análise do sistema de monitorização do motor da aeronave … · resumo o trabalho tem como...
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Análise do Sistema de Monitorização
do Motor da Aeronave EH101 Merlin
Luís Miguel da Silva Ruivo N.º 1054-AFA
Dissertação para a obtenção do Grau de Mestre em
CIÊNCIAS MILITARES AERONÁUTICAS
ESPECIALIDADE DE ENGENHARIA AERONÁUTICA
Júri
Presidente: Professor Fernando Parracho Lau
Orientador: Professor João Teixeira Borges
Co-Orientador: Tenente Marco Pinto
Vogais: Tenente Coronel Pedro Costa
Novembro de 2007
Resumo
O trabalho tem como objectivo estudar o sistema de análise de monitorização e controlo de
condição do motor da aeronave EH101 Merlin ao serviço da Força Aérea Portuguesa.
A ferramenta responsável pelo controlo e gestão da frota de aeronaves estudada é a
Portuguese Ground Station (PGS). Na PGS encontra-se implementado o sitema que realiza a
monitorização da aeronave, o Health and Usage Monitoring System (HUMS). Existem várias áreas da
aeronave que são controladas, no entanto este trabalho irá focar-se no motor, ou seja o subsistema
de monitorização Engine – HUMS.
Serão apresentados os principais módulos que compõem o motor e os vários parâmetros que
são analisados e a forma como são obtidos.
Depois dos dados recolhidos, estes são processados e analisados por um computador que se
encontra na aeronave. Todo o percurso implementado para a obtenção e análise dos dados, será
explicado focando mais o destino final destes, a PGS. É nesta área que o objectivo principal deste
trabalho se vai desenvolver.
Foram analisados os alertas que mais ocorreram em toda a frota. Concluindo, através dos
registos efectuados, o motivo pelo qual são despoletados. Para uma melhor compreensão e
interpretação dos dados foi implementada uma ferramenta automática.
Outra área também analisada, foi a monitorização contínua da condição do motor. Aqui foram
analisados os valores obtidos do índice de desgaste dos vários componentes que são controlados,
referenciados por ciclos. Foram verificadas algumas lacunas e nessa medida foi implementado um
programa com o objectivo de as corrigir.
Serão apresentadas as devidas conclusões do trabalho assim como algumas recomendações
baseadas nos problemas encontrados.
Palavras chave: EH101 Merlin; Motor; Monitorização; Controlo de condição;
Portuguese Ground Station; Health and Usage Monitoring System; Alertas.
Abstract
The aim of this work is to study the engine monitorization and condition system to control
aircraft maintenance of Portuguese EH101 Merlin Fleet in service to the Portuguese Air Force.
The Portuguese Ground Station (PGS) is the software that controls the fleets’ maintenance
and usage information. Implemented in the PGS is the Health and Usage Monitoring System (HUMS)
responsible for all the aircraft monitorization. There are a lot of areas that PGS controls, however this
project is only concerned with the software area related to the engines, specifically the subsystem of
monitorization, Engine – HUMS.
In this study, the different sections of the engine will be referred as well as the parameters
analyzed and the way they are obtained.
After the data acquisition, they will be processed and analyzed by the computer on board. All
this process will be explained until it gets the final destination, PGS. The development of this work will
be done essentially in this area related with engine monitorization.
The maintenance cautions that appear in the fleet were analyzed to identify the reason why
they are activated. To understand clearly all data a specific program was developed that relates all the
parameters.
In this project, another kind of analysis was made to the area of continuous monitorization of
the engine usage. In this area, the data related to the usage of different components of the engine
were analyzed according to their cycles. Some anomalies were detected and to correct them, this
project created a computerized tool.
Finally, this work finishes with a set of conclusions and some suggestions based on the
problems found during the research.
Keywords: EH101 Merlin; Engine; Monitorization; Condition System;
Portuguese Ground Station; Health and Usage Monitoring System; Cautions.
Agradecimentos
Mais que tudo ao Sr. Tenente Marco Pinto, por ter despendido do seu tempo e me ter
transmitido conhecimentos valiosos, guiando-me sempre no desenvolvimento deste trabalho.
À Sra. Major Ana Baltazar que, numa primeira fase, me encaminhou no trabalho
disponibilizando material de estudo. Ao Sr. Professor Teixeira Borges por me ter apoiado na
realização deste trabalho orientando também numa fase inicial.
À equipa da 3ª repartição da DMA por me terem cedido um computador para trabalhar e que
com toda a sua simpatia me receberam.
Os meus sinceros agradecimentos.
VII
Índice
Resumo .................................................................................................................................................... I
Agradecimentos ..................................................................................................................................... V
Índice ..................................................................................................................................................... VII
Abreviaturas .......................................................................................................................................... IX
Lista de Figuras .................................................................................................................................... XI
Lista de Gráficos .................................................................................................................................. XII
Lista de Tabelas .................................................................................................................................. XV
1. Introdução ....................................................................................................................................... 1
2. Objectivos ....................................................................................................................................... 3
3. Controlo de Condição .................................................................................................................... 5
4. Caracterização dos parâmetros estudados no motor ................................................................ 7
5. Características do Motor ............................................................................................................... 9
5.1 Caracterização geral ................................................................................................................ 9
5.2 Caracterização dos componentes: .......................................................................................... 9
5.2.1 Entrada de Ar ....................................................................................................................... 9
5.2.2 Compressor........................................................................................................................ 10
5.2.3 Câmara de Combustão ...................................................................................................... 10
5.2.4 Turbina a Gás ou Turbina de Alta Pressão ....................................................................... 10
5.2.5 Turbina de Baixa Pressão .................................................................................................. 11
5.2.6 Veio de Transmissão ......................................................................................................... 11
5.2.7 Caixa de Transmissão de Acessórios ............................................................................... 12
5.2.8 Separador de partículas ..................................................................................................... 12
5.3 Sistema de controlo (EECU): ................................................................................................. 12
6. Caracterização do Sistema AMS ................................................................................................. 15
7. Caracterização do Sistema HUMS .............................................................................................. 19
7.1 O Sistema Engine – HUMS ................................................................................................... 19
8. A PGS – Portuguese Ground Station ......................................................................................... 21
8.1 Engine Usage Stateboard ...................................................................................................... 22
8.2 Engine Health Stateboard ...................................................................................................... 23
9. Metodologia de Análise de Dados .............................................................................................. 25
10. Análise dos Dados ................................................................................................................... 29
10.1 Implementação da Ferramenta Automática ........................................................................... 29
10.2 Análise de Anomalias ............................................................................................................ 30
10.2.1 Alerta 180 Fail B WNG ................................................................................................... 31
10.2.2 Alerta 211 REDUNDANT CTRL..................................................................................... 37
10.2.3 Alerta 181 FAIL A WNG/CAUT ...................................................................................... 38
10.2.4 Alerta 200 PRESS LOW TRIP ....................................................................................... 40
10.2.5 Alerta 157 NF LOWSPEED ........................................................................................... 41
VIII
10.2.6 Alerta 158 TIT HIGH ...................................................................................................... 43
10.2.7 Alerta 174 FLUCTUATION ............................................................................................ 44
10.3 Análise do Torque .................................................................................................................. 45
11. Análise dos Ciclos ................................................................................................................... 49
11.1 Evolução dos Ciclos ............................................................................................................... 49
11.2 Implementação da Ferramenta Automática ........................................................................... 49
11.3 Evolução dos ciclos a partir dos registos da PGS ................................................................. 53
11.3.1 Compressor Centrífugo .................................................................................................. 53
11.3.2 Turbina de Alta Pressão ................................................................................................ 53
11.3.3 Turbina de Baixa Pressão .............................................................................................. 54
11.3.4 Análise dos Resultados ................................................................................................. 55
11.4 Evolução dos Ciclos de acordo com a carta de trabalho ...................................................... 56
11.4.1 Compressor Centrífugo .................................................................................................. 56
11.4.2 Turbina de Alta Pressão ................................................................................................ 57
11.4.3 Turbina de Baixa Pressão .............................................................................................. 57
11.4.4 Análise dos Resultados ................................................................................................. 58
11.5 Evolução dos ciclos em função do programa implementado ................................................ 59
11.5.1 Compressor Centrífugo .................................................................................................. 59
11.5.2 Turbina de Alta Pressão ................................................................................................ 59
11.5.3 Turbina de Baixa Pressão .............................................................................................. 60
11.5.4 Analise dos Resultados ................................................................................................. 60
11.6 Comparação das três situações analisadas .......................................................................... 61
11.6.1 Compressor Centrífugo .................................................................................................. 61
11.6.2 Turbina de Alta Pressão ................................................................................................ 62
11.6.3 Turbina de Baixa Pressão .............................................................................................. 62
12. Conclusões ............................................................................................................................... 67
13. Recomendações ...................................................................................................................... 69
14. Bibliografia ............................................................................................................................... 71
Anexo I – Gráficos Relativos ao Compressor Axial e à Câmara de Combustão. ......................... 73
Anexo II – Carta de Trabalho C-IETP EH–05–50–01–11A–370A–A. ................................................ 77
IX
Abreviaturas
ABV Air Bleed Valve
AGB Accessory Gearbox
MAS Aircraft Management System
CCU Common Control Unit
C-IETP Compound Interactive Electronic Technical Publication
CSAR Combat Search and Rescue
CWP Central Warning Panel
DTC Data Transfer Card
EECU Electronic Engine Control Unit
EIS Electronic Instrument System
FADEC Full Authority Digital Engine Control
FAP Força Aérea Portuguesa
HUMS Health and Usage Monitoring System
IDS Integrated Display System
IPS Inlet Particule Separator
LCF Low Cycle Fatigue
Nf Power Output Shaft Speed
Ng Gas Generator Speed
NgC Corrected Ng
Nps Power Output Shaft Speed/Torque
Npt Power Turbine Overspeed
PGS Program Ground Station
PPI Power Performance Index
RAF Royal Air Force
SAR Search and Rescue
SIFICAP Sistema Fiscalização e Controlo das Actividades de Pescas
T1 Temperatura à entrada do motor
TIT Turbine Inlet Temperature
Tq Torque
XI
Lista de Figuras
Figura 1 – Aspecto exterior do motor. ..................................................................................................... 9
Figura 2 – Disposição interna dos componentes do motor. .................................................................... 9
Figura 3 – Localização da entrada de ar. ................................................................................................ 9
Figura 4 – Estrutura da entrada de ar. ..................................................................................................... 9
Figura 5 – Localização do compressor axial e centrífugo. .................................................................... 10
Figura 6 – Estrutura do compressor axial e centrífugo. ......................................................................... 10
Figura 7 – Localização da câmara de combustão. ................................................................................ 10
Figura 8 – Estrutura da câmara de combustão e fluxo do fluído. .......................................................... 10
Figura 9 – Localização da turbina de alta pressão. ............................................................................... 11
Figura 10 – Estrutura da turbina de alta pressão. ................................................................................. 11
Figura 11 – Localização da turbina de baixa pressão. .......................................................................... 11
Figura 12 – Estrutura da turbina de baixa pressão. .............................................................................. 11
Figura 13 – Localização do veio de transmissão. ................................................................................. 12
Figura 14 – Estrutura de ligação do veio à caixa de transmissão e à caixa de transmissão de
acessórios. ............................................................................................................................................. 12
Figura 15 – Estrutura do EECU. ............................................................................................................ 13
Figura 16 – Esquema dos dados obtidos e função que desempenham. .............................................. 13
Figura 17 – Esquema de funcionamento do AMS. ................................................................................ 15
Figura 18 – Localização dos computadores do AMS. ........................................................................... 16
Figura 19 – Distribuição e localização dos sensores no motor. ............................................................ 19
Figura 20 – Esquema do fluxo de dados para a PGS. .......................................................................... 21
Figura 21 – Principais funções do sistema HUMS. ............................................................................... 22
Figura 22 – Representação do Engine Usage Stateboard. ................................................................... 22
Figura 23 – Representação do Engine Usage General Browser. ......................................................... 22
Figura 24 – Representação do Engine Usage Life Components Browser. ........................................... 22
Figura 25 – Representação do Engine Health Stateboard. ................................................................... 23
Figura 26 – Representação do Engine Exceedance Data Browser. ..................................................... 23
Figura 27 – Representação do menu principal do programa implementado. ....................................... 29
XII
Lista de Gráficos
Gráfico 1 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. .................................................................................. 32
Gráfico 2 – Valores do Torque na 2ª ocorrência. .................................................................................. 32
Gráfico 3 – Valores do Torque na 3ª ocorrência. .................................................................................. 32
Gráfico 4 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ................................................................................. 32
Gráfico 5 – Valores do Raw Ng na 2ª ocorrência. ................................................................................. 32
Gráfico 6 – Valores do Raw Ng na 3ª ocorrência. ................................................................................. 32
Gráfico 7 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. .................................................................................. 32
Gráfico 8 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ................................................................................. 32
Gráfico 9 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. .................................................................................. 33
Gráfico 10 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência ................................................................................ 33
Gráfico 11 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. ................................................................................ 33
Gráfico 12 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ............................................................................... 33
Gráfico 13 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. ................................................................................ 34
Gráfico 14 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ............................................................................... 34
Gráfico 15 – Valores do Torque na 1ª ocorrência ................................................................................. 35
Gráfico 16 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência ................................................................................ 35
Gráfico 17 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. ................................................................................ 35
Gráfico 18 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ............................................................................... 35
Gráfico 19 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. ................................................................................ 36
Gráfico 20 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ............................................................................... 36
Gráfico 21 – Valores do Torque na 1ª ocorrência ................................................................................. 36
Gráfico 22 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência ................................................................................ 36
Gráfico 23 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2. ............................... 37
Gráfico 24 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3. ............................... 38
Gráfico 25 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3. ............................... 38
Gráfico 26 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2. ............................... 38
Gráfico 27 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 181 no motor 2. ............................... 39
Gráfico 28 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3. ............................... 40
Gráfico 29 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 3. ............................... 40
Gráfico 30 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1. ............................... 40
Gráfico 31 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1. ......................... 40
Gráfico 32 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1. ............................... 41
Gráfico 33 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1. ............................... 41
Gráfico 34 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1. ............................... 42
Gráfico 35 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1. ............................... 42
Gráfico 36 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 2. ............................... 42
Gráfico 37 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 2. ............................... 42
Gráfico 38 – Valores do TIT na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. .............................................. 43
XIII
Gráfico 39 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. ............................... 43
Gráfico 40 – Valores do TIT na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. .............................................. 43
Gráfico 41 – Valores dos parâmetros na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. ............................... 43
Gráfico 42 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 1. ......................... 44
Gráfico 43– Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 2. .......................... 44
Gráfico 44 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 3. ......................... 44
Gráfico 45 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização. ................................. 50
Gráfico 46 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização. ......................... 50
Gráfico 47 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização. ........................ 50
Gráfico 48 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização. ..................... 50
Gráfico 49 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização. ......................... 50
Gráfico 50 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização. ................................. 51
Gráfico 51 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização .......................... 51
Gráfico 52 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização. ........................ 51
Gráfico 53 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização. ..................... 51
Gráfico 54 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização. ......................... 51
Gráfico 55 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização. ................................. 52
Gráfico 56 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização. ......................... 52
Gráfico 57 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização. ........................ 52
Gráfico 58 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização. ..................... 52
Gráfico 59 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização. ......................... 52
Gráfico 60 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1. ............................................. 53
Gráfico 61 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2. ............................................. 53
Gráfico 62 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3. ............................................. 53
Gráfico 63 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1. ............................................ 54
Gráfico 64 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2. ............................................ 54
Gráfico 65 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3. ............................................ 54
Gráfico 66 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1........................................... 54
Gráfico 67 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2........................................... 54
Gráfico 68 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3........................................... 55
Gráfico 69 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1. ............................................. 56
Gráfico 70 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2. ............................................. 56
Gráfico 71 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3. ............................................. 56
Gráfico 72 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1. ............................................ 57
Gráfico 73 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2. ............................................ 57
Gráfico 74 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3. ............................................ 57
Gráfico 75 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1........................................... 57
Gráfico 76 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2........................................... 57
Gráfico 77 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3........................................... 58
XIV
Gráfico 78 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1 com as correcções efectuadas.
............................................................................................................................................................... 59
Gráfico 79 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2 com as correcções efectuadas.
............................................................................................................................................................... 59
Gráfico 80 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3 com as correcções efectuadas.
............................................................................................................................................................... 59
Gráfico 81 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1 com as correcções. ............. 59
Gráfico 82 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2 com as correcções
efectuadas. ............................................................................................................................................ 59
Gráfico 83 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3 com as correcções
efectuadas. ............................................................................................................................................ 60
Gráfico 84 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1 com as correcções
efectuadas. ............................................................................................................................................ 60
Gráfico 85 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2 com as correcções
efectuadas. ............................................................................................................................................ 60
Gráfico 86 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3 com as correcções
efectuadas. ............................................................................................................................................ 60
Gráfico 87 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 1 através dos três métodos. ... 61
Gráfico 88 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 2 através dos três métodos. ... 61
Gráfico 89 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 3 através dos três métodos. ... 61
Gráfico 90 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 1 através dos três métodos. ... 62
Gráfico 91 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 2 através dos três métodos. ... 62
Gráfico 92 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 3 através dos três métodos. ... 62
Gráfico 93 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 1 através dos três métodos. 62
Gráfico 94 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 2 através dos três métodos. 62
Gráfico 95 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 3 através dos três métodos. 63
XV
Lista de Tabelas
Tabela 1 – Limites dos parâmetros em estudo. .................................................................................... 25
Tabela 2 – Valores limites dos ciclos do compressor. ........................................................................... 26
Tabela 3 – Valores limites dos ciclos da turbina de alta pressão. ......................................................... 26
Tabela 4 – Valores limites dos ciclos da turbina de baixa pressão. ...................................................... 26
Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota. ................................. 30
Tabela 6 – Tempo dispendido nas várias gamas de torque do motor 2 da aeronave Golf .................. 46
Tabela 7 – Valores do torque obtidos das tabelas Exceedance Data e Torque. .................................. 46
Tabela 8 – Valores dos ciclos referentes à contagem manual .............................................................. 56
Tabela 9 – Valores comparativos dos ciclos no motor 1. ...................................................................... 63
Tabela 10 – Valores comparativos dos ciclos no motor 2. .................................................................... 64
Tabela 11 – Valores comparativos dos ciclos no motor 3. .................................................................... 64
1
1. Introdução
Em 24 de Fevereiro de 2005 entrou em operação na Força Aérea Portuguesa (FAP) o
helicóptero EH101 Merlin fabricado pelo consórcio anglo-italiano Agusta-Westland. A viagem
inaugural do primeiro protótipo foi a 9 de Outubro de 1987. O operador inicial de aeronaves desta
empresa foi a Royal Air Force (RAF), tendo recebido a primeira aeronave em 17 de Maio de 1997.
A FAP adquiriu 12 aeronaves em três variantes distintas para três tipos de missões
diferentes: 1) Busca e Salvamento (SAR); 2) Busca e Salvamento em Combate (CSAR); 3) Sistema
de Fiscalização das Pescas (SIFICAP).
Sendo esta uma aeronave recente, integra já nos seus sistemas muitas das tecnologias
avançadas que foram desenvolvidas nos últimos tempos. Uma das tecnologias implementadas é um
sistema de monitorização, Health and Usage Monitoring System (HUMS), que em conjunção com
uma plataforma informática de suporte à gestão de manutenção e configuração, a Portuguese
Ground Station (PGS), formam um conjunto de ferramentas essenciais para o papel da manutenção e
gestão de frota.
O HUMS é um sistema que analisa os dados recolhidos pelo Aircraft Management System
(AMS) em determinados componentes que constituem a aeronave, com o objectivo de ter um controlo
apertado do estado da aeronave.
Dos vários componentes monitorizados, este trabalho centrar-se-á na parte do sistema HUMS
dedicada à monitorização dos motores, o Engine – HUMS que serve para analisar os dados
provenientes do motor.
Apesar das grandes potencialidades do sistema, não existe actualmente confiança suficiente,
pois ainda não foi estudado com a profundidade necessária.
É neste sentido que se enquadra este trabalho de investigação e análise, cuja finalidade é
verificar a funcionalidade do programa, aprofundando os conhecimentos acerca do funcionamento e
monitorização do motor da aeronave, implementando uma ferramenta automática que auxilie o papel
da gestão de manutenção do helicóptero EH101 ao serviço da FAP.
3
2. Objectivos
O objectivo principal deste trabalho é o estudo do sistema de análise de monitorização do
motor da aeronave EH-101 Merlin. Este sistema é conhecido por Engine – HUMS, cujo objectivo é
monitorizar a performance do motor e fazer uma análise de condição dos componentes.
Em primeiro lugar há que tomar conhecimento do programa utilizado para este fim, a PGS, a
forma como os dados principais são apresentados na aeronave e como são processados para a sua
análise, com vista à percepção do funcionamento do sistema e de possíveis problemas subjacentes.
Em segundo lugar é necessário pesquisar e investigar o sistema Engine – HUMS, começando
pelo motor e componentes que o constituem. É necessário estudar também a informação que é
recolhida e processada no sistema de monitorização.
Numa fase seguinte há que tomar um conhecimento mais profundo sobre a base de dados
que suporta a PGS, assim como a forma como o sistema de monitorização processa a informação
nela registada. Com este objectivo, pretende-se analisar bem a estrutura de dados recolhidos de
modo a poder obter uma avaliação sobre o funcionamento do programa e uma potencial solução para
o melhoramento do sistema.
De acordo com o estudo efectuado, serão identificadas as anomalias que ocorreram na frota
e sua origem, tendo como base os dados registados dos vários parâmetros. Através de uma análise
estatística será apresentado o número total de ocorrências na frota e em cada uma das aeronaves.
Uma outra funcionalidade do sistema de monitorização é a contagem de ciclos que permite
identificar o desgaste de vários componentes que compõem o motor, delimitando assim o tempo para
as devidas revisões gerais. Nesta área, será feita uma análise com o objectivo de colmatar possíveis
lacunas do sistema, implementando ferramentas para a sua solução.
Para finalizar será feito um estudo detalhado dos dados analisados que culminará num
conjunto de conclusões, assim como recomendações com o objectivo de providenciar à gestão de
frota ferramentas para optimizar a sua operação.
5
3. Controlo de Condição
A utilização de inúmeras peças rotativas, sujeitas a elevados esforços e temperaturas, no
motor de uma aeronave fazem com que no decorrer da operação possam surgir problemas
diminuindo a sua performance. Deste modo, é necessário desenvolver formas de identificar os
problemas antes de se tornarem críticos para a operação do motor, pois quanto mais tarde forem
detectados maior a dificuldade dos resolver assim como o custo da recuperação.
Uma das formas de poder detectar estes problemas é fazer uma análise prévia de
temperaturas, pressões e velocidades dos componentes. Deste modo, o objectivo do controlo de
condição é o de fornecer informação, sobre o estado dos componentes, permitindo a manutenção do
motor de forma a poder funcionar durante mais tempo e sem problemas, assegurando fiabilidade e
menores custos para o operador. Para poder implementar um sistema como este, é necessário ter o
conhecimento de todo o funcionamento mecânico do motor e conhecer um conjunto de valores que
sirvam de referência para poder fazer uma comparação com os valores obtidos.
Existem duas vertentes no controlo de condição: uma de carácter preventivo e outra de
carácter correctivo. A primeira permite uma monitorização constante de modo a obter um índice de
desgaste, através de ciclos, que permite avaliar o tempo de vida do componente. A segunda tem
como objectivo corrigir eventuais anomalias de acordo com valores que estejam fora dos limites
estipulados pelo fabricante, que poderão representar possíveis falhas no funcionamento do motor.
Quando é detectada uma anomalia, é necessário analisar a evolução dos dados durante a
anomalia e depois aplicar as tarefas correctivas de modo a localizar e resolver o problema associado.
Todo este desenvolvimento visa assegurar a forma mais eficiente, a nível funcional e económico, de
manter os equipamentos a operar em bom estado.
A importância da implementação de um programa de monitorização de condição apresenta-
se, assim, como essencial para a diminuição de acções de manutenção de forma a manter a
operação da aeronave segura e eficiente.
Pode-se então enumerar, de uma forma mais sintética, os benefícios que se podem obter ao
nível da manutenção:
• Reduzir os custos de manutenção;
• Melhorar a logística e aumentar o tempo de vida das peças;
• Optimizar o programa de manutenção através de um sistema de monitorização preciso e
automático;
• Aumentar a eficácia na detecção de falhas;
• Evitar possíveis danos através de diagnósticos precoces;
Descreve-se também de uma forma sucinta as funcionalidades que um sistema de controlo
pode fornecer:
• Monitorização dos parâmetros que excedem os limites;
6
• Monitorização dos parâmetros recolhidos pelo sistema;
• Monitorização do desgaste das peças que compõem o motor;
• Gravação dos dados relativos ao voo.
7
4. Caracterização dos parâmetros estudados no motor
Como será descrito adiante, o EH101 tem a capacidade, através da recolha de dados pelos
sensores, de monitorizar os motores com a ajuda dos vários computadores que nele se encontram.
Vão ser referenciados os parâmetros que são utilizados, dado serem os que têm mais importância
para o estudo em vigor.
Existem parâmetros que não são processados e outros sim, através de um algoritmo de
cálculo que não se encontra disponível. Logo a gestão da frota apoia-se na caracterização do
funcionamento do motor.
Os parâmetros mais importantes durante o voo são apresentados aos pilotos, mas são
também registados para serem estudados posteriormente para controlo de manutenção. A forma
como os valores dos parâmetros são obtidos e o que significam será já explicado de seguida.
Parâmetros recolhidos nos motores:
• TIT – (Turbine Inlet Temperature - ºC): a temperatura à entrada da turbina de baixa pressão é
medida através de um conjunto de dois arneses, um constituído por três sensores e outro por
quatro. Os dois arneses medem a temperatura e emitem um sinal eléctrico que é depois
conduzido para uma caixa terminal. Aqui os condutores são ligados de modo a fazer uma
média dos dois resultados obtidos, sendo depois enviado para o Engine Electronic Control
Unit (EECU), onde é controlada a temperatura no motor.
• Ng – (Gas Generator Speed - %): a velocidade de rotação do compressor é medida através
de um campo magnético que é criado entre uma roda dentada na caixa de transmissão de
acessórios e um sensor electromagnético. A frequência da corrente eléctrica criada é
proporcional à velocidade do motor e a conversão é feita no EECU, onde depois é
monitorizada, e é determinado também o NgC (Calculated Ng - %).
• Nf – (Power Output Shaft Speed - %): a velocidade de rotação do veio de transmissão é
medida da mesma forma que o Ng. A frequência eléctrica é medida também pelo EECU,
onde depois é processada a velocidade do motor e envia um sinal para o Electronic
Instrument System (EIS) para mostrar a velocidade da turbina de baixa pressão (Nf %).
• Tq – (Power Output Shaft Torque - %): o torque representa o binário exercido pelo veio. Este
parâmetro é medido através de dois sensores, um que se encontra na parte final do veio que
é o mesmo que mede o Nf e outro que se encontra na parte inicial (Nps).
Através do processamento dos dados pela PGS, obtêm-se os seguintes parâmetros:
• LCF count – (Low Cycle Fatigue): o LCF é o índice de desgaste de uma dada peça que
compõe um dado componente. Para obter estes valores são efectuados cálculos de modo a
obter um índice de danos acumulados, baseados nos valores obtidos do TIT e do Calculated
Ng. O algoritmo utilizado para obter os ciclos não se encontra disponível.
• PPI – (Power Performance Index): o Aircraft Management System (AMS) é o responsável
pelo cálculo deste parâmetro. O PPI é determinado com base no TIT e Ng. Este cálculo é
efectuado numa situação estável de voo, sendo um factor indicativo do rendimento do motor.
9
5. Características do Motor
5.1 Caracterização geral
O motor do EH101 é uma turbina a gás, modelo RTM 322 da Rolls Royce Turbomeca. O
motor tem um sistema que faz o seu total controlo, é o EECU. Os três motores instalados na
aeronave são idênticos e intermutáveis.
A principal função do motor é a de fornecer potência para propulsionar o rotor principal e de
cauda do helicóptero através da potência mecânica que é gerada no próprio motor.
O processo principal para a finalização do seu objectivo é em primeiro lugar a compressão do
ar, combustão, expansão e em último lugar a transmissão da energia. Pode-se então dividir o motor
em cinco módulos principais: entrada de ar e compressor (M01); câmara de combustão e turbina a
gás ou turbina de alta pressão (M02); turbina de baixa pressão (M03); veio de transmissão (M04);
caixa de transmissão de acessórios – AGB (M05); separador de partículas à entrada – IPS (M06).
Figura 1 – Aspecto exterior do motor.
Figura 2 – Disposição interna dos componentes do motor.
5.2 Caracterização dos componentes:
5.2.1 Entrada de Ar
A entrada de ar tem como função principal direccionar o ar vindo do exterior para dentro do
compressor. Também está incluído neste módulo o reservatório do óleo e um suporte na zona
superior para a AGB.
Figura 3 – Localização da entrada de ar.
Figura 4 – Estrutura da entrada de ar.
10
5.2.2 Compressor
O compressor é composto por dois corpos. O primeiro corpo é formado por um compressor
multicelular axial com três andares de compressão. O segundo corpo corresponde a um compressor
centrífugo. Na totalidade, o ar é comprimido numa razão de 15.3.
Figura 5 – Localização do compressor axial e centrífugo.
Figura 6 – Estrutura do compressor axial e centrífugo.
5.2.3 Câmara de Combustão
Na câmara de combustão, o ar que foi comprimido é dividido em duas partes: uma serve para
fazer a mistura com o combustível para a combustão; a outra serve para fazer o arrefecimento da
câmara. O gás que é gerado é direccionado logo para o primeiro andar da turbina de alta pressão.
Figura 7 – Localização da câmara de combustão.
Figura 8 – Estrutura da câmara de combustão e fluxo do fluído.
5.2.4 Turbina a Gás ou Turbina de Alta Pressão
A turbina de alta pressão transforma a energia do escoamento em energia mecânica, através
da passagem do fluído pelos dois andares de expansão, de modo que a potência que é criada nos
rotores vai ser utilizada para accionar os compressores ligados ao mesmo veio.
11
Figura 9 – Localização da turbina de alta pressão.
Figura 10 – Estrutura da turbina de alta pressão.
5.2.5 Turbina de Baixa Pressão
A turbina de baixa pressão é composta por dois andares de expansão e transforma também a
energia do escoamento em energia mecânica, de forma a transferir essa energia ao veio de
transmissão. No início da turbina é medida a temperatura do fluido, TIT, através de um conjunto de
termopares. No final desta secção é colocado um sensor que serve para medir a velocidade de
rotação do veio.
Figura 11 – Localização da turbina de baixa pressão.
Figura 12 – Estrutura da turbina de baixa pressão.
5.2.6 Veio de Transmissão
O veio de transmissão tem como funcionalidade principal fornecer a potência gerada pela
turbina de baixa pressão ao sistema de transmissão da aeronave. Este sistema tem de funcionar a
uma velocidade constante, de modo que o veio tem de cumprir essa função de acordo com o torque
que é requerido.
12
Figura 13 – Localização do veio de transmissão.
Figura 14 – Estrutura de ligação do veio à caixa de transmissão e à caixa de transmissão de acessórios.
5.2.7 Caixa de Transmissão de Acessórios
A caixa de transmissão de acessórios é composta por um conjunto de peças fundamentais
para o funcionamento do motor. Alguns dos acessórios principais que a compõe são:
• Bomba de combustível de baixa e alta pressão;
• Bomba de óleo;
• Alternador;
• Filtro de óleo e de combustível.
5.2.8 Separador de partículas
O separador de partículas encontra-se à entrada do motor e tem como função remover
objectos existentes no ar, antes de este entrar no sistema. Deste modo, o desgaste do material não é
tão acentuado. O ar é então separado e guiado para duas zonas, o ar limpo segue para o compressor
e o que se encontra contaminado segue para o exterior.
5.3 Sistema de controlo (EECU):
O motor RTM322 é controlado pelo sistema Full Authority Digital Engine Control (FADEC) que
se encontra inserido no EECU, tendo cada motor uma destas unidades. Esta unidade de controlo tem
como função optimizar a performance de cada motor e simplificar o controlo dos motores.
O EECU controla directamente a potência de saída do motor, deste modo podem-se
enumerar algumas das suas principais funções:
• O torque é igualmente distribuído pelos três motores quando operam numa situação normal;
• Na eventualidade de um dos motores não estar operacional, o torque é também distribuído
pelos outros dois;
• Controlar os parâmetros relacionados com o sistema de transmissão, temperatura e
velocidade do motor, não deixando exceder os limites de operação;
13
• Fazer com que o motor funcione em segurança e dentro dos limites de operação na presença
de alguma falha;
• Desligar automaticamente o motor se as velocidades Nf ou Ng excederem os limites;
• O motor pode ser iniciado, controlado e desligado a partir dos limites de operação da
aeronave: velocidade, temperatura e envolvente de voo.
Figura 15 – Estrutura do EECU.
Os sinais recebidos no EECU pelos sensores vêm em formato analógico e depois de serem
processados o sinal de saída é digital. A combinação de valores e resultados obtidos pode ser
visualizado na seguinte figura:
Figura 16 – Esquema dos dados obtidos e função que desempenham.
14
Os sinais são depois enviados para o painel do cockpit e para o sistema de monitorização
HUMS. Como este é o principal sistema de monitorização da aeronave e objecto de estudo deste
trabalho ao nível do motor, irá ser descrito mais em pormenor nos capítulos seguintes.
15
6. Caracterização do Sistema AMS
O sistema AMS é um dos cinco subsistemas aviónicos responsáveis pela gestão electrónica
da informação produzida pela aeronave. Os restantes sistemas ocupam-se das áreas do controlo de
voo, apresentação integrada da informação, comunicações e navegação.
Este sistema é, contudo, o sistema integrado mais importante do ponto de vista da
manutenção de todos os equipamentos em boas condições de funcionamento, uma vez que se ocupa
do processamento de todas as operações aviónicas, cálculos de navegação e monitorização dos
sistemas. As funções principais do AMS estendem-se pelas seguintes áreas:
• Monitorização da condição da aeronave e dos sistemas aviónicos;
• HUMS;
• Monitorização e cálculo do desempenho da aeronave;
• Cálculos de navegação;
• Gestão das comunicações;
• Gestão dos sensores de navegação;
• Gestão de alarmes;
• Gestão da alimentação dos displays do cockpit;
O AMS faz ainda o processamento e digitalização dos sinais analógicos e discretos gerados
pelos inúmeros sensores a bordo e que medem temperaturas, velocidades, vibrações e pressões,
passando-os depois para sinais digitais.
Tal como se pode ver na figura 17 o AMS pode ser visto como um verdadeiro “sistema
nervoso”, sendo constituído por componentes sensores e componentes decisores.
Figura 17 – Esquema de funcionamento do AMS.
16
Os computadores do AMS são os órgãos mais importantes de todo o sistema pois são eles
que processam toda a informação referida acima. A existência de duas unidades destina-se a criar a
tão desejada redundância que é apanágio dos aparelhos aeronáuticos. Os computadores encontram-
se nos armários destinados aos equipamentos aviónicos. Esta zona encontra-se esquematizada na
figura 18.
Figura 18 – Localização dos computadores do AMS.
Uma das áreas pelas quais o sistema AMS é responsável é a de monitorização de condição.
Neste campo, e entrando mais no âmbito do trabalho, o AMS assegura a monitorização do estado de
indicadores de condição, incluindo a aquisição de dados, para apresentação no Integrated Display
System (IDS), Central Warning Panel (CWP) ou ainda no Common Control Unit (CCU). A demais
informação relevante para a manutenção, tal como o controlo do motor, são armazenados em
registos próprios e acedidos pelo software específico, sendo tratados posteriormente.
Como se pode verificar na figura 17, o AMS faz o cálculo do PPI, utilizando apenas os valores
que se encontram dentro dos limites estabelecidos. Este cálculo serve para mostrar a performance do
motor em voo e é acedido através do CCU. Os parâmetros utilizados para fazer esta análise são os
seguintes:
• Torque;
• TIT;
• Raw Ng;
• Nf;
• Altitude de Pressão;
• Temperatura à entrada do motor (T1);
• Velocidade;
• Temperatura ambiente;
Antes dos cálculos serem efectuados, o AMS confere se os valores são válidos e se o motor
está estável num período de quatro segundos. Os valores são apresentados no CCU em
percentagem, baseados no TIT e Ng, sendo também gravados no Maintanence Log (registo
17
específico de anomalias não críticas para o voo que podem ser mais tarde analisadas e corrigidas
pela manutenção) para serem feitas as interpretações.
19
7. Caracterização do Sistema HUMS
O sistema HUMS é um subsistema do grande gestor de funcionamento da aeronave (AMS).
Este sistema permite o controlo e monitorização de parâmetros característicos da condição do
helicóptero como são os índices de performance do motor. Neste âmbito, importa agora proceder a
uma apresentação da implementação feita no EH101 do sistema de monitorização do motor.
7.1 O Sistema Engine – HUMS
O sistema Engine tem como objectivo controlar o tempo de vida dos vários componentes do
motor, assim como detectar alguma falha a nível de valores que estejam fora dos limites estipulados
pelo fabricante. Deste modo, este sistema está dividido em duas partes:
• Engine Health Stateboard – Registo das falhas ocorridas e dos dados referentes aos
parâmetros analisados;
• Engine Usage Stateboard – Registo do valor total dos ciclos de cada componente
assim como os ciclos específicos de cada voo.
As suas capacidades resultam do processamento de sinais através de três sensores de
velocidade e torque, e sete sensores de temperatura, que se encontram em zonas específicas do
motor como se pode ver na seguinte figura.
Figura 19 – Distribuição e localização dos sensores no motor.
O sistema de sensores de cada motor tem a seguinte configuração:
• 4 Sensores electro-magnéticos:
o 2 Instalados na caixa de entrada de ar, um do lado esquerdo e outro do lado
direito e medem a velocidade do veio (Nps) e o torque (Tq);
o 1 Instalado na caixa redutora de acessórios (AGB) e mede a velocidade do
motor (Ng).
20
o 1 Instalado na caixa da zona de escape e mede a velocidade da turbina de
baixa pressão (Npt).
• 7 Sensores eléctricos:
o 7 Instalados na zona anterior da caixa que cobre a turbina de baixa pressão,
servem para medir a temperatura dos gases à entrada da turbina (TIT).
Todos estes sensores medem frequências eléctricas que estão directamente relacionadas
com as escalas das medições das grandezas monitorizadas. Estas frequências são enviadas para o
EECU onde depois os valores são processados e analisados, fazendo comparações entre os três
motores e os valores de referência. Depois de analisados os valores, o EECU tem toda a capacidade
de controlar o motor a nível de velocidades e temperaturas. Posteriormente, para aceder aos dados e
fazer um tratamento estatístico a nível de manutenção, é necessário recorrer a uma base de dados,
PGS, cujos dados foram transferidos através de um cartão de memória, Data Transfer Card (DTC).
Este seguimento dos dados está apresentado também na figura 20.
O sistema tem a capacidade de registar um vasto conjunto de resultados, não só durante um
voo mas também de vários. No entanto, caso não seja feito o download da informação, o sistema vai
armazenar os dados mais recentes e apagar os mais antigos.
No caso de existir um valor de um parâmetro que exceda os valores limitados pelo fabricante,
é feito de imediato um registo no ficheiro que recolhe os dados em excesso (ficheiro Exceedance).
Em algumas situações, estes valores em excesso podem criar nos registos uma anomalia que pode
significar um problema. Se o registo da anomalia, que pode ser analisado para depois ser
interpretado, for da aeronave será corrigido ao nível da manutenção.
21
8. A PGS – Portuguese Ground Station
A PGS é um programa informático que foi implementado com o objectivo de fazer o controlo e
gestão da frota da aeronave EH101.
O objectivo da PGS é registar e processar todos os dados relativos à aeronave e referentes à
área de manutenção. Deste modo, funciona como um meio de registo, processamento e
apresentação de informação, sendo os dados obtidos por download do AMS através da DTC (Figura
20).
Pode-se então listar as diversas capacidades da PGS:
• Registo e análise de dados dos diversos sistemas HUMS;
• Armazenamento dos dados resultantes de cada download em base de dados;
• Indicação do nível de prontidão de cada aeronave;
• Tratamento gráfico e estatístico dos dados do HUMS;
• Registo dos trabalhos de manutenção;
• Monitorização dos trabalhos de manutenção programada;
• Monitorização do tempo de vida dos componentes;
Figura 20 – Esquema do fluxo de dados para a PGS.
Depois de descarregados os dados para a base de dados e processados pela PGS, existe
uma panóplia de funções que podem ser feitas, das quais se salienta várias análises de tendência em
diferentes áreas. Neste trabalho, apenas vai ser aprofundado o estudo na área do motor, como já foi
dito anteriormente.
22
As áreas em estudo são o Engine Usage Stateboard e o Engine Health Stateboard e a forma
como se acede à informação será descrita de seguida.
8.1 Engine Usage Stateboard
Ao aceder ao Engine Usage Stateboard apresenta-se em primeiro lugar o maior valor dos
ciclos registados dos módulos, o valor máximo do TIT, Ng e Nf referente a cada motor e
especificamente de um dado voo (Figura 22). Depois de escolher um dos motores, é possível aceder
ao menu Navigate. Aqui pode-se optar pelo Engine Usage General Browser (Figura 23), que
apresenta a evolução dos ciclos, índice de desgaste, nos diferentes componentes de acordo com os
registos efectuados, ou o Engine Usage Lifed Components Browser (Figura 24), onde se pode
comparar o valor total dos ciclos com o máximo estipulado para cada componente.
Figura 22 – Representação do Engine Usage Stateboard.
Figura 23 – Representação do Engine Usage General Browser.
Figura 24 – Representação do Engine Usage Life Components Browser.
Figura 21 – Principais funções do sistema HUMS.
23
8.2 Engine Health Stateboard
O Engine Health Stateboard (Figura 25) apresenta em primeiro plano os alertas relativos aos
valores excedidos dos parâmetros analisados e mostra também um sumário dos resultados do PPI
baseados no TIT e no Nf. Os alertas estão referenciados pela data do voo e é possível analisar os
três motores em separado através da sua selecção.
Ao escolher um dos motores e um alerta é possível analisar os dados obtidos para poder
tomar conhecimento da origem do problema. Recorrendo então ao menu Navigate, selecciona-se a
função Engine Exceedance Data Browser para aceder aos registos feitos dos vários parâmetros. No
caso de ocorrer uma falha do sinal no momento em que o dado está a ser registado, este aparece
sombreado a verde. Se o valor exceder os limites, este aparece sombreado a vermelho (Figura 26).
Apenas são gravados dados quando o alerta é activado, num período de 20 segundos.
Apresenta-se assim um conjunto de 252 registos, dos quais 63 antecedem o momento que fez
despoletar o alerta, correspondente a um intervalo de tempo de 5 segundos.
Figura 25 – Representação do Engine Health Stateboard.
Figura 26 – Representação do Engine Exceedance Data Browser.
A PGS é uma ferramenta muito importante para a manutenção e avaliação de toda a frota.
Através dos registos efectuados tem-se todo o historial de cada aeronave, no que se refere às horas
de voo efectuadas, falhas ocorridas, desgaste dos componentes e muitos outros, sendo um factor
essencial para o controlo do seu estado.
No entanto, identificaram-se alguns pontos fracos da PGS na área onde se foca este trabalho.
No que diz respeito ao Engine Usage Stateboard, encontraram-se algumas lacunas nos registos
efectuados dos ciclos que identificam o desgaste dos componentes.
Constatou-se que no registo manual da informação que provém do helicóptero não é inserido
o valor dos ciclos. Neste tipo de situação a pessoa que está a efectuar a tarefa deve inserir um valor
prescrito nas publicações técnicas [5]. Estes valores estão disponíveis nas cartas de trabalho do
C-IETP (ANEXO II), variam consoante o componente e vêm em função do número de arranques de
24
cada motor. As pessoas que executam esta função ainda não estão alertados sobre a forma como
hão-de abordar esta situação, registando assim um valor nulo para os ciclos.
Em relação ao Engine Health Stateboard verificou-se, em toda a frota, um número excessivo
de registos relativos a alguns alertas. Uma informação que seria útil e que não se encontra
implementada na PGS, é a visualização de uma contagem dos alertas ocorridos, numa abordagem
global da frota.
É de acordo com estas situações referidas que se enquadra o trabalho desenvolvido, com o
objectivo de interpretar melhor os alertas ocorridos e corrigir as lacunas ao nível dos ciclos.
25
9. Metodologia de Análise de Dados
Neste capítulo serão referidos os limites dos vários parâmetros relativos ao motor, estipulados
pelo fabricante. Também será apresentado o número de ciclos que delimita o momento em que deve
ser efectuada uma revisão geral a um dado componente. A forma como os dados são processados e
guardados será também descrita no desenvolvimento que se segue.
Quando existe um valor que infringe os limites estipulados, o sistema informa a existência de
uma anomalia. Esta acção automática desencadeada pelos métodos de processamento do sistema
HUMS, inicia um processo de análise de dados e permite fazer a despistagem de eventuais
problemas num dos motores da aeronave.
No que diz respeito aos limites estipulados para os diferentes parâmetros, estes poderão ser
ultrapassados mas apenas em casos pontuais e não de uma forma contínua. Deste modo, e como
objectivo do trabalho, os valores destes parâmetros serão analisados para ver se realmente estão a
ser cumpridos os requisitos.
Apresenta-se na seguinte tabela os valores que limitam os índices em estudo:
Índice Valor Mínimo Valor Máximo
TIT -120 ºC 1150 ºC
Nf 0 % 160 %
Ng 0 % 130 %
Calculate Ng 0 % 120 %
Raw Ng 0 % 130 %
Tq -19.5 % 198.3 %
Oil Pressure -1 Pa 25 Pa
Oil Temperature -75 ºC 200 ºC
Tabela 1 – Limites dos parâmetros em estudo.
Como já foi referido anteriormente, existe um outro tipo de análise que tem como finalidade
uma observação a longo prazo, pois concerne no estudo da fadiga e danos em diversos
componentes. É então necessário conhecer o limite de ciclos que são impostos pelo fabricante para a
realização das revisões gerais, a fim de restabelecer a condição inicial do componente.
26
Componentes do Módulo
Número de ciclos limite para revisão geral
Compressor Axial
Stage 1 Axial Wheel (1st Stg. Axial Wheel)
1700
Stage 2 Axial Wheel (2nd Stg. Axial Wheel)
1700
Stage 3 Axial Wheel (3rd Stg. Axial Wheel)
1700
Compressor Centrífugo
Centrifugal Impeller 1700
Impeller Cover (Back Plate) 1700
Tabela 2 – Valores limites dos ciclos do compressor.
Componentes do Módulo
Número de ciclos limite para revisão geral
Turbina de Alta Pressão
HP1 Front Seal (Seal Front, HP Stg. 1) 1750
HP1 Turbine Disc (Disc HP Turb. Stg. 1) 1750
HP1 Rear Seal (Seal Rear HP Stg. 1) 1750
HP2 Front Seal (Seal Front HP Stg. 2) 1750
HP2 Turbine Disc (Disc HP Turb. Stg. 2) 1200
HP2 Rear Seal (Seal Rear HP Stg. 2) 2650
Tabela 3 – Valores limites dos ciclos da turbina de alta pressão.
Componentes do Módulo
Número de ciclos limite para revisão geral
Turbina de Baixa
Pressão
Power Turbine (PT1) Rotor Disc (Disc Rotor PT Stg. 1)
2850
Power Turbine (PT2) Rotor Disc (Disc Rotor PT Stg. 2)
3000
Stub Shaft (Shaft A/O Stub PT) 2100
Tabela 4 – Valores limites dos ciclos da turbina de baixa pressão.
Os dados referentes aos dois tipos de análise são armazenados em três ficheiros distintos
para depois serem descarregados para uma base de dados. Estes ficheiros criados pelo sistema
Engine – HUMS são os seguintes:
� EEXDR – Engine Exceedance;
� EUSGR – Engine Usage.
O ficheiro Engine Exceedance mostra os parâmetros que foram excedidos e os respectivos
valores, referente a um determinado voo e especificamente de cada motor.
É possível visualizar no ficheiro Engine Usage o desgaste de cada componente do motor
através dos ciclos, num determinado voo, assim como o desgaste total.
Antes dos dados poderem ser visualizados pelo operador, vão ser submetidos a um conjunto
de algoritmos de validação. O objectivo destas rotinas é permitir, duma forma automática, a obtenção
27
de dados que possam ser usados estatisticamente e permitir mais tarde ao operador a sua
visualização para fazer as respectivas análises e verificar se existem anomalias.
29
10. Análise dos Dados
Depois de ter procedido a uma apresentação dos sistemas implementados e que permitem a
monitorização de condição de todo o sistema do motor é possível, agora, avançar para a
apresentação dos dados que permitem descrever a eficácia e rigor dos sistemas implementados.
Para que os dados sejam expostos de uma forma apresentável e de simples interpretação,
recorreu-se à implementação de uma ferramenta automática. Esta recolhe toda a informação dos
valores registados dos vários parâmetros através da base de dados da PGS.
10.1 Implementação da Ferramenta Automática
Com o objectivo de simplificar a análise dos alertas que ocorreram em toda a frota,
relacionados com os valores registados dos parâmetros do motor, foi implementado o programa
representado na figura 27.
Figura 27 – Representação do menu principal do programa implementado.
A estrutura do programa, representado na figura 27, é muito simples. Antes de iniciar o
processo de análise, é necessário escolher a aeronave que se pretende investigar assim como a data
e hora do registo, no local representado por Aeronave. Depois selecciona-se o motor e parâmetro no
local representado por Motor e Parâmetro, respectivamente.
Para iniciar o processo, depois de escolhidos os vários itens, selecciona-se o botão Iniciar
para filtrar os dados que se pretendem obter. Ao seleccionar o botão Desenhar Gráfico, é
apresentado um gráfico do lado esquerdo com os valores obtidos do parâmetro seleccionado,
visualizando assim a sua evolução. Seleccionando o botão Arisings é exibido um gráfico do lado
direito que representa o número do alerta detectado. São sempre efectuados 252 registos por cada
alerta que é despoletado, deste modo o intervalo de registos apresentado neste gráfico coincide com
30
o intervalo de registos apresentado no gráfico dos parâmetros. Para apagar os gráficos e realizar uma
nova análise, selecciona-se novamente o botão Iniciar, depois de escolhidos os novos parâmetros.
O programa também permite obter o respectivo valor máximo e mínimo do parâmetro em
análise, ao escolher a função Máximo/Mínimo. Escolhendo a opção Visualizar Dados são
apresentados, na folha respectiva do parâmetro em estudo, todos os dados registados juntamente
com o código do alerta que ocorreu. Deste modo está acessível a informação dos valores registados
de uma forma simples.
10.2 Análise de Anomalias
Será apresentado um resumo ao nível de toda a frota das anomalias que mais ocorreram e
do número de vezes que foram registadas em cada motor.
Alarm Failure
Aeronave Engine Position
157
NF Lowspeed
158
TIT High
174
Fluctuation
180
FailB WNG
181
FAIL A WNG/CAUT
211
EECU # Redundant
Ctrl
Alpha
Eng #1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #2 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #3 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Bravo
Eng #1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #2 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #3 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Charlie
Eng #1 0 0 0 0 0 0
Eng #2 1 0 0 2 0 0
Eng #3 0 0 0 1 0 0
Delta
Eng #1 0 0 0 0 0 2
Eng #2 0 7 0 11 5 7
Eng #3 0 0 0 7 0 5
Echo
Eng #1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #2 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Eng #3 N/A N/A N/A N/A N/A N/A
Foxtrot
Eng #1 0 0 0 12 2 2
Eng #2 3 0 0 0 0 3
Eng #3 0 0 0 0 0 3
Golf
Eng #1 0 0 0 10 0 2
Eng #2 1 0 0 5 0 0
Eng #3 0 0 0 4 0 1
Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota.
31
Hotel
Eng #1 3 0 1 1 0 7
Eng #2 1 0 1 7 0 3
Eng #3 0 0 1 5 0 4
India
Eng #1 0 0 1 0 0 4
Eng #2 1 0 16 3 0 1
Eng #3 0 0 1 3 0 1
Julliet
Eng #1 0 0 0 7 0 4
Eng #2 0 0 0 9 0 1
Eng #3 0 0 0 5 0 3
Kilo
Eng #1 0 0 0 1 0 4
Eng #2 0 0 0 6 0 2
Eng #3 0 0 0 5 0 0
Lima
Eng #1 3 0 0 0 0 6
Eng #2 2 0 0 9 8 10
Eng #3 0 0 0 7 0 12
Total 15 7 21 122 15 87
Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota (Continuação).
Os campos que se encontram preenchidos com a abreviatura N/A (Not Available), deve-se ao
facto de não existir informação disponível sobre estas aeronaves. Estas aeronaves encontram-se
destacadas, deste modo os seus registos estão numa base de dados diferente.
De acordo com a tabela 5, verifica-se que os alertas 180 e 211 são os que mais surgem,
sendo os principais alertas a analisar. Os restantes acontecem menos vezes mas recorreu-se
também à sua análise para perceber melhor o sistema.
10.2.1 Alerta 180 Fail B WNG
Definição – Identifica que o motor onde se verifica a falha está em mau funcionamento,
apresentando um valor médio de torque acima de 60%.
De acordo com a tabela 5, existe um número muito elevado deste tipo de ocorrências, no
entanto há aeronaves que têm mais registos que outras. O mesmo se verifica em relação aos
motores, deste modo não é possível correlacionar este tipo de ocorrência relacionando-a com algum
motor ou aeronave.
Tendo em conta a definição da consequência do alerta, optou-se por realizar um estudo para
identificar o motivo pelo qual este é despoletado. Recorreu-se então aos dados obtidos pela PGS do
Torque e do Raw Ng das duas aeronaves que tiveram mais registos.
32
Registo 1
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 22-11-2006 14:20:12 1 1 3
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 1 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
1 64 127 190 253
R e g i s t o
Gráfico 2 – Valores do Torque na 2ª ocorrência.
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
1 64 127 190 253
R e g i s t o
Gráfico 3 – Valores do Torque na 3ª ocorrência.
11000
11200
11400
11600
11800
12000
12200
12400
12600
12800
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 4 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
11900
12000
12100
12200
12300
12400
12500
12600
12700
12800
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 5 – Valores do Raw Ng na 2ª ocorrência.
10800
11000
11200
11400
11600
11800
12000
12200
12400
12600
12800
1 64 127 190 253
R e g i s t o
Gráfico 6 – Valores do Raw Ng na 3ª ocorrência.
Registo 2
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 23-02-2007 09:39:46 1 1 1
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 7 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
10500
11000
11500
12000
12500
13000
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 8 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
Como já foi dito anteriormente, o processador guarda 63 dados antes e 188 depois da falha
ocorrer, deste modo o registo 64 é o que requer maior ênfase de estudo pois é o momento onde se
dá a anomalia.
Nos dois registos apresentados acima verifica-se que, no momento da anomalia, o torque
está a aumentar, confirmando-se pelo aumento do Raw Ng, que tem um comportamento equivalente.
33
No entanto o alerta é activado no momento em que existe uma grande variação deste valor, em
relação à evolução normal que está a ter. Esta situação pode-se verificar no pico situado no registo
64, onde depois os valores voltam à sua evolução normal. No registo 2 o valor do torque é
aproximadamente constante.
Registo 3
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 04-07-2007 12:11:07 2 2 1
-50
0
50
100
150
200
250
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 9 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
14000
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 10 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência
No caso deste registo, a falha ocorreu numa situação em que o motor estava a ser desligado,
pois o valor do torque e do Raw Ng encontram-se a diminuir e dado existirem dois arranques, implica
que a aeronave aterrou e desligou os motores, voltando a ligá-los mais tarde. Mais uma vez o alerta
deu-se no momento em que ocorria uma evolução acentuada do torque e houve uma súbita alteração
do valor, constatada no registo 64, voltando de seguida ao comportamento anterior. Em contrapartida,
os outros dois motores não tiveram qualquer tipo de alerta, apesar do comportamento ser
semelhante.
Registo 4
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 04-07-2007 12:11:07 2 2 1
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 11 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
12500
12600
12700
12800
12900
13000
13100
13200
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 12 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
34
O alerta neste voo foi activado a meio da operação tendo em conta a hora em que foi feito o
registo (na base de dados é registada a hora da ocorrência). É possível também verificar que os
valores do torque e Raw Ng se encontram praticamente constantes, apenas no momento da
ocorrência o torque apresenta um regime transiente e quando está a aumentar existe um pequeno
pico que despoletou o alerta.
Registo 5
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 09-10-2007 08:16:02 2 0 1
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 13 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
12200
12300
12400
12500
12600
12700
12800
12900
13000
13100
13200
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 14 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
O comportamento neste registo (5) é semelhante aos apresentados no registo 1 e 4, onde se
verifica uma oscilação do torque entre valores mais estáveis. O problema que se constatou neste
registo, diferenciando-o dos anteriores, foi no valor do número de arranques que este motor teve, que
neste caso foi nulo. Ao investigar os outros dois motores, verificou-se que estes também não tiveram
qualquer registo de arranques. Esta situação suscitou alguma curiosidade, pois poderá existir algum
problema ao nível do algoritmo utilizado ou até de registo de dados. Tendo em conta que o valor dos
ciclos pode ser atribuído em função do número de arranques do motor, nesta situação essa operação
seria difícil de realizar, devido ao registo de arranques ser nulos.
35
Registo 6
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 05-07-2007 08:05:04 3 1 1
-50
0
50
100
150
200
250
300
350
400
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 15 – Valores do Torque na 1ª ocorrência
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
14000
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 16 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência
Registo 7
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Golf 09-10-2007 08:16:02 3 0 1
-50
0
50
100
150
200
250
300
350
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 17 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
14000
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 18 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
Analisando os registos 6 e 7, respectivos a dois voos diferentes, verifica-se que o
comportamento dos dois motores é muito semelhante. O sistema activa o alerta no momento em que
o torque está a diminuir e exactamente no momento onde se verifica um pico no ponto 64. De acordo
com a análise feita ao Raw Ng, a velocidade da turbina de alta pressão diminuiu bastante. Esta
situação acontece pois o motor pode ser desligado em voo. Os gráficos apresentados no registo 5,
dizem respeito ao mesmo voo do registo 7, mas de motores diferentes. Verifica-se que quando o
motor 3 é desligado o motor 2 aumenta a potência para compensar e ocorre o mesmo alerta mas em
desenvolvimentos diferentes.
36
Registo 8
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Julliet 04-05-2007 01:12:09 2 1 1
0
50
100
150
200
250
300
350
400
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 19 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.
11900
12000
12100
12200
12300
12400
12500
12600
12700
12800
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 20 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.
Registo 9
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Julliet 04-05-2007 01:12:09 3 1 1
0
50
100
150
200
250
300
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 21 – Valores do Torque na 1ª ocorrência
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
14000
1 64 127 190
R e g i s t o
Gráfico 22 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência
No estudo do motor 2 e 3, dos registos 8 e 9 respectivamente, verifica-se o mesmo
comportamento da análise feita aos registos 5 e 7 respectivamente. No entanto, constatou-se um erro
no registo do momento das anomalias, pois o voo começou no dia 04/05/07 às 01:12:09 e segundo o
que foi gravado, a anomalia deu-se no dia 05/07/07 às 17:16:09. Como se pode então verificar, existe
aqui uma falha temporal que pode ser devida a diferentes origens de dados (alguns dos dados podem
ter intervenção manual, como por exemplo a data e hora de início e fim de voo, outros como a data e
hora das ocorrências são completamente automáticos). Esta situação dificulta a análise da falha, pois
não se tem uma ideia da situação de voo da aeronave no momento em que esta ocorreu.
Fazendo agora uma análise geral, verificou-se que o alerta ocorre no momento em que os
motores estão a aumentar ou a diminuir a potência, onde ocorre um pico, sendo registado um valor
fora do normal.
37
Em relação aos valores registados no momento da anomalia, estes encontram-se
completamente fora dos limites apresentados nos manuais, tanto o torque como o Raw Ng. No
entanto, foram apresentados os gráficos para verificar o comportamento dos motores. Os valores
limites, em percentagem, do Raw Ng são entre 0% e 130% e os apresentados são muito mais
elevados, levando a concluir que existe alguma discrepância no algoritmo utilizado ou na parte de
processamento e apresentação dos dados na PGS. A análise do torque será apresentada mais
adiante devido à existência de informação mais pertinente.
Existem outros erros que por vezes acontecem, é o caso de registos nulos dos arranques dos
motores, assim como registos da hora e data da ocorrência que não coincidem com o início e fim do
voo, erros que por vezes dificultam a análise das anomalias.
10.2.2 Alerta 211 REDUNDANT CTRL
Definição – O EECU não está a operar nas devidas condições no motor onde ocorreu a
anomalia.
Registo 10
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 03-10-2007 08:16:15 2 e 3 1 1
Este voo começou às 10h15, com um arranque de cada motor, tendo uma duração de cerca
de 2 horas. Às 10h57 ocorreu o primeiro alerta (código 211), no motor 2, relacionado com uma falha
no EECU que pode afectar a integridade dos dados recolhidos e processados.
-25000
-20000
-15000
-10000
-5000
0
5000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 23 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2.
Como se pode verificar no gráfico 23, todos os parâmetros apresentam valores nulos, com
excepção do Calculated Ng que apenas apresenta um registo negativo que não faz sentido. Pode ter
sido originado por uma falha eléctrica pontual.
Analisando depois o motor 3 no mesmo voo (gráfico 24), verifica-se que às 10h57 é também
accionado o alerta 211, onde mais uma vez se observa que não há valores que identifiquem o
comportamento do motor.
38
-25000
-20000
-15000
-10000
-5000
0
5000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 24 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3.
Registo 11
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 06-09-2006 07:56:07 2 e 3 1 1
-25000
-20000
-15000
-10000
-5000
0
5000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 25 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3.
-25000
-20000
-15000
-10000
-5000
0
5000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 26 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2.
Constata-se, através dos gráficos 25 e 26, que os dados apresentados são idênticos aos do
registo 10. Este comportamento é verificado em toda a frota, com maior incidência em determinadas
aeronaves, como se pode ver na tabela 5. Possivelmente este tipo de situações faz com que o
sistema interprete que o motor se encontra desligado quando o motor está de facto ligado, originando
desta forma outros alertas.
10.2.3 Alerta 181 FAIL A WNG/CAUT
Definição – O valor do Corrected Ng, no motor onde se deu o alerta, encontra-se abaixo de
74% quando o motor seguinte está desligado.
De acordo com a definição deste alerta, e tendo em conta a análise feita no registo 10, ao
motor 3, seria de esperar que o alerta 181 fosse accionado. O sistema pode interpretar que o motor 3
não está em funcionamento, estando o motor 2 a trabalhar com um valor inferior a 74% do Corrected
Ng.
39
Registo 12
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 03-10-2007 08:16:15 2 1 1
Esta análise enquadra-se com os dados apresentados no registo 10, no estudo realizado ao
motor 3.
O alerta 181 foi accionado 5 minutos depois do alerta 211 no motor 3, indicando que o motor
2 apresenta valores do Corrected Ng abaixo de 74% com o motor 3 desligado. No entanto, os valores
que foram registados não parecem coerentes, pois apresentam muitos valores nulos como se
apresenta no gráfico 27. Os valores obtidos no motor 2, relativos ao registo 11, apresentam o mesmo
comportamento que o verificado no gráfico 27.
0
5
10
15
20
25
30
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 27 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 181 no motor 2.
Numa análise geral destes dois alertas (181 e 211), verifica-se que na presença do alerta 211
no motor 3, é accionado o alerta 181 no motor 2. Mas no motor 2 também é despoletado o alerta 211
e não houve nenhum alerta relacionado com este no motor 1 como seria de esperar. Este tipo de
situações não são coerentes entre si, pois deveria aparecer algum alerta no motor 1.
40
10.2.4 Alerta 200 PRESS LOW TRIP
Definição – Este alerta indica que a pressão do óleo está baixa depois do motor estar em
funcionamento a mais de 4 minutos ou com valores superiores a 60% do NgC.
Registo 13
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 06-09-2006 13:18:53 3 1 1
-25000
-20000
-15000
-10000
-5000
0
5000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 28 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 3.
01020304050
60708090100
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 29 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 3.
Como se pode verificar no gráfico 28, não existem registos dos diferentes parâmetros,
activando assim o alerta 211. No gráfico 29, verifica-se também que não há registos na maior parte
dos parâmetros, com especial atenção para a pressão do óleo que despoletou o alerta 200, pois o
valor obtido é nulo, pelo menos durante os 20 segundos em que houve registos. No entanto, os
outros valores registados não fazem sentido já que o alerta ocorreu 30 minutos depois do início do
voo, tendo em atenção que apenas houve um arranque para todos os motores.
Registo 14
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 11-09-2007 14:15:42 1 1 1
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
nf
tit
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 30 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1.
0
0,005
0,01
0,015
0,02
0,025
0,03
0,035
1 64 127 190
Registo
OilPre
ss
Gráfico 31 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1.
41
No gráfico 31 observa-se que a pressão do óleo é praticamente nula. Dada esta situação, o
alerta 200 foi accionado. Ao tentar interpretar a situação de voo, comparando a hora da ocorrência
com o início e fim do voo, verificou-se que através dos dados obtidos o alerta foi accionado 30
minutos depois do fim do voo, o que não é coerente. Este tipo de situação foi encontrado em vários
registos de alertas nas diferentes aeronaves.
10.2.5 Alerta 157 NF LOWSPEED
Definição – Indica que os valores do Nf se encontram acima de 58% e abaixo de 77% num
período superior a 20 segundos.
Registo 15
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 12-11-2006 17:18:11 1 1 1
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
1 64 127 190
Registo
nf
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 32 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1.
010002000300040005000
600070008000900010000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
tit
Gráfico 33 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1.
Nos dois gráficos acima verificam-se valores constantes dos vários parâmetros, excepto para
o torque e Nf. Verifica-se que o torque no veio é aumentado, o que implica uma diminuição da
velocidade deste, representada pelo Nf. O valor do Nf representa a velocidade de rotação do veio e o
torque o binário exercido no mesmo. Deste modo quando se exige um maior binário do veio a
velocidade deste tende a diminuir.
Tendo em conta a hora do fim do voo e a hora da ocorrência, esta deu-se 2 minutos antes da
finalização do voo, o que pelos valores fornecidos é coerente, pois estes são muito baixos.
42
Registo 16
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Lima 13-11-2006 10:10:58 1 1 1
Gráfico 34 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1.
010002000300040005000600070008000900010000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
tit
Gráfico 35 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 1.
Como se pode verificar nos gráficos deste registo, o comportamento dos valores dos
diferentes parâmetros é similar ao comportamento verificado no gráfico 32 (registo 15). No entanto
não se pode concluir que isto tenha ocorrido no momento em que o voo está a ser finalizado, porque
a hora registada em que se dá a ocorrência, mais uma vez não está de acordo com a hora de início e
fim do voo.
Registo 17
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Hotel 03-05-2007 09:50:16 2 1 1
-20
0
20
40
60
80
100
120
1 64 127 190
Registo
nf
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 36 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 2.
010002000300040005000600070008000900010000
1 64 127 190
Registo
raw_ng
calculated_ng
tit
Gráfico 37 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 157 no motor 2.
Como se pode constatar, a aeronave Hotel também teve registos deste alerta e o
comportamento do torque e Ng foi semelhante aos apresentados nos registos 15 e 16.
Analisando o primeiro gráfico em pormenor dos três registos, verifica-se que existe um
primeiro pico nos valores do torque e Nf, ponto 64. No intervalo compreendido pelos pontos 1 e 63, os
valores do Nf são maiores que 58% e menores que 77%, o que corresponde à descrição do alerta
43
157. No entanto é no ponto 64 que é despoletado o alerta, isto porque o valor do Nf neste ponto é de
57%, ficando abaixo dos limites estipulados na definição do alerta.
10.2.6 Alerta 158 TIT HIGH
Definição – Indica que o TIT no respectivo motor é superior a 882ºC.
Registo 18
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Delta 15-11-2006 18:06:15 2 1 2
0
200
400
600
800
1000
1200
1 64 127 190 253
Registo
tit
Gráfico 38 – Valores do TIT na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.
0
50
100
150
200
250
300
350
400
1 64 127 190 253
Registo
nf
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 39 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.
0
200
400
600
800
1000
1200
1 64 127 190
Registo
tit
Gráfico 40 – Valores do TIT na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.
0
50
100
150
200
250
300
350
1 64 127 190
Registo
nf
torque
oil_press
oil_temp
Gráfico 41 – Valores dos parâmetros na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.
Como se pode ver nos gráficos respeitantes à TIT, existe uma zona em que os valores
excedem os 882 ºC, o que leva a activar o alerta 158. Mais uma vez se observa que o alerta é
activado apenas quando o valor muda da zona fora dos limites para valores válidos, no entanto é num
momento pontual, pois os valores da temperatura voltam a ser registados segundo o comportamento
que levavam.
Os valores da temperatura, pouco tempo depois, tendem a estabilizar na ordem dos 700 ºC
(nos dois gráficos), parecendo não haver grandes problemas a respeito da câmara de combustão.
Mas estes registos apenas se verificaram na aeronave Delta no motor 2. Deste modo, o melhor será
44
realizar um estudo mais profundo sobre esta situação, alargado a toda a frota e depois verificar
melhor este motor.
10.2.7 Alerta 174 FLUCTUATION
Definição – Indica que a pressão do óleo se altera frequentemente.
Registo 19
Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências
Hotel 10-05-2007 03:00:29 1, 2 e 3 1 1
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
1 64 127 190
Registo
oil_press
Gráfico 42 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 1.
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
1 64 127 190
Registo
oil_press
Gráfico 43– Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 2.
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
1 64 127 190
Registo
oil_press
Gráfico 44 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 3.
Em relação à pressão do óleo, verificam-se pequenas oscilações do seu valor, mas ronda
sempre o valor de 4 bares. Em todos os motores se verificou este comportamento. No entanto, na
aeronave Hotel e India surgiu o alerta 174, que como foi definido acima, deve-se a oscilações da
pressão do óleo. De acordo com os gráficos apresentados acima, existe um registo que se encontra
desfasado dos outros, onde o valor registado é de cerca de 2 bares, dando origem então ao alerta.
Na tabela 5 observa-se que este tipo de ocorrência apenas se verificou em duas aeronaves,
sendo que na India no motor dois ocorreu muitas vezes. Deste modo poderá existir algum problema
ao nível dos sensores na leitura da pressão do óleo.
45
10.3 Análise do Torque
Os registos do torque obtidos pela PGS mostram na maior parte das vezes que este se
encontra fora dos limites. O valor máximo é de 198% e os valores registados são muitas das vezes
acima dos 300% e 400% (o que sugere que algo não está correcto no processamento dos dados
recolhidos), despoletando depois alertas relacionados com o torque, como é o caso do alerta 180. No
entanto existe um alerta, o Max OVR/Torque, que é accionado quando o torque excede os 125,5% no
caso de se ter apenas um ou dois motores ligados, ou se exceder os 106,5% com os três motores em
funcionamento. Mas este alerta não foi registado em nenhum dos voos efectuados, o que indica que
apesar de se terem valores na ordem dos 300% a 400%, deve ser apenas um factor de escala ou de
conversão pois os motores estão a operar dentro da envolvente de voo.
Ao explorar todas as tabelas apresentadas pela base de dados, encontraram-se duas das
quais são muito importantes para o estudo deste parâmetro. Os nomes que as identificam são:
Engine Exceedance Data, que apresenta os valores em excesso do torque e a Engine Torque, que
mostra o tempo dispendido pelo motor em várias gamas de torque.
É possível então comparar os valores registados nas duas tabelas, relacionando os valores
em excesso e verificando quanto tempo esteve a operar o motor naqueles valores. Apresentam-se
então de seguida os registos de alguns voos de modo a poder obter algumas conclusões.
No voo da aeronave Golf no dia 09/10/07 às 08:16:02 foram registados, no motor 2, dados do
torque devido a uma ocorrência, onde o valor máximo nesses 20 segundos de registos foi de 471,9%
com uma média de 392%. Em contrapartida, foram registados valores referentes às bandas de torque
durante o voo todo que não coincidem com os referidos anteriormente.
Banda do torque Limites (%) Tempo de operação
1 >= 0 - <16 000:14:47
2 >= 16 - <32 000:07:05
3 >= 32 - <48 000:24:34
4 >= 48 - <64 000:35:53
5 >= 64 - <80 000:51:38
6 >= 80 - <82 000:02:22
7 >= 82 - <84 000:02:31
8 >= 84 - <86 000:01:52
9 >= 86 - <88 000:01:30
10 >= 88 - <90 000:01:02
11 >= 90 - <92 000:01:00
12 >= 92 - <94 000:00:33
13 >= 94 - <96 000:00:15
14 >= 96 - <98 000:00:19
15 >= 98 - <100 000:00:26
46
16 >= 100 - <102 000:00:07
17 >= 102 - <104 000:00:06
18 >= 104 - <106 000:00:02
19 >= 106 - <108 000:00:01
20 >= 108 - <110 000:00:02
21 >= 110 - <112 000:00:01
22 >= 112 - <114 000:00:00
23 >= 114 - <116 000:00:00
24 >= 116 - <118 000:00:00
25 >= 118 - <120 000:00:00
26 >= 120 - <122 000:00:00
27 >= 122 - <124 000:00:00
28 >= 124 - <126 000:00:00
29 >= 126 - <128 000:00:00
30 >= 128 - <130 000:00:00
31 >= 130 - <143 000:00:00
32 >= 143 - <156 000:00:00
33 >= 156 - <169 000:00:00
34 >= 169 - <182 000:00:00
35 >= 182 - <195 000:00:00
36 >= 195 000:00:00
Tabela 6 – Tempo dispendido nas várias gamas de torque do motor 2 da aeronave Golf
Como se pode conferir na tabela 6, a gama máxima de torque atingida por este motor foi
entre 110% e 112%, apenas durante um segundo. Deste modo verifica-se que não existe uma
concordância entre as duas tabelas que apresentam os dados relativos ao torque. Coloca-se então
em questão que o algoritmo utilizado para o cálculo deste parâmetro pode não estar completamente
correcto no que se refere aos valores registados, originando alertas possivelmente falsos.
Mostram-se na tabela 7 mais exemplos onde se verifica o mesmo comportamento
apresentado anteriormente.
Aeronave Data e Hora Motor Torque Máximo
(%) Torque Médio
(%) Gama Máxima
(%)
Charlie 10/07/07 20:26:45 2 473 394 108 - 110
Delta 15/11/06 10:21:42 2 444 324 122 - 124
Hotel 15/06/07 12:53:03 1 512 421 126 - 128
Julliet 10/05/07 14:22:07 2 503 429 114 - 116
Kilo 24/07/07 10:49:18 1 355 337 98 - 100
Lima 03/10/07 12:24:50 2 435 383 106 - 108
Tabela 7 – Valores do torque obtidos das tabelas Exceedance Data e Torque.
47
Conclui-se mais uma vez, a partir da tabela acima, que existe realmente uma incoerência nos
dados relativos ao torque, apresentando-se na maior parte das vezes nos motores 1 e 2. No motor 3
também é verificado este comportamento mas em número mais reduzido.
49
11. Análise dos Ciclos
Como já foi dito anteriormente, o software da PGS permite controlar o desgaste dos vários
componentes que compõem o motor, de modo a serem feitas as suas revisões gerais a tempo,
optimizando a utilização dos componentes. Foi então feito um estudo ao índice de desgaste, numa
das aeronaves, de modo a verificar a funcionalidade do programa, analisando a sua evolução desde
o início da sua operacionalidade.
De acordo com as análises que foram feitas, verificaram-se algumas lacunas na contagem de
ciclos. Esta situação levou à implementação de uma ferramenta automática que corrigisse esses
problemas.
O objectivo é então, comparar os resultados que estão registados com os valores obtidos
pelo programa implementado. Também se pretende comparar com os valores obtidos, no caso de se
recorrer à carta de trabalho (onde é definido a maneira de registar os ciclos quando o download
automático falha) que define os ciclos consoante o número de arranques do motor (anexo II).
11.1 Evolução dos Ciclos
O índice de desgaste evolui de acordo com as horas de utilização de cada motor, existindo
um algoritmo que relaciona os arranques e todas as variações efectuadas a nível de potência,
temperaturas e velocidades do motor. O código que faz todo este processo não está disponível, deste
modo o estudo vai reflectir-se numa análise estatística de modo a localizar possíveis lacunas e
resolvê-las da melhor forma.
Será então apresentado de seguida o estudo feito aos três motores da aeronave Alpha (que é
a aeronave com mais horas de voo), dividindo a apresentação pelos vários componentes do motor
onde são feitas as análises.
11.2 Implementação da Ferramenta Automática
Com o intuito de corrigir as lacunas observadas na aplicação dos ciclos, implementou-se uma
ferramenta automática que, através da base de dados da PGS, recolhe os valores obtidos referentes
ao desgaste de cada componente do motor. Depois, desenvolveu-se um estudo estatístico, onde foi
colocado o desgaste de cada componente em função do tempo de utilização do respectivo motor.
Recorrendo a uma funcionalidade que permite aproximar uma função de acordo com os valores
registados no gráfico, obteve-se uma expressão para o desgaste de cada componente em função das
horas de voo e respectivo desvio padrão.
O objectivo é então obter resultados referentes ao desgaste dos vários componentes, pois há
voos sem contagem de ciclos e a expressão obtida aproxima os ciclos em função do tempo de
funcionamento de cada motor para cada componente.
Das diferentes equações que poderiam ter sido obtidas, escolheu-se a expressão da potência
pois era a que apresentava um valor de R2 mais perto de um. Este parâmetro identifica a proximidade
da expressão com os valores obtidos, quanto mais perto de um melhor a aproximação. Em relação ao
50
desvio padrão, este foi determinado para ser somado à equação obtida da aproximação, deste modo
a margem de segurança é maior.
Apresentam-se de seguida os gráficos efectuados, as expressões e desvio padrão para os
vários componentes do motor da aeronave Alpha.
Para o motor 1 tem-se:
y = 0,7563x0,3024
R2 = 0,1302
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 45 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização.
y = 0,925x0,1792
R2 = 0,0942
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 46 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização.
y = 1,113x0,091
R² = 0,027
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 47 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização.
y = 0,926x0,212
R² = 0,109
0
1
2
3
4
5
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 48 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização.
y = 1,2639x0,3413
R2 = 0,1137
0
1
2
3
4
5
6
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 49 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização.
Desvio padrão 0,24
Desvio padrão 0,24 Desvio padrão 0,38
Desvio padrão 0,86
Desvio padrão 0,19
51
Para o motor 2 tem-se:
y = 0,9305x0,1566
R2 = 0,0502
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 50 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização.
y = 1,0788x0,0503
R2 = 0,0066
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LC
F
Gráfico 51 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização
y = 1,2088x0,0681
R2 = 0,0112
0
1
2
3
4
5
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 52 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização.
y = 1,3185x-0,0427
R2 = 0,0041
0
1
2
3
4
5
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 53 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização.
y = 1,4008x0,2818
R2 = 0,0928
0
1
2
3
4
5
6
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 54 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização.
Desvio padrão 0,33
Desvio padrão 0,43 Desvio padrão 0,65
Desvio padrão 0,35
Desvio padrão 0,99
52
Para o motor 3 tem-se:
y = 0,7924x0,2787
R2 = 0,1305
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 55 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização.
y = 0,9707x0,1396
R2 = 0,0623
0
1
2
3
4
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 56 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização.
y = 1,098x0,1579
R2 = 0,0678
0
1
2
3
4
0 1 1 2 2 3 3 4 4 5 5
Horas de utilização
LC
F
Gráfico 57 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização.
y = 1,2758x-0,0128
R2 = 0,0005
0
1
2
3
4
5
0 1 2 3 4 5
Horas de utilização
LCF
Gráfico 58 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização.
Gráfico 59 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização.
Obtiveram-se assim as expressões e o respectivo desvio padrão do número de ciclos a
registar em função do tempo de utilização de cada motor. Nestas condições, as expressões obtidas já
podem ser implementadas no programa tendo assim uma função que dá um valor aproximado de
ciclos em função das horas de utilização (horas de voo).
Antes de apresentar a evolução do índice de desgaste dos vários componentes, serão
apresentados alguns exemplos onde é possível verificar a existência de registos nulos. A existência
destes registos faz com que se evidencie um patamar nivelado, onde o valor total do ciclo não
aumenta depois da aeronave ter realizado o voo. Foi nestes registos que se verificou o download
manual.
Desvio padrão 0,28 Desvio padrão 0,24
Desvio padrão 0,31 Desvio padrão 0,41
Desvio padrão 0,74
53
11.3 Evolução dos ciclos a partir dos registos da PGS
Nesta secção apenas serão apresentados alguns gráficos dos diferentes módulos que
compõem o motor, de modo a poder verificar os dados fornecidos pela PGS.
Em relação aos motores serão sempre apresentados os três em conjunto visto poder
apresentarem evoluções diferentes.
Os módulos do motor que vão ser apresentados são: compressor centrífugo, turbina de alta
pressão e turbina de baixa pressão. Os restantes estão apresentados no anexo I.
11.3.1 Compressor Centrífugo
Analisando os valores obtidos do índice de desgaste do compressor, verifica-se que o
compressor centrífugo é o que apresenta maior desgaste, relativamente ao axial. Devido a este facto
escolheu-se o compressor centrífugo para mostrar a evolução dos ciclos.
Gráfico 60 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1.
Gráfico 61 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2.
Gráfico 62 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3.
11.3.2 Turbina de Alta Pressão
A turbina de alta pressão contém várias peças principais (capítulo 5.2.4), cujos limites
estipulados para a sua revisão são diferentes entre si. No entanto a evolução do desgaste que se
verifica é comum para o mesmo tempo de funcionamento do motor, ou seja, é igual para todos os
componentes.
54
Gráfico 63 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1.
Gráfico 64 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2.
Gráfico 65 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3.
11.3.3 Turbina de Baixa Pressão
A turbina de baixa pressão é composta por três componentes principais (capítulo 5.2.5), cujos
limites de desgaste são diferentes. Em relação à evolução do desgaste, o comportamento é igual
entre todos os componentes.
Gráfico 66 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1.
Gráfico 67 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2.
55
11.3.4 Análise dos Resultados
Observa-se, através dos gráficos representados acima, que a aeronave Alpha apresenta
cerca de 150 registos, isto representa o número de vezes que a aeronave já voou. No geral, verifica-
se um crescimento do valor total dos ciclos, no entanto conseguem-se visualizar alguns patamares
onde essa evolução não é constatada. É devido ao facto de não existir qualquer registo nos LCF´s
que isto se verifica. Esta situação está representada nos gráficos com um círculo vermelho.
No que diz respeito ao download, este processo pode ser efectuado de uma forma automática
ou manual no caso de existir algum problema. Deste modo, verificou-se através da análise feita às
tabelas, que não era contabilizado qualquer valor para os ciclos quando o download era feito da
forma manual. Isto deve-se ao facto de que quando se opta por este método o utilizador deve colocar
um valor de desgaste para cada um dos componentes, o que não está a acontecer.
De seguida serão apresentados os resultados obtidos tendo em conta a carta de trabalho que
indica os valores que devem ser colocados nos ciclos dos vários módulos, ou seja, a correlação
apresentada pelo fabricante em função do número de arranques.
Gráfico 68 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3.
56
11.4 Evolução dos Ciclos de acordo com a carta de trabalho
Nesta secção será apresentada a evolução dos ciclos tendo em conta que, nos registos
manuais serão colocados os valores respectivos dos ciclos como indicado na carta de trabalho
apresentada em anexo.
Os valores tabelados dos ciclos vêm em função do número de arranques realizados por cada
motor em todo o voo (tabela 8). Mas estes valores parecem ser um pouco conservadores, pois é
independente das horas de voo efectuadas, simplesmente é adicionado um valor geral que pode não
corresponder realmente ao desgaste do componente.
Serão então apresentados os gráficos relativos a esta análise, para mais tarde poder
comparar e apresentar as conclusões.
Módulo Compressor Axial Compressor Centrígugo
Turbina de Alta Pressão
Turbina de Baixa Pressão
Ciclos/Arranque 1.5 1.3 1.2 1.5
Tabela 8 – Valores dos ciclos referentes à contagem manual
11.4.1 Compressor Centrífugo
Gráfico 69 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1.
Gráfico 70 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2.
Como se pode verificar nos gráficos apresentados, existe agora uma evolução mais contínua.
No entanto existem patamares verticais muito acentuados, isto deve-se ao facto de, num determinado
Gráfico 71 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3.
57
voo, serem registados vários arranques dos motores e deste modo é adicionado um valor fixo
superior à evolução normal.
11.4.2 Turbina de Alta Pressão
Gráfico 72 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1.
Gráfico 73 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2.
Gráfico 74 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3.
11.4.3 Turbina de Baixa Pressão
Gráfico 75 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1.
Gráfico 76 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2.
58
Gráfico 77 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3.
11.4.4 Análise dos Resultados
De acordo com os gráficos apresentados, nota-se que a aplicação dos valores do ciclo nos
registos que são nulos, originam uma subida bastante acentuada no seu valor final. Isto deve-se ao
facto dos valores que são nulos serem substituídos pelos valores apresentados na carta de trabalho.
Esta é uma solução possível para corrigir as lacunas encontradas na base de dados, no
entanto como existem alguns registos com valores de arranques nulos dos motores, estes resultados
são aproximados. Isto porque onde haviam registos nulos foi considerado apenas um arranque, o que
poderá não estar de acordo com a realidade.
De seguida serão apresentados os resultados obtidos segundo o programa implementado
para mais tarde comparar as diferentes soluções.
59
11.5 Evolução dos ciclos em função do programa implementado
Os dados aqui apresentados foram conseguidos a partir da ferramenta automática que foi
implementada, descrita no capítulo 11.2. Depois de analisar os resultados, através dos gráficos, será
feita uma comparação dos três métodos de cálculo, com o objectivo de referir a melhor solução.
11.5.1 Compressor Centrífugo
Gráfico 78 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1 com as correcções
efectuadas.
Gráfico 79 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2 com as correcções
efectuadas.
Gráfico 80 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 3 com as correcções efectuadas.
11.5.2 Turbina de Alta Pressão
Gráfico 81 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1 com as correcções.
Gráfico 82 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2 com as correcções efectuadas.
60
Gráfico 83 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3 com as correcções efectuadas.
11.5.3 Turbina de Baixa Pressão
Gráfico 84 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1 com as correcções
efectuadas.
Gráfico 85 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 2 com as correcções
efectuadas.
Gráfico 86 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3 com as correcções efectuadas.
11.5.4 Análise dos Resultados
Os valores finais relativos ao somatório dos ciclos dos vários módulos são agora diferentes,
pois foram contabilizados os ciclos que antes eram nulos, substituindo-os pelos valores obtidos
através das expressões em função das horas de funcionamento. Como se pode ver nos gráficos
apesar de ainda existirem alguns patamares verticais, são em menor número que na aborsagem
anterior.
Agora para finalizar este estudo, vai comparar-se os três métodos de cálculo diferentes e
verificar as suas evoluções.
61
11.6 Comparação dos três métodos de cálculo analisados
Nesta secção são apresentados de seguida os gráficos, relativos também aos módulos que
foram analisados anteriormente da aeronave Alpha, que contêm a informação dos ciclos obtidos
pelos três métodos implementados (Valores da PGS – PGS; valores obtidos com a correcção descrita
na carta de trabalho – CT; valores obtidos segundo a ferramenta com aproximações dos ciclos em
função das horas de voo – PRG). Deste modo, será mais fácil comparar as diferentes evoluções.
O objectivo da comparação é determinar o método que poderá estar mais perto do que
acontece realmente.
11.6.1 Compressor Centrífugo
Gráfico 87 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 1 através dos três métodos.
Gráfico 88 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 2 através dos três métodos.
Gráfico 89 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 3 através dos três métodos.
62
11.6.2 Turbina de Alta Pressão
Gráfico 90 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 1 através dos três métodos.
Gráfico 91 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 2 através dos três métodos.
Gráfico 92 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 3 através dos três métodos.
Como se pode verificar nos gráficos apresentados, a aproximação dos ciclos efectuada pela
ferramenta implementada é semelhante à evolução dos ciclos feita pela aproximação da carta de
trabalho. Esta situação verifica-se, pois a turbina de alta pressão é a que apresenta maior desgaste, a
seguir à câmara de combustão, e deste modo a expressão obtida para fazer a sua aproximação
apresenta um declive maior. No entanto, a carta de trabalho indica que se deve colocar um registo de
1.2 ciclos por arranque, que em relação aos outros módulos é o mais baixo (tabela 8), fazendo com
que as duas evoluções se aproximem bastante.
11.6.3 Turbina de Baixa Pressão
Gráfico 93 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 1 através dos três métodos.
Gráfico 94 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 2 através dos três métodos.
63
Gráfico 95 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 3 através dos três métodos.
Como se pode verificar através dos gráficos apresentados, o valor total dos ciclos
apresentados pela PGS é muito baixo relativamente aos outros dois métodos implementados. Esta
situação é fácil de compreender, pois existem muitos registos nulos, ou seja não foram registados os
ciclos correspondentes.
Em relação aos resultados obtidos de acordo com a carta de trabalho, estes são os que
apresentam valores mais altos. Considera-se assim que este será um método bastante conservador,
enquanto que o método implementado, para além da aproximação, ainda foi considerado um factor
de segurança igual ao desvio padrão. É ainda assim um método conservador mas que tem em conta
as horas de voo no cálculo dos ciclos.
Apresentam-se de seguida os valores finais, relativos ao desgaste dos vários módulos,
obtidos pelos três métodos. Desta forma torna-se mais fácil comparar os resultados.
Ciclos Registados
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos -
CT
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos -
PRG
Percentagem de desgaste
Compressor Axial
111,81 6,58% 201,81 11,87% 164,91 9,70%
Compressor Centrífugo
124,2 7,31% 202,2 11,89% 178,87 10,52%
Turbina de Alta
Pressão 140,1 11,68% 227,37 18,95% 217,93 18,16%
Turbina de Baixa
Pressão 155,37 7,40% 230,1 10,96% 204,53 9,74%
Câmara de Combustão1
191,42 303,43
Tabela 9 – Valores comparativos dos ciclos no motor 1.
1 Não existe limite de ciclos definido pelo fabricante.
64
Ciclos Registados
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos -
CT
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos -
PRG
Percentagem de desgaste
Compressor Axial
122,98 7,23% 208,48 12,26% 179,2 10,54%
Compressor Centrífugo
133,11 7,83% 207,21 12,19% 193,18 11,36%
Turbina de Alta Pressão
151,09 12,59% 228,4 19,03% 227,5 18,96%
Turbina de Baixa
Pressão 156,04 7,43% 236,59 11,27% 221,17 10,53%
Câmara de Combustão
194,59 299,62
Tabela 10 – Valores comparativos dos ciclos no motor 2.
Ciclos Registados
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos -
CT
Percentagem de desgaste
Correcção dos ciclos –
PRG
Percentagem de desgaste
Compressor Axial
114,02 6,71% 202,52 11,91% 167,48 9,85%
Compressor Centrífugo
126,68 7,45% 203,38 11,96% 181,79 10,69%
Turbina de Alta Pressão
145,44 12,12% 230,28 19,19% 221,93 18,49%
Turbina de Baixa
Pressão 155,88 7,42% 233,94 11,14% 215,81 10,28%
Câmara de Combustão
178,71 279,29
Tabela 11 – Valores comparativos dos ciclos no motor 3.
Como se pode verificar nas tabelas 9, 10 e 11, a percentagem de desgaste dos diferentes
componentes ainda é pequena. No entanto, já é possível ter uma ideia dos componentes que sofrem
um maior desgaste. O valor percentual apresentado, foi obtido em função do componente do módulo
que apresenta o valor mais baixo de ciclos para a sua revisão geral (tabela 2, 3 e 4).
Constata-se que a câmara de combustão não tem qualquer valor em termos de percentagem,
isto porque não existe qualquer indicação nos manuais dos respectivos limites para revisão geral
(porque não estão definidos pelo fabricante). Ao nível da manutenção não se encontrou nenhum valor
que delimitasse o tempo de utilização deste módulo, nem respeitante a ciclos, nem respeitante a
horas de utilização.
É uma situação um pouco estranha tendo em conta que a PGS faz uma gestão do desgaste
da câmara de combustão e depois não existem referências para limitar o seu uso.
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Nas cartas de trabalho não existem referências aos ciclos que devem ser colocados na
câmara de combustão, deste modo não foi efectuado o seu cálculo.
Analisando os resultados a nível geral, torna-se evidente que o motor 2 é o que apresenta um
maior desgaste, o que faz sentido, pois este é o motor principal que está directamente ligado à caixa
redutora principal, o qual geralmente permanece sempre ligado em voo (este motor pode ser
desligado em voo). Os motores 1 e 3 apresentam praticamente o mesmo desgaste, no entanto é um
pouco mais baixo que o motor 2. Isto porque em voos de longo curso é possível desligar ou diminuir a
potência dos motores para que o consumo de combustível seja menor e o desgaste do motor não
seja tão elevado.
Ao nível dos diferentes módulos, constata-se que a câmara de combustão apresenta um
maior desgaste, o que é compreensível pois nesta secção são atingidas temperaturas mais elevadas.
Em relação aos três motores, antes de ser feita a correcção dos ciclos, o motor 2 era o que
apresentava maior desgaste mas depois passou a ser o motor 1 com uma contagem superior de três
ciclos. Esta situação não parece muito coerente de acordo com os dados globais. Deste modo a
análise que foi feita para este módulo não parece estar propriamente correcta, mas poderá ser
melhorada quando houver mais registos podendo obter depois uma melhor aproximação. O novo
valor final dos ciclos para os três motores é cerca de 50% maior que o registado na PGS, isto devido
à existência de muitos valores nulos e ao declive da expressão obtida ser elevado, pois é a secção
que sofre maior desgaste em função do tempo de utilização.
As secções compostas pelo compressor axial, compressor centrífugo e turbina de baixa
pressão apresentam, pelo método implementado segundo a carta de trabalho, um aumento de cerca
de 5% nos três motores, em relação ao valor registado na PGS. Em relação aos valores obtidos pela
ferramenta implementada, estes apresentaram um aumento de cerca de 3%.
Em relação à turbina de alta pressão a diferença obtida já foi maior, verificou-se um aumento
de 7% pelos cálculos relacionados com a carta de trabalho. Os resultados obtidos pelo programa
apresentam um aumento de cerca de 6%. De acordo com estes resultados conclui-se que esta é a
segunda zona mais afectada no motor (como seria de esperar). Mais uma vez se verifica que a
secção que sofre maior desgaste apresenta uma maior diferença na correcção dos ciclos em relação
aos registados na PGS.
De acordo com os resultados apresentados, pode-se concluir que o método implementado a
partir da carta de trabalho é o mais conservativo. No entanto existem alguns resultados em que estes
valores se aproximam bastante dos resultados obtidos a partir da ferramenta implementada.
Tendo em conta que o objectivo da monitorização de condição é mostrar resultados rigorosos
de modo a rentabilizar o tempo de vida das peças, deve ser adoptado um método que não seja tão
conservativo. Porém, deverá sempre existir uma margem de segurança.
Na ferramenta que foi implementada, a margem de segurança atribuída foi o desvio padrão
obtido na análise efectuada no capítulo 11.2. Este método mostrou que o valor atribuído aos ciclos
não é tão conservativo, permitindo assim prolongar a utilização dos vários componentes com
segurança.
67
12. Conclusões
As conclusões obtidas neste trabalho advêm dos objectivos estabelecidos, os quais foram de
um modo geral atingidos. Obteve-se um maior conhecimento ao nível da monitorização dos motores
da aeronave, identificando algumas das principais lacunas existentes e a sua possível resolução.
Foi feita uma análise alargada aos alertas que obtiveram um maior número de ocorrências,
verificando-se quais os motivos pelos quais são accionados. Nesta área foi implementada uma
ferramenta automática com o objectivo de simplificar a visualização dos registos obtidos relacionados
com os alertas, de uma forma simples para qualquer aeronave e voo específico.
Em relação à análise dos ciclos verificaram-se algumas lacunas que certamente iriam no
futuro influenciar a decisão de enviar os componentes para a revisão geral. Deste modo foi
implementada uma ferramenta automática com o objectivo de corrigir os erros detectados. Os
resultados que foram obtidos são de certa forma coerentes, tendo em conta o estudo que foi feito. Os
valores apresentados pela ferramenta implementada encontram-se limitados pelos valores registados
na PGS e pela aproximação apresentada na carta de trabalho, aproximando-se mais a esta última
situação. O que de certa forma leva a concluir que a ferramenta utilizada não é tão conservativa
apresentando resultados com uma boa margem de segurança.
Quanto às várias análises efectuadas e aos resultados obtidos, é possível estabelecer uma
série de conclusões que vão, posteriormente, sustentar um conjunto de recomendações com o intuito
de melhorar o programa de manutenção na área dos motores da frota de EH101.
Deste modo, serão então apresentadas as seguintes conclusões:
• Analisando as várias aeronaves e o registo de alertas que se obtiveram, constata-se que
a aeronave Lima, foi a que obteve um maior número de anomalias. Numa análise geral de
todos os motores, o número 2 é o que exibe mais ocorrências.
• Os parâmetros Raw Ng e Calculated Ng apresentam valores muito elevados, não estando
enquadrados com os valores limites que foram estipulados, o que indica um problema
com o algoritmo ou apresentação dos dados na PGS. No entanto a sua evolução parece
estar em conformidade com os valores obtidos nos outros parâmetros.
• Nos valores obtidos do torque, observa-se que estes estão na maior parte das vezes
acima dos limites estipulados, apresentando uma média superior a 200%. No entanto, a
tabela que regista o tempo despendido nas várias gamas de torque, mostra que o torque
não excedeu os 128%. Conclui-se assim que poderá haver um problema ao nível do
processamento destes dados.
• Constatou-se que os alertas são despoletados no momento em que existe um registo
completamente desfasado da evolução dos dados, picos anormais na evolução dos
parâmetros. Por vezes os valores que antecedem o momento do registo da falha são os
que se encontram fora dos limites, activando o alerta depois de se registar um pico onde
esse valor está dentro dos limites. É por exemplo o caso do alerta 158, registo 18.
• Existem algumas situações em que os alertas activados são posteriores ou anteriores às
datas de início e fim do voo. Noutras situações o mesmo acontece mas só em relação às
68
horas do acontecimento. É de referir que na situação em que o download é feito
manualmente, o registo de início e fim do voo é também feito desta forma, podendo assim
haver algumas incorências.
• Uma das falhas também detectada foi o número de registos de arranques dos motores
que foram efectuados em cada voo. Foram encontradas algumas situações em que esse
valor era nulo, o que não faz sentido. Esta situação remete também para o problema
detectado no registo dos ciclos.
• No que diz respeito aos ciclos, factor importante para a manutenção e gestão da frota,
verificou-se uma série de situações que influenciavam bastante a sua evolução.
Observou-se então que existia uma grande quantidade de registos nulos, assim como
índices de desgaste demasiado pequenos comparativamente com registos efectuados em
voos com aproximadamente o mesmo tempo de duração. De acordo com estas
observações, foi implementada uma aplicação para o melhoramento da evolução dos
ciclos. Os resultados obtidos foram coerentes, concluindo-se que o motor 2 em todas as
aeronaves é o que apresenta maior desgaste em todos os seus componentes.
• A evolução deste trabalho foi de certa forma condicionada pelo facto de não ser possível
aceder ao algoritmo de cálculo, assim como as intervenções manuais de informação
poderem induzir em erro nas análises das anomalias.
• A nível pessoal este trabalho contribuíu bastante para o conhecimento da ferramenta de
monitorização e controlo da aeronave, a PGS, aprofundando mais o conhecimento na
área de controlo do motor. Houve também mais valias relacionadas com os intervenientes
no processo de controlo, alertando-os para a introdução de um valor nos ciclos no caso do
download ser feito manualmente.
69
13. Recomendações
Após todo o estudo realizado sobre o sistema de monitorização da aeronave EH101, em
particular pelo sistema Engine do HUMS, é possível elaborar um conjunto de recomendações que
visam corrigir, compreender e aperfeiçoar toda a envolvente que se gere acerca deste sistema.
Indicam-se então as seguintes recomendações:
• Actualizar o levantamento de alertas que ocorreram e fazer uma análise de acordo com as
falhas nas aeronaves que obtiveram o maior número de registos.
• Recorrer ao fabricante que desenvolveu a PGS e expor o problema detectado sobre os
valores registados do Raw Ng e do Calculated Ng. Em relação aos dados do torque,
apresentar as duas tabelas onde estes são registados e explicar a sua incompatibilidade.
• Tomar conhecimento da forma como os alertas são despoletados pelo programa, tendo
em conta o estudo feito no capítulo 10.2.
• Verificar se o alerta 158 continua a ser accionado na aeronave Delta, no motor 2, visto ser
o único a obter esta falha, caso se verifique o melhor será realizar uma inspecção ao
sensor e a câmara de combustão.
• Em relação à aeronave India verificou-se que o alerta 174 ocorreu 16 vezes apenas no
motor 2, o que é um valor muito elevado tendo em consideração o número de ocorrências
em outras aeronaves, deste modo é aconselhável realizar uma inspecção aos sensores.
• O estudo dos ciclos baseou-se numa análise estatística de dados embora o número de
voos efectuados por toda a frota seja ainda relativamente baixo. É então aconselhável no
futuro realizar mais um estudo nesta área.
• Ao nível da PGS era importante ter uma opção onde fosse possível ter uma apresentação
com os alertas ocorridos juntamente com o número de ocorrências registadas em todas as
aeronaves, de modo a poder ter uma ideia das falhas que mais ocorrem e onde.
• O motor que está sujeito a um maior desgaste é o 2, deste modo poderá ser feito um
estudo para ver até que ponto compensa fazer uma rotatividade dos motores de modo a
que o desgaste evolua uniformemente.
• Os índices do PPI indicam o desempenho do motor relacionado com os valores obtidos do
TIT e do Nf. O estudo destes parâmetros não foi aprofundado no presente trabalho, sendo
importante a sua análise pois é um factor indicativo do rendimento do motor.
71
14. Bibliografia
[1] “Training Manual – Portugal”, Augusta-Westland, Issue 1, 2004.
[2] “Portuguese Ground Station (PGS) – Application User Guide”, Aerosystem International Limited,
2004.
[3] “Portuguese Ground Station (PGS) – Main Application Software Design Description (SDD)”,
Aerosystem International Limited, 2004.
[4] “Maintenance Management System (MMS) – Product Database Design Description”, Aerosystem
International Limited, 2004.
[5] C-IETP – “Compound Interactive Electronic Technical Publications”.
[6] RTM 322 – Rolls-Royce Turbomeca, “Manual de intrucções”.
[7] Borges, João E. B. Teixeira, “Propulsão I – Acetatos”, Engenharia Aeroespacial.
[8] Azevedo, A., Abreu, A., Carvalho, V., “Base de Dados com Microsoft Acces XP, Desenho e
Implementação”, Tecnologias, 2002 – 1ª Edição.
75
Compressor Axial
Evolução dos ciclos registados na PGS do compressor axial no motor 1.
Evolução dos ciclos registados na PGS do compressor axial no motor 2.
Evolução dos ciclos registados na PGS
do compressor axial no motor 3.
Evolução dos ciclos pelos três métodos apresentados do compressor axial no motor 1.
Evolução dos ciclos pelos três métodos apresentados do compressor axial no motor 2.
76
Evolução dos ciclos pelos três métodos apresentados do compressor axial no motor 3.
Câmara de Combustão
Evolução dos ciclos registados na PGS da
câmara de combustão no motor 1.
Evolução dos ciclos registados na PGS da câmara de combustão no motor 2.
Evolução dos ciclos registados na PGS da câmara de combustão no motor 3.