la cantidad de aire exterior introducido en la cabina y
el que se deja escapar atravez de las válvulas de flujo correspondientes.
Altura Presión Densidad Temperatura
(m) (milibares) (g · dm-3
) (ºC)
0 1013 1,226 15
1000 898,6 1,112 8,5
2000 794,8 1,007 2
3000 700,9 0,910 -4,5
4000 616,2 0,820 -11
5000 540 0,736 -17,5
10000 264,1 0,413 -50
15000 120,3 0,194 -56,5
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En el capítulo primero se explica la historia de la presurización y cuál fue el primer avión
presurizado de la historia, así como también los problemas que puede ocasionar la
presurización tanto a la aeronave como al cuerpo humano, además se explica de manera
breve el proceso de presurización en el avión y que ocurriría si se empieza perder la
presión en el avión durante un vuelo y que se hace en caso de que esto ocurra.
El capítulo dos está basado en el Manual de componentes Pressure Controller que usan
los aviones fabricados por Airbus, además se detalla más técnicamente algunos
componentes que intervienen en el control de este sistema.
En el capítulo tres es la propuesta a la mejora del sistema de presurización, esta mejora
está basada completamente en la investigación realizada en esta tesina, queda aclarar
que al ser una propuesta solo está meramente escrita y nunca se llevó a cabo ninguna
clase de simulación en un avión real.
El último capítulo de esta tesina redacta lo aprendido al realizar la realizar esta
investigación es decir la conclusión de todo lo que se vio en la tesina tomando en cuenta
todos los capítulos y abarcando también la propuesta de mejora al sistema de
presurización.
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CAPITULO 1
MARCO TEORICO
En este capítulo se hace una descripción acerca del sistema de presurización y su
historia, sin profundizar en detalles técnicos ni en el sistema de control de este sistema en
la aeronave.
1.1 HISTORIA DE LA PRESURIZACIÓN.
Antes de la Segunda Guerra Mundial el Boeing 307 Stratoliner ya tenía una cabina
presurizada.
Imagen 2. Boeing 307 Stratoliner
Si bien, solo se produjeron diez de estos aparatos. Los aviones con motores de pistón de
la Segunda Guerra Mundial volaban a menudo a gran altura sin estar presurizados, por
esta razón los pilotos usaban máscaras de oxígeno. Esto era un problema en aviones
bombarderos de mayor tamaño ya que contaban con una tripulación a bordo mucho más
numerosa. Por ello, el primer bombardero con cabina presurizada (para la zona de
pasajeros) no tardó en llegar, fue el B-29 Superfortress.
14
Imagen 3. B-29 Superfortress
El sistema de control de la presión de la cabina lo desarrolló Garrett AiResearch
Manufacturing Company, sirviéndose en parte de licencias de Boeing para el Stratoliner.
Aerolíneas con aparatos de motores de pistón de la posguerra, tales como el Lockheed
Constellation ampliaron esta tecnología al uso civil y, dado que las aerolíneas de jets
estaban diseñadas para operar a gran altitud, todos ellos cuentan con esta tecnología. La
mayoría de aeronaves con turbohélices también disponen de cabinas presurizadas para
operar a media – gran altura. Algunos aviones privados de menor tamaño con motor de
pistón también cuentan con esta tecnología, aunque normalmente no se precisa, por no
volar a grandes alturas.
1.2 VUELO PRESURIZADO
Los aeronaves que realizan vuelos rutinarios sobre 3000 m (10,000 ft) están, por lo
general, equipados con un sistema de oxígeno alimentado por medio de máscaras o
cánulas (éstas últimas típicamente para naves pequeñas), o están presurizadas por
un sistema de control ambiental (del inglés Environmental Control System, ECS) usando
gas suministrado por un compresor o aire comprimido del motor. Este aire está
precalentado y es extraído a una temperatura de aprox. 200 °C (392 °F), y el frío por
medio de un tránsito a través de un intercambiador de calor, y la máquina de aire en ciclo
(conocido en el mundo de la aviación comercial como the packs system). Las aeronaves
más modernas tienen un controlador electrónico de doble canal para mantener la
presurización junto con un sistema redundante manual. Estos sistemas mantienen una
presión de aire equivalente a 2.500 m (8.000 pies2) o menor, incluso durante el vuelo a
una altitud de más de 13,000 m (43,000 ft2). Las aeronaves cuentan con una válvula de
alivio de presión en casos de exceso de presión en la cabina. Esto se hace para proteger
la estructura de la aeronave de una carga excesiva. Normalmente, la diferencia de presión
máxima entre la cabina y el aire exterior es 52–55 kPa (7.5–8 psi)). Si la cabina se
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mantuviera a la presurización a nivel del mar para luego subir a una altura de 10,700 m
(35,000 pies) o más, el diferencial de presurización sería mayor que 60 kPa (9 psi) y la
estructura del avión sufriría una carga excesiva. El método tradicional de extracción de
aire comprimido del motor tiene como contrapartida un desgaste de la eficiencia
energética. Algunas aeronaves, como por ejemplo el Boeing 787, usan compresores
eléctricos para llevar a cabo la presurización. Esto permite una eficiencia mayor
de propulsión. En la medida en que la aeronave se presuriza y descomprime, algunos
pasajeros experimentan molestias, debido a la expansión o compresión de los gases
corporales según los cambios de presión de la cabina. Los problemas más comunes
ocurren con gas atrapado en el aparato digestivo, el oído medio y los senos nasales.
Nótese que estos efectos dentro de una cabina presurizada no se deben al hecho de que
la aeronave aumente o reduzca la altitud, sino a los cambios de presión que se aplican en
la cabina.
Si una aeronave presurizada sufre un fallo de presurización sobre 3,000 m (10,000 pies)
entonces puede hablarse de una situación de emergencia. En ese caso la aeronave debe
comenzar un descenso de emergencia y las máscaras de oxígeno deben de activarse
para todos los ocupantes. En la mayoría de aviones de pasajeros, las máscaras de
oxígeno de los pasajeros se activan de forma automática si la presión de la cabina se
reduce por debajo de la presión equivalente de la atmósfera a 4,500 m (14,000 pies) (es
decir, si la "altitud de la cabina" sube de los 14,000 ft).
1.3 PERDIDA DE LA PRESURIZACIÓN.
Una de las consecuencias de la presurización de una cabina es que la presión dentro de
la aeronave pueda ser 70 kPa (10 psi), mientras que la presión exterior sea sólo 15 kPa
(2 psi). Lo que normalmente sería un orificio inofensivo, con esta diferencia de presión va
a generar un intenso sonido chillante con salidas de aire a velocidades supersónicas. Un
orificio de una longitud aproximada de metro y medio despresurizaría una aeronave en
fracciones de segundo.
Se denomina descompresión rápida al cambio en la presión de la cabina en la que los
pulmones se pueden descomprimir más rápido que la cabina. Este tipo de descompresión
en una aeronave comercial no ocurre a menudo, pero de ocurrir es peligrosa por objetos
voladores, o incluso por la posible fuerza de atracción a la fisura si se está cerca de ella.
También puede ocurrir una deformación interna de los paneles y del suelo.
Se denomina descompresión explosiva al cambio de presión de la cabina más rápido de
lo que pueden hacerlo los pulmones. Este tipo de descompresión es potencialmente
peligrosa para los pulmones y se corre también el riesgo de ser golpeado por objetos
voladores.
Una descompresión gradual o lenta es peligrosa porque puede que no se detecte. Los
sistemas de advertencia pueden ser ignorados, malinterpretados o fallar, y por ello el
reconocimiento autónomo de los efectos inherentes de la hipoxia puede verse reducido a
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la experiencia o al entrenamiento. Los nuevos sistemas de respiración de oxígeno
reducido son más accesibles y seguros y proveen una experiencia práctica valiosa.
La hipoxia resulta en una pérdida en el conocimiento si no se suministra oxígeno de
emergencia. El tiempo que transcurre hasta la pérdida de consciencia en un entorno con
escasez de oxígeno varía con la altitud.
Además, la temperatura del aire descenderá debido a la expansión corriendo del peligro
de congelamiento.
1.4 CONSECUENCIA DE LA PRESURIZACIÓN
EN UNA AERONAVE.
Cuando la aeronave se presuriza y despresuriza la capa de metal del aeroplano se
expande y contrae, respectivamente, resultando en un esfuerzo de fatiga en el metal.
Las aeronaves modernas están diseñadas para poder resistir estos ciclos de compresión,
pero algunas naves más antiguas tuvieron accidentes fatales por no estar los
suficientemente preparados frente a este fenómeno.
EN EL CUERPO HUMANO.
Oído: Hay que adaptarse al aire de la cabina presurizada desde el comienzo. Uno de
cada 3 pasajeros tiene dolor en los oídos e incluso pérdida temporal auditiva durante el
aterrizaje o el despegue. A este fenómeno se le denomina Aerotitus. Cambios rápidos de
presión provocan que la bolsa de aire dentro del oído se expanda o contraiga durante el
despegue y aterrizaje, respectivamente, alargando así el tambor (oído). Para igualar la
presión debe de salir o entrar aire a través de la trompa de Eustaquio. "Si un pasajero
tiene una congestión seria está sometido a un riesgo de daño del tambor'".
Dientes: Quien tenga gas atrapado en un diente infectado puede sufrir Barodontalgia, un
dolor de dientes provocado por la exposición a una presión atmosférica cambiante.
Neumotórax: A todo aquel que haya padecido un neumotórax se le recomienda no volar
(incluso en una cabina presurizada) durante, al menos, un mes, y se recomienda que se
examine con rayos x antes de volar.
Junto con los problemas que puedan padecer algunos pasajeros, la presión de la cabina
equivalente a una altitud de 2,500 m (8,000 ft) de la mayoría de vuelos contribuye a la
fatiga que se sufre en vuelos largos. Puede haber personas que pueden padecer
síntomas del mal de la montaña a pesar de la presión de la cabina.
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CAPITULO 2
DESCRIPCION Y OPERACIÓN DEL SISTEMA DE PRESURIZACION
Con los avances tecnológicos y la ayuda de microcontroladores es posible controlar la
presión de cabina con un sistema automático, este sistema está regido por un controlador
de presión. El controlador de presión en la cabina controla automáticamente en
combinación con los sistemas asociados del avión la presión de la cabina y el rango de
cambio de presión.
2.1 DESCRIPCION FISICA
Dos auto controladores idénticos son usados para tener un sistema de control
redundante. Cada controlador contiene un sensor de presión de la cabina, la interface de
la barra del ARINC al FMS, ADIRS, FWC y a todos los controles digitales, la interface
LFES, la interface con el otro controlador y la interface con la caja electrónica. Una parte
eléctricamente aislada del controlador es el indicador manual de los circuitos los cuales
proveen lecturas para un control manual. Cada controlador es dedicado a una caja
eléctrica y a un automotor. Solo un controlador está en control y el otro está en modo de
Standby. Cada controlador está alojado en un estante estándar de Arinc 600 con
refrigeración con aire forzado. El chasis de aluminio y el exterior de las superficies de la
cubierta (Paneles delanteros y traseros) están recubiertas con pintura base epoxi de color
negro para una excelente protección contra la corrosión y el alto nivel de calor de
radiación emitida. La cubierta del controlador está formada de chapa de aluminio con un
patrón de perforación de refrigeración adecuado. Toda la cubierta tiene una capa de
Iridite y el exterior está pintado con pintura base epoxi de color negro. El controlador
utiliza un procesador 8097 el cual contiene un convertidor integrado analógico a digital, un
puerto de datos serial y puertos para entradas discretas. El sensor de presión de cabina
es muy preciso, sin desvió libre de vibración.
El sensor de presión tiene alambres soldados a las terminales del sensor. Los alambres
terminan en un conector común el cual se conecta al módulo de la placa del PC. Los
pines del conector se pueden remover del conector al componente por motivos de
remplazo. Una PROM contiene los datos de calibración para el sensor. El conector ha
sido diseñado para poder acoplarse con un receptáculo en el módulo de la placa de la PC
el cual provee simple mantenimiento para remover el modulo del sensor o la placa del PC
cualquiera de los dos.
La señal del flujo interna es optimizada incorporando un circuito flexible que esta soldado
directamente al conector E/S (Entrada y Salida) de los contactos conectores del ARINC
600. Esta técnica interconectada provee una interface altamente confiable. El circuito
flexible trasmite las señales eléctricas requeridas al conector de la placa de la PC el cual
se acopla al módulo de la placa de la PC. El uso del circuito flexible permite una alta
seguridad y una mínima carga. Todo lo que es electrónico está montado en un solo
circuito impreso de PC para minimizar las interconexiones.
18
La placa de la PC está hecha de poliamida de alta temperatura / de vidrio laminado.
Imagen 4. Controlador de Presión
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2.2 DESCRIPCIÓN FUNCIONAL
La función principal del controlador es calcular la presión deseada de la cabina utilizando
entradas externas del avión y entradas internas lógicas. Entonces compara la presión
deseada a la actual detectada en la cabina y si existe diferencia varía la posición de la
válvula de salida de la señal de comando para la caja electrónica, vía RS422, hasta que la
diferencia de presión iguale cero.
El controlador de presión se compone de los siguientes grupos funcionales:
El ARINC 429 de entrada / salida de interfaz para la comunicación con otros
sistemas a bordo de la aeronave.
La interfaz RS422/232 para la comunicación con la electrónica del actuador y el
banco de pruebas
El transductor de presión
La interfaz de entrada discreta
La interfaz de entrada analógica
La dirección del decodificador
El microcontrolador
La memoria
La interfaz de salida discreta
El equipo integrado de prueba (BITE – Built in Test Equipment)
El sistema de copia de seguridad manual
La fuente de alimentación
20
Diagrama 1. Flujo de Entradas y Salidas
2.2.1 ARINC 429 INTERFAZ DE ENTRADAS / SALIDAS.
21
La interfaz se compone de las siguientes secciones:
ARINC Entrada de multiplexor / acondicionador de circuito (Ver Diagrama 3).
ARINC receptor / transmisor de puerta serie (Ver Diagrama 4).
ARINC Interfaz de salida (Ver Anexo 1).
A.) Entrada de ARINC multiplexor / acondicionador de circuito
La señal de entrada del circuito de acondicionamiento maneja 13 entradas ARINC
429 cada uno consiste en las líneas A y B. Doce entradas se manejan a través de
tres multiplexores analógicos 4:1 (IC22, IC23, IC24). La última entrada se maneja
directamente. El multiplexor se habilita a través de R30 y se controla por seis líneas
de control (DR1 a través DR6) generados por el arreglo de compuertas IC8. Las
entradas están protegidas por resistencias de entrada de 3.01 kOhm. Tres de los
doce mux entradas (WR1, WR2, WR3) se envuelven alrededor de las líneas del BITE
de los puertos de salida ARINC J2-37/38, J2-33/34 y J2-35/36 (Ver anexo 1). Los
resultados de estas muxes son alimentados a tres circuitos idénticos acondicionado
amplificador operacional (IC35, IC36). Los últimos canales se alimentas directamente
a través de circuito de acondicionamiento (IC36). Los amplificadores operacionales se
establecen hasta que la comparación para la decodificación de los datos ARINC. Un
par de amplificadores operacionales son responsables de un canal de ARINC (líneas
A y B). Una de ellas será la salida de un ALTO cuando se detecta un bit de datos que
indica un "uno" y el otro cuando se vea un "cero" (por Especificación ARINC 429. Las
salidas de estos comparadores se encuentran en nivel TTL (Logic Line Receivers/
Receptor de línea lógica). Son alimentados al puerto de entrada de 4 canales de
ARINC arreglo de compuertas IC8 (44 a 51).
B.) ARINC arreglo de puertas (receptor / transmisor) (Ver Anexo 1 y Diagrama 4)
La parte receptora de arreglo de compuertas IC8 se encarga de transformar la serie
de entrada de canales de datos CH1 a través de los canales CH4 a la interna de 16
bits de datos en paralelo bidireccional dirección BABD0 bus ... BABD15. La parte del
transmisor transforma el paralelo bidireccional de 16 bits datos del bus de direcciones
de IC1 micro controlador en dos canales de salida ARINC, ARCOUT 1 y ARCOUT
2. Para la descripción de la terminal de arreglo de compuertas IC8.
22
Diagrama 2. Arinc Entrada de multiplexor / Acondicionador de Circuito
23
Diagrama 3. Arreglo de compuertas ARINC
24
C.) ARINC interfaz de salida.
El canal de salida ARCOUT2 (líneas A y B) es alimentado de la etapa de salida 2
(IC29/IC30).
Estos amplificadores operacionales están configurados para satisfacer las
especificaciones ARINC 429 de forma de onda bipolar formato RZ y están preparados
para una ganancia DC de +1 o -1 dependiendo de sus entradas.
Los capacitores 820 pF en la compensación de pines 5 y 8 se utilizan para la salida
de la forma de onda mediante la limitación de la velocidad de subida de los
amplificadores operacionales.
La salida de las líneas CFDS/SDAC2 línea A y CFDS/SDAC2 línea B están
protegidos por dos
diodos bipolar contra picos de tensión. Un canal de salida del ARCOUT 2 se alimenta
a través de la etapa de salida 1 (IC27/IC28) para llevar a cabo las líneas de salida
CFDS / SDAC1 A y B. El arreglo de compuertas del puerto de salida ARCOUT 1 es
alimentado a través de los amplificadores de IC25/IC26 para proporcionar un
repuesto del BUS del ARINC para el canal de salida.
2.2.2 Interface de comunicación RS 422/RS232
La interfaz es responsable de la comunicación entre el controlador de presión y el
PC. Se logra con un enlace de datos RS422. Para la comunicación con el equipo de
prueba el controlador tiene un circuito RS232.
A.) Interfaz de comunicación del circuito receptor.
La señal de datos serie RS422 de la caja electrónica es alimentada de un receptor
de línea diferencial IC12. El canal de entrada de datos lleva palabras de 16 bits de
datos binarios formados en cuatro caracteres hexadecimales ASCII. La tasa de
Baude es de 9600. La señal de datos incluye el identificador, el estado, la
retroalimentación de posición, la información BITE y la suma de comprobación.
IC12 transforma la entrada diferencial en una sola señal de terminó de datos la cual
es alimentada de la parte IC10 del multiplexor. El RS232 para el banco de pruebas
es alimentado atravez del controlador IC17 dentro de una segunda entrada mux de
IC10. El cambio entre el enlace del 422 y RS232 se ejecuta de forma automática.
Si la caja del controlador se ha instalado en la aeronave, la línea RS SELECT se deja
flotando (Es decir, no se conecta).
Esto permite que el pin de control de IC10 flote en lo alto con la selección del enlace
RS422.
Alternativamente, cuando el controlador de la caja es instalado en el banco de
pruebas, el control del pin se conecta a tierra.
Esto selecciona el enlace RS232. La salida IC10 mux se alimenta de la entrada RXD
del microcontrolador IC1. Lo interno para el microcontrolador es una sección de
comunicación programable que convierte la señal de serie RXD en una señal
25
paralela de ocho bits que alimenta a la CPU. La sección de comunicaciones se
encarga de todos los de recepción de datos, transmisión y protocolo de
comunicación.
Diagrama 4. Interface de comunicación RS422/232
26
B.) Interfaz de comunicación del transmisor del circuito La salida de la sección IC1 de comunicaciones (60) de la señal TXD se divide en una línea RS422 y una línea RS232. La señal RS422 se introduce en el controlador de salida de línea complementaria IC11 (1) que cumple con los requisitos estándar RS422. Los tres estados de salida tienen una capacidad de alta corriente para la conducción de líneas balanceadas. La línea RS232 es el conductor de línea IC16 (2). Las tasas de gran cantidad de salida están controladas conjuntamente por una resistencia externa R14. La potencia nominal de suministro de chips de ± 12 V es generado por dos diodos Zener(D3, D4) del suministro de línea de potencia de ± 5 V.
2.2.3 Transductor de presión El transductor de presión convierte la señal de la presión neumática de entrada en señales de dirección de datos las cuales son bidireccionales conectadas a la AD-bus de la placa controladora. El transductor consiste de los siguientes módulos funcionales: - El sensor de presión - La excitación y la compensación de temperatura del módulo EXTEMPCO2 - La conversión y el módulo de memoria COMEMO Las conexiones entre el transductor de presión y la tarjeta controladora se alimentan a través de conexión P1/J4 (Ver Tabla 2)
A.) El sensor de presión El elemento sensor es un delgado cilindro oscilador. La frecuencia de resonancia depende de la entrada de presión, las dimensiones del cilindro y el material y la temperatura del cilindro. El exterior del cilindro tiene un entorno de vacío que actúa como una referencia de presión y ofrece precarga mecánica óptima en el oscilador del cilindro. La Oscilación se inicia con una bobina de excitación. Su campo magnético genera una ligera vibración del cilindro de pared delgada. El movimiento de la pared del cilindro provoca una corriente en la bobina de recogida. Un acoplamiento directo inductivo de las bobinas evita la disposición geométrica (establecido en 90 grados el uno al otro). El sensor de temperatura se mide por un diodo sensible a la temperatura. La presión y la temperatura dependen de la frecuencia de resonancia siguiente: A 50,8 mbar y 25 º C la frecuencia es 6682 Hz ± 2,3%. En 2472 mbar y 25 º C la frecuencia es 8848 Hz ± 0,8%. B.) Excitación y compensación de temperatura del módulo EXTEMPCO El circuito de excitación consiste en una etapa de transistor seguido de dos etapas de amplificación. El circuito amplifica y modifica la señal recogida de la bobina. Retroalimenta a la bobina de excitación asegurando que el sistema oscile con la
27
frecuencia de resonancia del sensor de presión cilindro. Dos etapas de salida amplifican la presión dependiendo de la frecuencia de la señal F (P). Un diodo sensible a la temperatura mide la temperatura de la pared del cilindro oscilante. Esta señal de DC (Corriente Directa) es amplificada por IC3 y luego se convierte por el voltaje a la frecuencia conversora de la sección del IC3 a la temperatura dependiente de la señal de frecuencia F (T).
28
Imagen 5. Transductor de Presión
29
Diagrama 5. Transductor de presión (Hoja 1/3)
30
Diagrama 5. Transductor de presión (Hoja 2/3)
31
Diagrama 5. Transductor de presión (Hoja 3/3)
32
C.) Conversor de frecuencia y los módulos de memoria COMEMO
La Precisión de Frecuencia del Conversor Digital (PFDC) se utiliza para convertir la
frecuencia de señales F (P) y F (T) a 24-bit palabras. Cada señal es convertida por un
canal independiente. La señal de presión F(P) es alimentada al canal A (entrada FA)
y la señal de temperatura se introduce en el canal B (entrada de FB). La señal F (P)
se alimenta a través de un buffer de entrada dentro del contador de etapa de la
frecuencia programable. Este es un contador de 12-bit, que cuenta un número
predeterminado de ciclos F (P). La opción predeterminada es controlada por software
a través de las líneas de datos D0 atravez de D3 a 64 cuentas. Depende de la
frecuencia de la señal de presión F (P) es un tiempo de puerta definido. Tiempos más
cortos de la puerta resultan en frecuencias más bajas. El tiempo de puerta controla el
tiempo de funcionamiento de un contador binario de 24 bits de referencia. La entrada
del contador está conectada a un Oscilador de 16 MHz. La salida proporciona una
señal en paralelo de 24 bits que alimenta a un canal de 24-bit asegurado. El canal
asegurado está dividido en tres secciones de bytes las cuales secuencialmente
entregan tres líneas de salida de datos de 8-bits paralelamente D0 atravez D7
incluyendo la información de la presión.
La frecuencia a la conversión digital de la señal de temperatura F (T) se ejecuta de la
misma manera. El control del PFDC es ejecutado por el hardware y software. La
sección de la memoria consiste en una EEPROM que contiene los datos de
calibración del sensor de presión y los números de serie de las partes del transductor
de presión.
2.2.4 Interfaz de entrada discreta
La interfaz tiene una capacidad de 24 líneas de entrada discreta en combinación de tres
bytes de entrada que se alimentan a través de tres de 8-bits de tipo D de los cierres IC19,
IC20 y IC21. Los cierres dan una dirección única en cada memoria del mapa y son chips
seleccionados por el IC10 PAL. Las salidas de cierre se encuentran en el bus de
direcciones de datos 19 de las líneas de entrada se desplazan a través de un nivel
ARINC-717 DS derivación discreta. Los diodos de entrada proporcionan aislamiento entre
el controlador y otros sistemas del avión. Las resistencias están configuradas para
proporcionar un nivel lógico bajo TTL para el cierre cuando la tensión de entrada es de 3.5
V o inferior. Un alto nivel lógico se genera cuando la tensión de entrada es flotante o
cuando su valor supera los 10 V. Dos de las entradas discretas en IC21 (7) y el IC21 (3)
están desplazadas a nivel a través de un divisor de tensión simple, circuito (VD). El
circuito genera un nivel lógico alto cuando el voltaje de entrada está por encima de 15 V y
una baja cuando la tensión de entrada es inferior a 6 V. Una línea de entrada en IC21
(18) es la envoltura RS422 alrededor de la señal BITE. Dos de las entradas IC20 (18) y
IC21 (4) no se utilizan y están conectadas a tierra.
33
2.2.5 Interfaz analógica de entrada
Las entradas analógicas se convierten a su representación digital por el Convertidor A / D
del microcontrolador IC1. El convertidor proporciona 10 bits de conversión con una
precisión de 8 bits usando la aproximación sucesiva. Cada conversión requiere 168
estados de tiempo o 50,4 microsegundos con un rango de voltaje de entrada de 0 V a
VREF (+5 V DC). La referencia de tensión viene directamente desde el bus de
alimentación +5 V generada por la fuente de alimentación. VREF alimenta a IC1 (65). Si
es necesario las señales de entrada analógicas son voltajes divididos para cumplir con el
DAC la cual es la especificación de rango de entrada.
2.2.6 Decodificador de direcciones
Todas las direcciones se derivan del bus de 16 bits de datos principal BABD0 a través de
BABD15 generados por el microcontrolador IC1. La dirección de selección se controla
mediante dos direcciones de cierre IC2 y IC3. Las líneas de dirección de cierre BA1 a
través BA11 son alimentadas directamente a los cinco chips de memoria.
La selección de la memoria de chip y la selección de otros dispositivos (Módulo de
presión, Arreglo de puertas del ARINC, Cierres de entradas discretas) son ejecutados por
la dirección PAL decodificadora IC9 y IC10. La línea BA0 se utiliza realmente como una
línea de control para elegir byte o palabra de las operaciones de la memoria RAM. En
consecuencia los pines A0-de la memoria RAM y ROM chips se conectan al bus de
dirección de la línea A1 (etc.). Dado que el vector del reset del microcontrolador IC1 está
en hexadecimal 2080 (ajustado a 1040 hexadecimal debido a la no conexión de línea A0 a
la PROMS), la PROMS bien debe cargar en la dirección 1040 (por lo tanto perder 1040
bytes) o el bus de direcciones debe ser modificado antes de llegar a los PROMS. Esta
modificación es ejecutada por la inversión de las líneas de dirección A13 a través A15.
A13 es invertida por el IC13.
La salida Q del IC13 entrega la señal de dirección invertida IBA13. A14 y A15 son
invertidos por la dirección PAL IC9 Decodificador. La dirección invertida de las señales
hace una resta de 1000 hexadecimal de la dirección de la CPU, sólo 40 bytes se pierden.
O un bit de ancho o una palabra de operaciones en todo RAM son posibles. La CPU
utiliza dos líneas de control para determinar el tipo de acceso a la memoria. La línea BHE
y la línea BA0 no se utiliza como una línea de dirección.
34
Diagrama 6. Interface de entrada discreta
35
Tabla 2. Señal de entradas discretas
36
Tabla 3. Interface de entrada analógica
37
Diagrama 7. Decodificador de direcciones
2.2.7 Microcontrolador El INTEL MG8097 microcontrolador de 16 bits es compatible con las operaciones de bit, byte y palabras de operación
38
El microcontrolador cuenta con los siguientes dispositivos de E / S:
Canal analógico de entrada - El puerto 0 alimenta a bordo de 8 canales de 10-bit convertidor analógico a digital.
16 bits de E / S Dirección / Puerto de datos - El bus de 16 bits de datos bidireccional BABD0... BABD15 está conectado a los puertos 3 (byte bajo) y 4 (byte alto). Estos son puertos abierto de drenado del FET. El flujo de datos es controlado por un controlador de memoria interna y supervisado por un temporizador de vigilancia interna.
Full dúplex - Puerto de comunicación serial 2.
Quasi-bidireccional del puerto 1 usado para 8 líneas de salida discreta.
La alta velocidad de interfaz E / S. Es únicamente usada la alta velocidad de entrada 0 la cual detecta una señal interna de la matriz de ARINC.
El micro controlador es sincronizado por el oscilador Y1 a 10.027 MHz. Tiene una tolerancia de error de ± 0,1%. Internamente al CPU del reloj se divide por tres para obtener una frecuencia de 3,34 MHz (CLKOUT señal en el pin 13). Internamente la señal proporciona un estado de tiempo para el CPU de 300 nanosegundos. Externamente la señal de CLKOUT se introduce en la matriz de puertas ARINC IC8 (41) para su uso en diversas cadenas de cuenta atrás.
39
Diagrama 8. Microcontrolador
2.2.9 Memoria El controlador electrónico tiene los siguientes dispositivos de memoria: 4K x 8 bytes RAM IC4 y IC5. 64K x 8 bytes EPROMs IC6 y IC7. 2K x 8 bytes no volátil EEPROM IC18. 2K x 8 bytes de calibración de la EPROM del transductor de presión. Adicionalmente el procesador incluye una memoria RAM de 232 bytes.
40
El mapa se divide en dos segmentos: Dispositivos Entrada / Salida y dispositivos de memoria. Los dispositivos de E / S (bytes EC00 HEX a FFFF hexadecimal) son divididos en 1024 trozos de bytes con cinco dispositivos definidos. Dos IDT 6116L RAM estática CMOS 2Kx8 (IC4 y IC5) son elegidos por su bajo acceso en tiempo (150 nanosegundos) y bajos requisitos de energía de reserva (50 mW). Siempre y cuando el CERAMHI y CERAMLO chip permita que las líneas se mantengan en alto, los Rams estarán en el modo de espera. Cuando una línea de CE se baja el dispositivo es seleccionado. Los dispositivos de memoria de programa IC6 y IC7 son un Intel 27256 EPROM establecido. Estos chips fueron elegidos por su configuración de bit ancho y por el largo espacio de almacenamiento (32K x 8). Ellos están conectados al bus de direcciones / datos de la misma manera que la RAM. Pueden ser accesados como palabra ancha solamente. Si el software intenta acceder a un solo byte de la memoria del programa, la CPU pasará por alto la información en la parte del bus que no fue accesada. Las líneas de control están en una relación similar como la RAM. Sólo 47K bytes de espacio ROM está disponible del total de 64K bytes disponible para el sistema. El NVM IC18 se utiliza para almacenar el ancho del byte de vuelo y BITE información acerca de los últimos 63 vuelos. Está conectado a los 8 bits más bajos del bus de datos y se puede acceder en el igual que una memoria RAM en modo de lectura. En el modo de escribir la CPU debe realizar un ciclo de escritura. La NVM, sin embargo, tarda unos 10 milisegundos para escribir en su conjunto. Por lo tanto, una señal ocupada se marca con una bandera para prevenir un intento adicional para acceder a la NVM en el ciclo de escritura. Para evitar resultados inesperados (por ejemplo, causados por la descomposición de energía durante la escritura en la NVM) la información del fallo se registra primero y entonces el índice de fallos se actualiza. Esto asegura que la información que no se ha completado se pierda. La NVM contiene toda la lógica de esta operación, incluyendo los cierres y los temporizadores. La calibración EEPROM se encuentra en el transductor de presión. Está conectado a los 8 bits más bajos del bus de datos. Este chip no está destinado a ser programado por el CPCS, pero está ahí para proporcionar calibración constante del sensor de presión sobre diferentes presiones y temperaturas. Se lee en la misma forma que los datos de vuelo EEPROM.
41
Imagen 6. Mapa de Memoria
42
2.2.9 Interfaz de salida discreta
La interfaz es parte del equipo de pruebas construido (BITE). Las señales del BITE son
entregadas para el micro controlador IC1 y para el arreglo de puertas ARINC IC8.
La señal de salida discreta SIGNO DE PASAJEROS alimenta al avión por un puerto de
entrada discreta. La señal de fuente es la salida discreta puerto P1.1 del micro controlador
de IC1 (58). La señal activa P1.1 FALLA DE PRESION se genera si la presión de la
cabina cae por debajo de 9.6 psi (662 mbar). La FALLA DE PRESIÓN alimenta a la base
del transistor T12 y el cual cambia a GND en la línea de salida.
La señal de salida discreta INTERRUPCIÓN DEL MOTOR DRIVE es alimentada a través
del comparador de voltaje IC51 a la base del transistor T15 la cual interrumpe la línea de
+28 V al circuito del motor de la unidad de la caja electrónica. La fuente de señal puede
ser la INTERRUPCION DEL MOTOR DRIVE señal desde el puerto del micro controlador
de salida discreta P1.6 o una señal de falla desde el arreglo de puertas ARINC IC8.
La señal de salida discreta FALLO DE ADVERTENCIA DE LUZ se introduce al puerto de
entradas discretas del avión. La fuente de señal puede ser el SISTEMA DE FALLA señal
desde el puerto de salida discreto del micro controlador P1.7 o una señal de falla desde
el arreglo de puertas ARINC IC8. Las señales son agregadas por IC14 y alimenta al
voltaje comparador IC50. La salida de IC50 (7) ofrece una BAJA señal a la base del
transistor T14. El transistor interrumpe los 28 V en la línea y la señal de FALLO DE
ADVERTENCIA DE LUZ se emite.
43
Diagrama 9. Interface de salida discreta
44
2.2.10 Equipo de Prueba Integrado (Built in Test Equipment BITE)
El regulador de presión lleva a cabo una serie de pruebas integradas (BITE). El micro
controlador IC1supervisa todas las funciones BITE continuamente. Si se detecta una falla,
una bandera de falla es establecida y el código de fallo se transmite a la IC18 EEPROM o
al equipo correspondiente. Adicionalmente el código de falla de la caja electrónica, el cual
se recibe a través del bus de interconexión RS422, se almacena en la EEPROM. Una
segunda sección de la EEPROM de datos de vuelo e información de hora que se reciben
por la interfaz de ARINC 429. A fin de evitar que las banderas de falla se establezcan
como una consecuencia transitoria (picos de línea), la cual no puede ser reproducida,
todos equipos de prueba tienen contadores de errores. Estos contadores se incrementan
cada vez que una condición de falla es detectada. Si el contador ha expirado la cuenta
final especificada para cada prueba, la bandera de falla apropiada se establece. Los
contadores se borran si la condición de falla no es detectada consecutivamente. Las
banderas de falla se combinan de la siguiente manera:
Bandera de 00 a 15: Código de fallo 1 (Controlador)
Bandera de 16 a 31: Código de fallo 2 (Controlador)
Bandera de 32 a 47: Código de fallo 3 (Controlador)
Bandera de 48 a 63: Código de fallo 4 (Controlador)
Bandera de 64 a 79: Código de fallo 5 (Actuador)
Bandera de 80 a 95: Código de fallo 6 (Actuador)
Las pruebas se dividen en tres grupos:
- Las pruebas de un microprocesador
- Las pruebas de parámetros del sistema
- Las pruebas de hardware
Cada prueba se puede ejecutar en los siguientes modos:
A.) BITE Iniciado
Estas pruebas sólo se pueden ejecutar cuando el avión está en tierra. Sólo están
en funcionamiento cuando están comandadas por el CFDS o por el equipo de
prueba. Las pruebas de marcha son los siguientes:
- Prueba de envolvente del transmisor RS422
- Prueba del transmisor ARINC
- Prueba de la presión ambiente contra la presión de Cabina (desde el ADIRS)
-Prueba de calibración RVT de la válvula del flujo de salida
45
-Prueba del chequeo de velocidad y movimiento final al movimiento del actuador
-Prueba de escala final selector de elevación del campo de aterrizaje
B.) BITE Encendido
Este grupo funcional contiene pruebas las cuales son pre realizadas durante el
estado de inicialización. Este estado se introduce cuando el sistema se enciende.
Estas pruebas no pueden ser ejecutadas en modo de espera o estado de
funcionamiento debido a que interfieren con el funcionamiento normal. Las pruebas
de encendido son:
-Prueba de Inicialización de arreglo de compuertas
-Prueba de RAM inicial
-Prueba de envolvente del transmisor RS422
-Prueba de envolvente del Transmisor ARINC
-Prueba del temporizador de vigilancia (Watchdog)
-Inicialización de variables y temporizador S / W
46
Tabla 4.Area de Prueba
47
C.) BITE Continuo
Las pruebas en este modo de funcionamiento están incorporadas en las rutinas de
prueba que comprueban el rendimiento del sistema. Se dividen en dos grupos: El
BITE en modo de espera y el circuito cerrado BITE. Las pruebas de espera son:
- Prueba de abastecimiento de energía
- Prueba del convertidor A / D
- Aislamiento de fallas ARINC
- Prueba de la actividad del receptor RS422
- Prueba de RAM
- PROM CRC
- Prueba ALU
- Prueba de falla del Temporizador de vigilancia
- Prueba de actualización PFDC
- Prueba del rango de Cálculo de la PC
- Prueba de funcionamiento HSS
- Prueba de envolvente de luz de advertencia y falla de señal de pasajeros
Las pruebas de circuito cerrado son:
- Prueba de baja presión en la cabina
- Prueba del rango de alta presión en cabina
- Prueba alrededor que permite envolver la Caja electrónica
48
2.2.11 Sistema de copia de seguridad manual
El sistema de copia de seguridad es funcionalmente independiente del sistema auto
controlador. La independencia resulta de tener un transductor de presión por separado
con amplificador diferencial, dos circuitos de interfaz y el suministro de energía de
respaldo. Un potenciómetro independiente retroalimenta las señales de la posición actual
de la válvula de salida.
A.) Transductor de presión de copia de seguridad
El transductor es un indicador de tensión de semiconductores. Dos cámaras (cámara
de presión y cámara de sellado al vacío) están separadas por una membrana. La
presión de la cabina se alimenta a través del conector neumático y un colector (290)
dentro de la cámara de presión del transductor de presión (270). La posición del
diafragma es una función de la presión de la cabina. Esta posición es mecánicamente
trasferida a un semiconductor puente de tensión. Este puente de WHEATSTONE es
alimentado por 10 V DC desde el suministro de energía de reserva a través del
conector (1 y 2). El sensor del voltaje de salida del puente en J5 (5 y 6) es solo 100
mV en la escala completa de presión de 15 psi (1035 mbar), con un error de banda
de ± 1,2 mV.
B.) Amplificador diferencial
Una etapa amplificadora diferencial IC32 (entradas 5 y 10) se utiliza para amplificar el
voltaje de salida del puente. La salida del sensor de seguridad del puente se alimenta
a los terminales de entrada positiva IC32 (5 y 10) del amplificador diferencial. Esto
minimiza la carga de los elementos del sensor ya que la impedancia de entrada de
los amplificadores operacionales es de 400 MOhm típicos. Los pines de entrada
negativos IC32 (6 y 9) se utilizan para ajustar la ganancia DC de la primera etapa a
un valor de 86,9. La compensación de entrada de voltaje es de 270 microvolts los
cuales, al multiplicarse por 86,9 produce 23 mV máximos de compensación de voltaje
desde la primera etapa. La segunda etapa consiste en un único amplificador
operacional IC32 (Pines de entrada 12 y 13) en una configuración diferencial. La
ganancia DC de esta etapa se establece en 1 la cual produce un voltaje total de
compensación de 23 mV. Con un rango de voltaje de salida de aproximadamente de
1 a 9 V en IC32 (14), se obtiene un error de 0,256%. Un amplificador operacional de
amortiguación adicional IC32 (entradas 2 y 3) es un simple voltaje seguidor de
arreglo, con una ganancia DC establecida en 1. El voltaje de salida en IC32 (1) es la
señal PRESIÓN EN CABINA. Se alimenta a través del conector J3 (4) al sistema
SDAC del avión. El rango de trabajo del circuito es de 8,6 a 14,7 psi (593 a 1014
mbar). Las salidas de voltaje correspondientes son 5,0 a 8,6 V.
49
C.) Circuito de Velocidad
Este circuito proporciona una representación analógica del cambio del rango de
presión de cabina en psi / min. La presión equivalente de tensión VIN desde la salida
del amplificador diferencial etapa de IC32 (14) se alimenta a través del capacitor C56
en el circuito de velocidad de presión. Si no hay cambio de VIN se produce la presión
cero. El circuito de velocidad de los amplificadores operacionales generan el punto
nulo de voltaje de salida de + 5 V DC en este caso. Si el VIN cambia, el capacitor C56
es cargado o descargado. Esto provoca una oscilación máxima del voltaje del punto
nulo de alrededor de ± 4 V DC. La señal de salida VELOCIDAD DE PRESION DE
CABINA en IC33 (8) se alimenta a través del conector J3 (5) al sistema SDAC del
avión. El rango de funcionamiento del circuito es de 0 a ± 0,8 psi / min (0 a ± 55 mbar
/ min). La tensión de salida correspondiente es de 5 ± 4 V DC.
50
Diagrama 10. Sistema manual de copia de seguridad
51
D.) Circuito de advertencia de altitud excesiva
El circuito proporciona la señal de advertencia ALTITUD DE CABINA EXCESIVA
cuando la presión de cabina cae por debajo de aproximadamente 10.8 psi (745
mbar). Esto se corresponde con VIN=6,2 V DC. El comparador IC31 es fijado por
R51 y R52 para disparar a 6.2 V DC o a un voltaje menor de entrada. La salida de
IC31 (1) se establece en alto y los interruptores en el canal n MOSFET T1.
GND se conecta a la IC43 (3). El regulador de voltaje IC43 actúa como un limitador
de corriente para proteger T1 de 28 V de J2 (46) en el caso de un cortocircuito en el
relé de aviso. IC43 está diseñado para mantener un voltaje constante de 1.25 V DC
entre sus pines ajuste (2) y sus pines de salida (3). El límite actual se encuentra por
R56 en Imax = 1.25: 3.01 = 415 mA. Durante el funcionamiento normal la carga es
aproximadamente 100 mA.
E.) Posición de la válvula de salida del circuito
Para dar una idea de la posición de la válvula de salida, un potenciómetro está
orientado a la válvula. Los 10 V DC de copia de seguridad de voltaje de salida son
alimentados a través de la etapa de buffer IC33 (12, 14) para el potenciómetro. El
bote presenta una constante carga en el buffer amplificador operacional. El
limpiaparabrisas de voltaje representa la posición de la válvula. Esta señal se
alimenta a un segundo amplificador operacional IC33 (3) con una ganancia DC de 2.
El rango de voltaje de salida del circuito (Señal OFV pos.) es de 1 a 9 V DC esto
corresponde a una rotación de la válvula de flujo de salida de 0 a 120 grados.
F.) Copia de seguridad de la fuente de alimentación
(a) Los + 10 V DC del voltaje del circuito y los + 15 V DC de voltaje de alimentación
para el sistema de copia de seguridad son generados por una fuente independiente
de energía de reserva (BUP). El voltaje de entrada para el BUP se toma de los 28 V
DC del bus de emergencia del avión. Los +15V de energía de alimentación se
realizan por el regulador de voltaje IC49. La entrada de IC49 (1) está protegida contra
picos de alto voltaje por el diodo D37. La salida de IC49 (2) proporciona los +15V de
alimentación de voltaje para la IC31, IC32, IC33 y IC37. Los +10V DC del voltaje del
circuito se derivan de los +15V de alimentación utilizando una fuente de referencia de
voltaje de precisión IC42.
52
2.2.12 Fuente de alimentación
La fuente de alimentación (PS), sección de la placa controladora genera todos los voltajes
necesarios para diferentes aplicaciones a los sistemas de control electrónico. La fuente de
alimentación trabaja con los 28 V DC del sistema de alimentación del avión. El PS está
diseñado para una eficiencia energética y una expectativa de vida óptima. Circuitos de
protección de baja tensión y sobretensiones están incluidos.
A.) Datos técnicos
Voltaje de Entrada
Nominal: + 28 V DC
Rango de operación normal: 27,0 a 30,3 V DC
Rango de operación de emergencia: 17,0 a 30,3 V DC
Onda de voltaje: 2Vpp Max.
Consumo de energía: 28 W máx.
Factor de eficiencia: 0,7 min.
Voltajes de salida de CC
5,1 V ± 0,1 V 0,65 A nom.50 mVpp max.
+ 15 V ± 0,75 V0.06 A nom.10 mVpp max.
- 15 V ± 0,75 V0.06 A nom.10 mVpp max.
Protección de salida
Cortocircuito en los voltajes de salida a la GND son posibles. Después de la
eliminación de todos los voltajes de corto de circuito de salida se recupera el pleno
rendimiento.
Regulación de línea
Cambio de voltaje de entrada de 18.5 a 30.3 V efectúa una salida de voltaje de Max.
1% bajo condiciones de carga completa (las tres líneas).
Regulación de carga
Una entrada de voltaje nominal (28 V DC) un cambio de carga de no carga a máxima
carga efectúa un cambio en el voltaje de salida de Max. 1% (las tres líneas de salida).
Protección contra sobretensiones
Desenergización de las tres líneas de salida, si la línea de + 5 V es superior a 5,8 ±
0,2 V.
53
Protección de baja tensión
Desenergización de las tres líneas de salida si el voltaje de entrada + 28 V cae por
debajo de 15 V.
Protección contra sobrecorriente
Los límites actuales de la línea de salida de + 5 V a 1,14 A.
Tiempo de retención
Interrumpe la entrada de voltaje hasta 2 ms son compensados por dos capacitores de
retención (basados en 25.5 V de voltaje de entrada y de plena carga).
Reinicio del encendido (POR)
TTL compatible con la señal del monitor.
L - nivel (<0,7 V), si la línea de + 5 V <4,75 V
H - el nivel (> 2,4 V), si la línea de + 5 V> 4,75 V
Unidad 28 V
No regulada el voltaje del motor depende de la unidad de voltaje de entrada de + 28 V
DC.
Rango de temperatura
Todos los componentes electrónicos cumplen con un rango de temperatura ambiente
desde -55 a +125 ° C (- 67 a + 257 ° F).
54
Diagrama 11. Fuente de Alimentación (1/2)
55
Diagrama 11. Fuente de Alimentación (2/2)
56
B.) Secciones funcionales
Sección de potencia de entrada con filtros, supresión de voltaje transitorio y
Condensadores de almacenamiento.
Sección de ancho de pulso (PWM)
Sección de potencia de salida.
Protección de circuitos.
Circuito de interrupción de la unidad del motor.
Circuito de reloj independiente.
C.) Sección de entrada de energía.
Los + 28 V DC de la sección de entrada de energía están protegidos contra las
líneas transitorias (picos) por un diodo supresor D24.
La etapa de filtro consiste de un doble obturador L1 en combinación con dos
filtros capacitores C64 y C65.
Una breve entrada interruptora de voltaje (hasta 2 ms) son compensados por la
carga de voltaje de los capacitores C76 y C77. En este caso diodo D25 inhibe la
corriente de retorno a la línea de suministro.
D.) Sección de modulación del ancho de pulso (PWM circuito)
La sección consiste en la regulación de modulación del ancho de pulso IC44 y
componentes asociados. IC44 incluye una compensación de la temperatura con la
referencia de voltaje, un diente de sierra oscilador, un amplificador de error, un
modulador de ancho de pulso con un contador de pulsos y dirección lógica y una
etapa de salida con dos conductores de baja impedancia de energía.
El regulador de voltaje de referencia se basa en una compensación de temperatura
del diodo Zener. El circuito está activo y alimentado con voltajes por encima de 8 V y
proporciona hasta 20 mA de carga actual a un circuito externo de referencia de
voltaje de salida IC44 (18). La referencia de voltajes es de 5 ± 0,05 V.
El bajo voltaje de bloqueo de circuito protege al IC44 y los conductores de energía se
controlan a partir del voltaje de alimentación inadecuado. Si VIN en IC44 (17) es
demasiado bajo, el circuito desactiva la salida de los conductores y establece el pin
de RESET (5) BAJO. Esto evita los pulsos de salida falsos mientras el circuito de
control se está estabilizando y mantienen el capacitor de arranque del tiempo suave
C78 en un estado e descargar.
La lógica de arranque protege el transistor de potencia T2 de sobre voltajes durante
el encendido de la fuente de alimentación. Siempre y cuando la baja tensión bloquee
el circuito cuando detecte una entrada demasiado baja de voltaje y genere el
RESET deshabilitando las salidas de los conductores (salidas IC44 (13 y 16)). El
mismo efecto tiene un RESET para la supervisión externa del circuito IC45 pines 4 o
57
9. Cuando el voltaje de alimentación VIN alcanza un rango de operación normal,
RESET pasará a ALTO permitiendo una corriente interna de 100 µA para cargar el
condensador de arranque suave C78. El ciclo de trabajo del voltaje de salida
incrementa linealmente a lo que el valor del bucle de regulación de voltaje requiere
para un error nulo.
El bucle de regulación compara una demanda de voltaje con el voltaje actual en la
fuente de alimentación de salida B8 el cual es de + 5 V. El voltaje demandado de 2,5
V es generado por la fuente del voltaje de referencia dentro del circuito supervisor
IC45 (pin de salida 15). La tensión actual en + 5 V de salida del puente B8 se
retroalimenta con el divisor de 5 V de tensión de salida R82/R81 (ganancia de 0,5).
El valor nominal es de 2,5 V. El voltaje actual y el demandado se comparan por un
error
amplificador. El voltaje de salida del amplificador resultante conduce el pulso con
ancho en modulación.
La etapa moduladora del ancho del pulso IC44 es impulsado por un oscilador de
diente de sierra. La frecuencia del oscilador se encuentra aproximadamente a 84 kHz
en los valores de R72 y C75. Un circuito flip-flop convierte la frecuencia de diente de
sierra en una frecuencia de pulso. El ancho de pulso (Ciclo de trabajo) es dirigido por
el voltaje de salida del amplificador de error. Si esta tensión es cero (Voltajes
demandados y reales son iguales) el ciclo de trabajo está establecido en 29%.
Positivo o negativo los voltajes de error causan largos o cortos cliclos de trabajo de la
frecuencia de la señal modulada en ancho del pulso.
La etapa de salida de IC44 utiliza un conmutador flip-flop para cambiar dos puertas
de salida sirviendo dos pares de transistores de potencia. Las puertas de salida se
utilizan para interrumpir la salida durante un RESET desde el mínimo voltaje del
circuito de cierre. Cada par de controladores de salida sirve a los puertos de salida A
(pin 13) y B (pin 16) si IC44. Condicionada por los controladores de salida de la
frecuencia modulada por ancho de pulso de salida es de aprox. 42 kHz (la mitad de la
frecuencia del oscilador).
E.) Poder de la Sección de salida
El pulso de la señal de salida del puerto A se alimenta a través de R89 a la puerta de
poder MOSFET T2. El drenaje (D) de la FET está conectado con la bobina primaria
del transformador de salida TR1 (Pin 2). El otro extremo de la bobina primaria está
conectada a los 28 V DC. El circuito primario se cierra a través del drenaje (D) y
fuente (S) y las resistencias R96, R97 a GND. Una bobina adicional de TR1 (3, 4)
desmagnetiza el núcleo de TR1 cuando el pulso de entrada de voltaje en la puerta de
la FET T2 está en la fase de apagado.
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Tres circuitos de salida secundarios generan los +5 V, +15 V y – 15V voltajes de
salida.
Cada circuito está impulsado por una bobina secundaria del transformador TR1. La
rectificación se ejecuta por pares de diodos. Etapas de filtro que consiste de un
obturador del núcleo L2 y condensadores son agregados.
La regulación de voltaje de la línea de salida de +5 V es ejecutado por el voltaje de
retroalimentación al amplificador de error de IC44. Los + 15 V y los -15V en las líneas
de salida se controlan por los reguladores de voltaje IC47 y IC48. Todos los voltajes
de salida del alimentador de potencia se alimentan a través de puentes de alambre
en los circuitos de consumo de la tarjeta controladora.
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CAPITULO 3
PROPUESTA DE MEJORA
En este capítulo se hace la propuesta de mejora al sistema de presurización de cabina, y
se da la importancia requerida a los microcontroladores, ya que sin estos un sistema
automático no seria posible.
3.1 MEJORA AL SISTEMA DE PRESURIZACION DE CABINA.
El sistema de presurización al ser un sistema tan complejo, el realizar una mejora seria
meramente substancial y no modificaría a grandes rasgos el sistema que ya existe. Es
decir solo se modificarían el tipo de microcontroladores o el tipo de partes que se usa en
el sistema y reemplazarlos por un tipo más reciente el cual tenga mayor eficiencia y
desempeño.
Sin embargo, la mayoría de los accidentes en la historia debidos al sistema de
presurización son ocasionados a que se despresurizada muy rápido el avión o a que la
estructura del avión no estaba preparada para soportar la presión a la que se presurizaba.
Esto se debía menormente a que la válvula de alivio o válvula de salida de flujo se
quedaba atorada y no cerraba, escapando así toda la presión o también presurizando de
más el avión; y principalmente a que en ocasiones ocurría una despresurización
explosiva, es decir debido a una grieta en el fuselaje y al escape de presión por la grieta.
Para prevenir la despresurización explosiva solo hay una forma, mejorar el mantenimiento
de las aeronaves y ser más estrictos en cuanto se trate de las partes estructurales del
avión.
Y para prevenir que la válvula de salida o válvula de alivio se atore, podemos agregar una
compuerta de salida opcional y un circuito de bypass, de esta manera podemos mantener
la presión deseada en el sistema.
La manera de trabajar de nuestro circuito de bypass seria la siguiente:
En el sistema actual de presurización para saber la posición de la válvula de alivio hay un
potenciómetro el cual está alimentado con 10 V DC, cuando la compuerta está cerrada a
0° el potenciómetro cambia de voltaje a 1 V DC y cuando la válvula está abierta a 120° (lo
cual es lo máximo) el potenciómetro cambia de voltaje a 9 V DC, de esta manera
podemos saber la posición de la válvula y conocer si esta atorada, ya sea que no cierre o
no abra la compuerta.
Cuando la válvula principal se quede atorada, ya sea abierta o cerrada (En el caso de que
se quede abierta, esto causaría que se escape toda la presión), entonces entraría en
acción la válvula de reserva, cerrando el flujo de la válvula principal atravez del circuito de
Bypass, es decir cerraría el flujo de aire de la válvula principal y abriría el flujo para la
válvula de reserva y empezaría a trabajar la válvula de reserva.
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Para lograr tener nuestro circuito de bypass y la válvula de alivio de reserva
necesitaremos:
1.- Un microcontrolador 16F876.
2.- Un potenciómetro igual al que tiene la válvula de alivio principal.
3.- Un canal exclusivo para las compuertas de alivio.
4.- Una compuerta de alivio de reserva.
5.- 2 cierres mecánicos, uno para cada válvula
Imagen 7. Representación del flujo de las Válvulas de Alivio
La ventaja de los microcontroladores es que se pueden programar, de esta forma todo
nuestro sistema es automático y se ejecuta cada vez que es necesario.
El costo de nuestro circuito bypass solo dependería de la adición de nuestros canales
para que pase el flujo de aire y también por la adición de la compuerta de alivio de
reserva, ya que los microcontroladores son en realidad muy baratos y no generarían un
costo tan grande.
Circuito Bypass
Cierre de válvulas
Dirección del flujo
de aire al sistema
de presurización
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La posición donde iría montada la válvula de reserva se puede elegir; cabe aclarar que
para realizar esta propuesta de mejora a un avión real se tendría que modificar la
estructura del avión y con ello cambiar la posición de algunos sistemas y recolocarlos, es
decir la mejor manera de implementarla es en el diseño de un avión nuevo, de esta
manera el diseñador puede jugar con la posición y el espacio disponible.
3.2 CONVERTIDOR ANALOGICO DIGITAL
Los microcontroladores PIC pueden incorporar un módulo de conversión de señal
analógica a señal digital. Los módulos AD que utiliza Microchip hacen un muestreo y
retención (Sample & hold) con un condensador y después utiliza el módulo de
conversión. El módulo de conversión A/D es del tipo de aproximaciones sucesivas.
Imagen 8. Fases de la conversión analógica a la digital.
El convertidor de aproximaciones sucesivas se utiliza en aplicaciones donde se necesitan
altas velocidades de conversión. Se basa en realizar sucesivas comparaciones de forma
ascendente o descendente hasta encontrar un valor digital que iguale la tensión
entregada por el conversor D/A y la tensión de entrada.
Durante la fase de muestro el interruptor se cierra y el condensador carga a la tensión de
entrada (El tiempo que el interruptor permanece cerrado es fundamental para la correcta
carga del condensador). Una vez abierto el interruptor, el condensador mantendrá
(Teóricamente) la tensión de entrada mientras el modulo A/D realiza la conversión.
El módulo de conversión se caracteriza por parámetros como los siguientes:
Rango de entrada
Numero de bits
Resolución
Tensión de fondo de escala
Tiempo de conversión
Error de conversión
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El modulo que utilizan los PIC de gama media tiene un número de bits de 10, por lo que
su resolución es:
Siendo Vin la tensión de entrada y N el número de bits del convertidor. Es decir, para la
tensión máxima de entrada (5V) la resolución es de 0,0048 V ( 4,8 mV) por LSB.
La resolución si cambia si se modifica la tensión de fondo de escala, es decir, la tensión
de referencia. Los PICs permiten cambiar la tensión de referencia en un valor absoluto (de
0 a +Vref) o en un margen (de -Vref a +Vref).
Las tensiones a convertir son siempre positivas.
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3.3 SIMULACION DE LA VALVULA DE ALIVIO EN ISIS PROTEUS
PROFESIONAL
Para poder simular el circuito de nuestra válvula de alivio de reserva usamos el programa
ISIS Proteus Profesional, este programa nos permite simular distintos componentes
electrónicos tales como resistencias, condensadores y la pieza fundamental de nuestro
circuito, un microcontrolador.
Primeramente se necesita colocar el circuito esto se logra seleccionando y colocando el
componente que queramos.
Imagen 9. Circuito en ISIS
El circuito en ISIS consta de los siguientes componentes:
Una batería
Un potenciómetro
Un microcontrolador 16F876
Un LED
Una pantalla LCD
Para la simulación se ocupó un potenciómetro de 10 KΩ como el que tiene instalado la
válvula de alivio principal.
64
Para poder correr la simulación es necesario crear un código fuente, el cual se carga al
microcontrolador, la manera en la que se carga un código a un microcontrolador es en
realidad muy fácil, de hecho se utiliza un programador conectado a la computadora vía
USB para grabar el programa en el l microcontrolador. Pero ya que en nuestro caso es
una simulación lo podemos realizar desde el programa ISIS. Para crear el código usamos
el programa PIC PCW le cual es un compilador de código escrito en Lenguaje C para
microcontroladores.
El código que se utilizo es el siguiente:
#include <16F876.h> // Librería del Procesador #device adc=10 #FUSES XT,NOWDT #FUSES #use delay(clock=4000000) #include <LCD.C> // Librería de la pantalla LCD void main() int16 q; // Variable de numero entero float p; // Variable de numero flotante setup_adc_ports(AN0); //Canal 0 analógico setup_adc(ADC_CLOCK_INTERNAL); //nca el reloj nterno del ADC lcd_init(); //Se inicializa la pantalla for (;;) // Ciclo for set_adc_channel(0); // Habilitación canal 0 delay_us(20); // Retraso q = read_adc(); // Lectura canal 0 p = 5.0 * q / 1024.0; // Conversión a tensión if(p<3) printf(lcd_putc, "\fADC leido = %4ld", q); printf(lcd_putc, "\nValbula cerrada"); output_low(PIN_C0); //Señal en bajo para activar la electrovalbula else printf(lcd_putc, "\fADC leido = %4ld", q); printf(lcd_putc, "\nValbula abierta"); output_high(PIN_C0); //Señal en alto para activar la electrovalbula delay_ms(100);
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La manera en la que se ejecuta el código es la siguiente:
Se dan de alta las librerías necesarias
Se establecen 2 variables una entera y una flotante
Se configura el puerto AN0 del microcontrolador
Se configura el reloj que utiliza el microcontrolador
Se inicializa la pantalla
Se habilita el puerto AN0 del microcontrolador
Se realiza un retardo de 20 microsegundos
Se establece que la variable q es igual a lo que se lea en la entrada del puesto
AN0
Se establece que p es igual a lo que se lea en AN0 por 5 entre 1024
Si P es menor a 3 se queda cerrada la válvula de alivio de reserva, pero si es
mayor a 3 entonces se abre la válvula de alivio de reserva.
El valor q en AN0 es el valor que entrega el potenciómetro, el cual está conectado a la
válvula principal y que cambia su voltaje dependiendo del ángulo de la válvula principal,
esto quiere decir que cuando nuestra válvula principal este a 0 grados el voltaje va a ser 0
volts, pero cuando esté abierta completamente a 120° mandara una señal de 5 Volts.
Para poder hacer más fácil el manejo del voltaje se creó la otra variable p, esta variable lo
que hace es convertir el valor de q al valor real del voltaje que está enviando el
potenciómetro, de esta manera cuando la válvula este abierta a un valor en el cual el
voltaje es mayor a 3 se tomara como si estuviera atascada y empezara a trabajar nuestro
sistema de bypass abriendo la válvula de alivio de reserva.
Para poder simular el envió de señal a la válvula de reserva y esta empiece a funcionar
utilizamos un diodo led, este diodo se prende cuando el voltaje del potenciómetro es
mayor a 3 y se apaga cuando es menor.
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Imagen 10. Válvula principal a 0 °
Imagen 11. Válvula principal a un ángulo en el cual el potenciómetro entrega 1.5
Volts
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Imagen 12.Válvula principal a un ángulo en el cual el potenciómetro entrega 2.5
Volts
Imagen 13. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5
Se activa la válvula de reserva, debido a que el voltaje que entrega el potenciómetro es
mayor a 3.
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Imagen 14. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5
La válvula continúa activada ya que el voltaje sigue siendo mayor a 3.
Imagen 15. Válvula de reserva activada. Voltaje 3.5
La válvula continúa activada ya que el voltaje sigue siendo mayor a 3.
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El valor de 3 para el voltaje en el potenciómetro es un valor propuesto para poder así
realizar una simulación, en un modelo real se tendría que colocar el potenciómetro a la
válvula principal y ver qué valor nos entrega cuando la válvula principal cuando está a
120°, de esta manera podemos poner un límite en el cual queramos que se ponga en
funcionamiento la válvula de reserva.
El microcontrolador corra el programa, es decir que si nuestra válvula llega a los 120° se
pone a funcionar la válvula de reserva pero además sigue midiendo el valor del ángulo de
la válvula principal, de esta manera podemos saber cuándo ya no este atorada o
demasiado abierta y poder ponerla a funcionar nuevamente.
70
CONCLUSIONES
En esta tesina se cubrió el tema del sistema de presurización abarcando la importancia de
este sistema, como ya se vio al no constar de este sistema nos sería imposible volar a
grandes alturas en los vuelos comerciales a no ser que todos los pasajeros volaran con
mascarillas, pero esto además de ser incomodo no es del todo practico.
Como se vio en esta tesina los pasos a los que avanza la tecnología es estos últimos
años son agigantados todo gracias a los microcontroladores; de otra manera tendríamos
que regular y monitorear manualmente la presión de cabina a cada nivel de altura al que
sube o baja el avión mientras está volando. Dicho de otra manera los microcontroladores
hacen todo el trabajo que se requiere en la mayoría de los sistemas de aviónica
incluyendo el sistema de investigación de esta tesina.
El sistema de presurización de cabina que se investigó en esta tesina es un sistema muy
completo y complejo, lleno de subsistemas redundantes y de Standby, esto es ya que en
la aviación es necesario siempre tener un sistema de reserva en caso de que falle el
principal, esto no excluye los otros sistemas del avión, es decir la mayoría de los sistemas
del avión cuentan con un sistema de reserva o a veces no solo uno si no 2 o más, esto
asegura la confiabilidad de vuelo y garantiza la seguridad de los pasajeros.
Esperando que al lector le sirva de ayuda y explique la manera en que funciona el sistema
de presurización de cabina es como se redactó esta tesina, abarcando todos los
subsistemas de presurización.
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BIBLIOGRAFIA
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2.- http://www.tecnun.es/asignaturas/Ecologia/Hipertexto/03AtmHidr/110Atmosf.htm
3.- http://www.nlm.nih.gov/medlineplus/spanish/ency/article/001435.htm
4.-NORD-MICRO C0002 COMPONENT MAINTENANCE MANUAL 9022-15702
5.-http://www.mil-
1553.com/Templates/showpage.asp?DBID=1&TMID=86&FID=210&gclid=CIWL4c-
x6awCFSxrtgodQDKJJg
6.-http://jairogaviria.blogspot.com/2011/07/flight-management-system-fms.html
7.-http://www.engineersedge.com/iridite.htm
8.-http://www.decoracionesmediterraneo.net/caracteristicas-del-polipropileno-y-la-
poliamida_art22.php
9.-http://www.pce-iberica.es/instrumentos-de-medida/sistemas/transductores-presion.htm
10.-http://www.sensing.es/Transductores_de_presion_Cm.htm
11. - http://www.b737.org.uk/pressurisation.htm#Limitations
12- Compilador C CCS y simulador PROTEUS para microcontroladores PIC