ANALISIS DE FALLAS

ORGANISMO PÚBLICO DESCENTRALIZADO DEL GOBIERNO FEDERAL

� Análisis de Fallas

Módulo Optativo Transversal Norma de Institución Educativa Sexto Semestre

T/Q-ANFAL-01

Manual del alumnoManual del alumnoManual del alumnoManual del alumno de la Carrera de de la Carrera de de la Carrera de de la Carrera de

Profesional TécnicoProfesional TécnicoProfesional TécnicoProfesional Técnico----Bachiller enBachiller enBachiller enBachiller en

Sistemas Electrónicos de Aviación y Mantenimiento de Motores y

Planeadores


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DIRECTORIO Director General Wilfrido Perea Curiel Secretario Académico Francisco de Padua Flores Flores Director de Desarrollo Curricular de la Formación B ásica y Regional Carmelo Tomás Pérez Alvarado Director de Diseño Curricular de la Formación Ocupa cional Violeta Araceli Figueroa Villareal Directora de Formación Académica Fernando Eulogio Sánchez Robles Directora de Acreditación y Operación de Centros de Evaluación Virginia Rivera Bernal

PROGRAMA DE ESTUDIOS Módulo: Análisis de Fallas Carrera: PT-B en Sistemas Electrónicos de Aviación y Mantenimiento de Motores y Planeadores Área: Electricidad y Electrónica Mantenimiento e instalación Sexto Semestre Derechos Reservados D. R. © 2004, Colegio Nacional de Educación Profesional Técnica Este Material es vigente a partir de agosto 2004 Prohibida la reproducción total o parcial de esta obra por cualquier medio, sin autorización por escrito del Conalep. Av. Conalep #5, Col. Lázaro Cárdenas, C. P. 52140, Metepec, Estado de México

HECHO EN MÉXICO Primera Edición ISBN: En trámite www.conalep.edu.mx


Análisis de Fallas 3

ÍNDICE

Mensaje al alumno

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Competencias

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Simbología 7

CAPÍTULO 1. SISTEMA HIDRÁULICO 8 1. Sistema hidráulico 9 1.1. Tren de aterrizaje 12 1.1.1. Subsistemas 13 1.1.2.Extensión y retracción 14 1.1.3.Secuencia de operación y control 15 1.2 Controles de vuelo 17 1.3 Sistema neumático 18 1.4 Aire acondicionado 21 1.5. Presurización 25 1.5.1 Protección contra hielo y lluvia 29 1.5.2. Protección contra incendios 30 1.6. Oxigeno 33 1.6.1. Sistema de oxigeno a pasajeros 36 1.7. Luces 36 1.8. Estructuras 38 1.8.1. Puertas 40 1.8.2. Equipo interior 41 1.8.3. Agua y baños 43 1.9. Motores 45 Actividades Prácticas Transferencia a otros contextos Autoevaluación Sugerencias bibliográficas Capítulo 2. Sistema Eléctrico y Electrónico 47 2. Descripción del sistema eléctrico 48 2.2.sistema electrónico


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Actividades Prácticas Transferencia a otros contextos Autoevaluación Sugerencias bibliográficas Respuestas a la autoevaluación Glosario Referencias bibliográficas



MENSAJE AL ALUMNO El presente manual busca apoyar tu formación como técnico profesional bachiller en Sistemas Electrónicos de Aviación y Mantenimiento de Motores y Planeadores. Con ese objetivo se han incluido explicaciones sobre los diversos sistemas de las aeronaves, sus fallas más comunes y las formas de detectarlas, para fines tanto de prevención como de corrección. Si bien todas las carreras que se imparten en CONALEP requieren una gran responsabilidad en su ejercicio profesional, las relacionadas con la aviación son particularmente demandantes, ya que las fallas y errores en ésta área pueden tener consecuencias fatales y catastróficas. Ante ello te invitamos a prestar particular atención los procedimientos para la detección de fallas, en virtud de que de tu trabajo dependerá no solo tu bienestar personal, sino la seguridad de muchas personas. En este manual encontrarás, además de las descripciones y explicaciones, ejercicios y prácticas que reforzarán tus habilidades en la materia, por lo que te recomendamos a desarrollarlos con atención y cuidado.


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COMPETENCIAS

Análisis de fallas

Competencias laborales

Capítulos

1. Detección de fallas de los sistemas mecánicos de la aeronave

1

2. Detección de fallas de los sistemas eléctricos y electrónicos de la aeronave

2


Análisis de fallas 7

SIMBOLOGÍA

Investigación de campo

Investigación documental

Actividad Individual

Trabajo en equipo

Ejercicios

Prácticas

Transferencia a otros contextos

Autoevaluación



1 SISTEMA HIDRÁULICO



1. SISTEMA HIDRAULICO

Interruptor de interconexión de tierra (200) La selección de interruptor de interconexión de la tierra a la posición OPEN permite que el sistema de presión B sea conectado al sistema A .para prueba funcional en tierra. La válvula de interconexión de tierra abre solamente si el freno de estacionamiento esta puesto y el avión esta en el modo de tierra. La válvula de interconexión de tierra puede estar inoperativa para despacho siempre y cuando este en posición de cerrado. La alimentación eléctrica a la válvula deberá removerse y la palanca de sobrepaso deberá colocarse en la posición de cerrado. Luz de sobre temperatura hidráulica- bomba eléctric a (200) La iluminación de la luz amarilla de sobre temperatura indica que la bomba hidráulica y/o el fluido utilizado para enfriar y lubricar la bomba movida por el motor eléctrico tiene sobre temperatura. Hay dos sensores utilizados por esta luz. Cualquier sensor ilumina la luz. La presión del sistema puede ser mantenida solamente con la operación de una bomba. La luz de baja presión de la bomba hidráulica (200) La iluminación de la luz de baja presión de la bomba hidráulica indica que la presión de salida de la bomba respectiva es baja. La luz Master Caution y el del tablero anunciador también se iluminan por baja presión hidráulica. El circuito de aviso de baja presión esta alambrado hacia la palanca de extensión contra incendios. Cuando cualquier palanca se jala el liquido a la bomba asociada con el motor se detiene y la luz de baja presión se desactiva. Una operación continua sin fluidos hidráulicos a la bomba de motor provoca daños en la bomba debido al congelamiento del liquido en la parte interna de la bomba. Una pregunta típica común es la localización del sensor de baja presión que esta localizado en la bomba. Cuando se selecciona la bomba en ON si se nota que ambas luces se baja la presión se apagan indica que la válvula check falla del lado opuesto de la bomba seleccionada. La luz de baja presión hidráulica puede estar inoperativa para despachos siempre y cuando se verifique que la salida de la bomba respectiva este conectada. Algún procedimiento para que la tripulación siga las pruebas. Después de arrancar el motor asegura que el sistema A esta activo, verificar que el sistema esta presunzado para la luz del sistema de presión respectivo, el motor no necesita ser arrancado seleccionar el interruptor respectivo a ON y verifica que el sistema presunce. Interruptor de bombas movidas por el interruptor (200) La selección a ON de respectivo interruptor de la bomba hidráulica movido por el motor desenergiza la válvula de bloqueo en la bomba y permite que la presión del sistema entre. El interruptor de la bomba deberá permanecer en ON hasta el fin del vuelo para prolongar la vida de la nave. La selección de interruptor a la posición OFF energiza la válvula de bloqueo para impedir la salida de la presión hidráulica de la misma



Sistema hidráulico (200) El sistema hidráulico es proporcionado por tres fuentes independientes sistema A, sistema B y el sistema alterno. El sistema A recibe presión hidráulica de dos bombas movidas por el motor localizadas en cada uno de los motores. El sistema B recibe presión de dos bombas movidas eléctricamente. La presión de sistema stand by recibe de una bomba hidráulica auxiliar eléctrica. Normalmente la presión de cada sistema eléctrico es de 3000 PSI. Cada sistema hidráulico tiene un tanque de líquido, localizada en el pozo de área de tren. Los tanques están presunzador por la 13ª etapa del pulgar del aire de los motores los cuales entran directamente del tanque del sistema. El liquido hidráulico balancea las líneas correctas entre los tanques eso proporciona una presión constante para asegurar la alimentación del liquido. El sistema hidráulico A fluye desde el tanque a través de las válvulas de corte contra el fuego controlado por los interruptores contra fuego. Jalando las palancas y el interruptor contra el flujo del liquido a las bombas respectivas y desactiva la luz de baja presión de la bomba hidráulica. Al seleccionar la bomba a posición OFF la bomba se enfriara y lubricara la parte interna de la bomba. El intercambiador del calor del sistema esta localizado en el tanque de combustible principal nº1 y estará cubierto de combustible en la operación a la bomba de ambos sistemas, se requiere para despacho solamente la función de la despresurización deberá estar interactiva. Los componentes que almacenan el sistema hidráulico A son: A.-freno interno B.-spoiler de vuelo interno c.- spoiler de tierra d.- alerones e.- elevadores f.- timón g.- flaps h.- slats i.- tren de aterrizaje j.- control de la rueda de nariz K.-reversa l.- spoiler interno. El sistema hidráulico B esta conectado al sistema A y el tanque alterno a través de la línea de balance proporciona de las línea, de la balance es para servicios y presunzancion de los sistemas hidráulicos. El intercambiador de calor del sistema hidráulico B esta localizado en el tanque de combustible nº2 y es mas grande que el de intercambiador de calor que el sistema B. el intercambiador de calor deberá estar cubierto con un mínimo de 1676 pulgadas de combustible para una operación normal los dos motores eléctricos tienen válvulas unidireccionales (check) ara aislar de la una a la otra.



Solo uno de los dos sistema B hidráulica puede estar en operativo para despachar siempre y cuando la reversa esta en operación normal. Los componentes que alimentan el sistema hidráulico B son los siguientes: a.- frenos exteriores B.-spoiler de vuelo externo C.-alerón D.-elevadores E.-timón f.- amortiguador de guiñado g.- piloto automático H.-spoiler externo (anolog) I.-spoiler interno/externo (digital) La banda hidráulica alterna trabaja como respaldo de los sistemas A y B. el sistema alterno esta conectado por una línea de balance como se indica para los sistemas B. solamente una bomba hidráulica alimenta el sistema. El sistema alterno puede ser activado manualmente seleccionando cualquier interruptor en la cabina de vuelo a la posición STBY o seleccionando el interruptor maestro alterno de flaps a ARM. La bomba hidráulica debe estar operativa para despacho. Los componentes asociados al sistema alterno son: a.-slats en su función de extendido b.- reversa C.-timón alterno La luz de sobre temperatura de la bomba eléctrica (300) La iluminación de la luz amarilla de sobre temperaturas indica que la bomba hidráulica y/o el liquido utilizado para enfriar y lubricar la respectiva bomba hidráulica movida por el motor hidráulico se ha sobrecalentado. El sensor de sobre temperatura esta localizada en la línea en el retorno del casco y dentro de la misma el sensor de esta calibrado a 104ºc para que se ilumine la luz de advertencia de sobre temperatura, cuando la temperatura interna disminuye a menos de 74ºc la luz deberá apagarse. Luz de baja presión de la bomba hidráulica (300) La iluminación de la luz de baja presión hidráulica indica que la presión de salida de la bomba respectiva esta baja. La luz de Master Caution y del tablero anunciado también se elimina por baja presión hidráulica. El circuito de aviso de baja presión alambra hacia la palanca contra fuegos del motor cuando cualquier palanca contra fuegos se jala, el líquido hidráulico asociado al motor se corta y la luz de baja presión se desactiva. La operación extendida sin líquido hacia la bomba provoca daños por congelamiento de líquidos en la parte interna de la bomba. Interruptor de la bomba manda por el motor La selección del interruptor de la bomba hidráulica manda por el motor a ON desenergiza la válvula de bloqueo en la bomba y permite que la presión entre en el sistema seleccionado.



1.1. Tren de aterrizaje

El tren de aterrizaje consiste de dos trenes principales y un tren de nariz, el tren principal está localizado debajo de cada motor, atrás de la viga trasera de las alas. El tren de nariz está localizado debajo del sistema de aviso de altitud de la cabina de presurización delantera, de la cabina de vuelo. Los frenos se localizan en cuatro ensambles, uno montado en cada rueda del tren principal, los controles e indicadores del tren de aterrizaje esta localizados en la cabina de vuelo e incluyen: la palanca del tren de aterrizaje , luces indicadores, palanca de extensión manual, palanca del freno de estacionamiento e indicadores rueda de control del tren de nariz los interruptores del control de anti derrape y luces de sistema inoperativo así como el interruptor de control del sistema automático de frenado y luces de desarmado.



1.1.1 Subsistemas Un sensor aire/tierra es proporcionado. El movimiento del tren principal de aterrizaje derecho y el tren de nariz es utilizado para proporcionar el sensor el estatus de aire o tierra, interruptores de estado sólido son utilizados para controlar los relevadores de control. El tren de nariz se utiliza para el control direccional cuando el avión esta en tierra. Uno volante localizado en la cabina de vuelo gira a 78° de la rueda de izquierda a derecha. El sistema de tren de nariz es operado también por los pedales cuando el avión esta en tierra. Los pedales del tren permiten 7° de izquierda a der echa del centro. Sistema de frenos Los frenos son proporcionado por conjunto de frenos localizados en los ruedas del tren principal. Los frenos son aplicados manualmente utilizando los pedales automáticamente, utilizando el sistema de frenos automático. En cualquier caso el sistema anti derrape utiliza válvulas de anti derrape en forma normal o alterna, para modular la presión de los frenos y optimizar el frenado en cualquier condición de la pista.los controles para los sistemas de anti derrape y frenado automático están localizados en el tablero p5, junto a la palanca del tren de aterrizaje. El freno de estacionamiento permite colocar los frenos cuando el avión está estacionado. Una luz roja indica cuando el freno de estacionamiento esta puesto.



1.1.2. Extensión y retracción El sistema del tren de aterrizaje es operado moviendo la palanca de control en la cabina de vuelo, un sistema de cables transmite el movimiento de la palanca de control a la válvula selectora localizada en el poza izquierdo, cuando es movida por los palanca de control la válvula selectora dirige la presión hidráulica para actuar el tren para extensión o retracción la palanca manual de extensión del tren de aterrizaje es utilizada para bajar el tren de aterrizaje cuando el sistema de presión hidráulica no está disponible, jalando la palanca manual de extensión transmite mediante poleas y cables para desasegura el tren de aterrizaje de sus posición asegurada, cuando se libera el mecanismo desasegurada, el tren caerá por gravedad a la posición de abajo y asegurada.



1.1.3. Secuencia de operación y control Con la palanca de control del tren de aterrizaje puesta en la posición ambas, presión hidráulica presuriza la línea de anda. El tren principal y de nariz actúan hidráulicamente para retractar la presión va al paquete modular, los limitadores de flujo, en conjunto con el cilindro de transferencia permiten a los actuadores desasegurarse e iniciar el proceso de retroacción antes de que se aplique presión máxima a los actuadores del tren principal y tren de nariz. Este es un movimiento momentáneo y luego los actualizadores del tren principal y de nariz proporciona tan la fuerza necesaria para la retracción del tren, cuando el tren está en la posición de retractado un pistón actuador permite asegurarlo en esta posición, el tren de nariz también sube y se asegura.



Presión hidráulica desde las líneas de ambas se utiliza para frenar la rotación de las ruedas antes de entrar a las aéreas de los pozos.



1.2 Controles de vuelo

Los alerones elevadores y timón controlan al avión alrededor de sus ejes longitudinal, lateral y vertical respectivamente, la operación normal de estos controles primarios son mediante presión hidráulica alimentada desde los sistemas Ay B, cada sistema por si sola opera los controla de vuelo primario, una operación alterna cuando toda la presión hidráulica se pierde se tiene en forma manual en los elevadores y alerones. Hay alenta y paneles de balance que ayudan al movimiento de los alerones y elevadores usando la fuerza aerodinámica. La operación alterna del timón es mediante presión hidráulica alterna mediante un actuador independiente, no hay paneles ni aletas para balanceo en el timón. Los spoilers están divididos en dos grupos spoilers de vuelo y spoiler de tierra. La función de los spoilers de tierra es como frenos de velocidad en tierra. La función de los spoilers de vuelo como frenos de velocidad en vuelo y en tierra y para controlar el alerón a grandes relación de alerón. Los spoilers de vuelo exteriores 2 y 7 son alimentados hidráulicamente desde el sistema B. Los spoilers internos de vuelo y todos los spoilers de tierra son movidos hidráulicamente por el sistema A. Los flaps interiores y exteriores son operados para sistemas único de tubo de tanque, la operación normal de los flaps es mediante la operación del sistema B un motor eléctrico puede mover el tubo de taque cuando no exista presión hidráulica. Los flaps y los slats se operan normalmente desde el sistema hidráulico B durante la operación normal con el sistema B los flaps tienen dos dispositivos de posición retractado y extendido, y los slats tiene tres dispositivos de posición, retractado, extendido y completamente extendido. La operación alterna de los flaps y slats es proporcionada por el sistema hidráulico alterno durante lo operación alterna los flaps se mueven solamente a la posición extendida y los



slats se mueven a la posición de completamente extendidos. El sistema alterno no se puede utilizar para retárdalos. El movimiento del estabilizador horizontal es para el cabeceo del avión controlado sobre su eje lateral. El estabilizador se mueve manualmente mediante poleas o mediante un motor eléctrico o mediante el piloto automático

1.3 Sistema neumático El sistema de purga de aire de los motor extrae aire desde el compresor del motor para obtener los requerimiento de flujo hacia los sistemas utilizados este controla La presión y temperatura del aire purgado y dirige este hacia los ductos del neumático para su distribución. El sistema consiste de lo siguiente: Válvula en la etapa de alta presión

Una válvula actuada y controlada neumáticamente está instalada en la 9°etapa de los compresores del motor. A un empuje reducido la válvula abre automáticamente para permitir que alta presión de aire de la 9°etapa satisfaga la demanda del aire, una válvula unidireccional en la 5°etapa del compresor evita qu e el flujo se regrese durante una



operación de alta presión de purga. Cuando la válvula de alta purga se cierra la purga de la 5°etapa alimenta el sistema neumático. Válvula de corte y regulador de presión. Una válvula controlada eléctricamente y actuada neumáticamente desarrolla cuando funcioné en el sistema de purga del motor. Abre y cierra en respuesta al interruptor de control en el tablero P5 o cuando la temperatura y la presión excede los límites. Evita un flujo inverso cuando la presión del viento excede la presión alimentada por el motor. Modula los limites de presión en el múltiple neumático a 45+/- 4 psi limita la temperatura a 450°f. Pre enfriador es un intercambiador de calor aire-aire que utiliza el aire del FAN para enfriar el aire purgado del motor. Una válvula de control del pre enfriador es actuada neumáticamente para controlar la modulación del aire frio en respuesta al sensor del aire purgado del motor, este sistema limita la temperatura de 390°- 440°f. Interconexión del sistema.

El ducto de neumático recibe el aire limitado en temperatura y presión desde las purgas de aire del motor o del sistema alterno, APU o neumático de tierra, y dirige este a los sistemas utilizado, el sistema está dividido en dos izq. y derecho normalmente cerrado por una válvula de aislamiento del 115v AC movida por el motor.



El sistema izquierdo recibe aire desde el motor n°1 del APU hacia la alimentación al sistema de aire acondicionado izquierdo, sistema de antihelio del a la izquierda, agua potable y presentación del sistema hidráulico. El sistema derecho esta presunzado desde el motor n°2 o de la fuente de neumático externa para alimentar el sistema de aire acondicionador derecho. El sistema de anti hielo del a la derecha y el sistema de presunzacion del sistema hidráulico. Los dos sistemas están conectados cuando sea requerida abrir la válvula de aislamiento. Transmisiones de presión están conectadas en ambos sistemas. Controles del sistema neumático Los controles del sistema neumático están localizados en el tablero P5 del lado derecho, este consiste de 3 interruptores (motores 1y2 y APU), los de precaución del sistema, interruptor de la válvula de aislamiento e indicador doble de presión. Operación.



Los interruptores de purga de los motores 1 y 2, controlan sus válvulas de corte y regulador de presión respectiva. El interruptor de purga del APU controla su válvula de purga, si los interruptores de purga de los motores y APU están en al posición en donde presumen simultáneamente el ducto la luz DUAL BLEED se iluminara. El interruptor de la válvula aisladora tiene 3 posiciones OPEN, CLOSED, AUTO. Esto permite que manual o automáticamente se conecten los sistemas izquierdo y derecho. En la posición AUTO la válvula aisladora abrirá automáticamente si alguno de los interruptores de los paquetes o el interruptor de purga se mueve a off. El indicador de presión doble verifica esta operación. Los interruptores del paquete derecho o izquierdo y el interruptor del FAN de recirculación controlan la ventilación de la cabina. Seis luces, tres en cada sistema se iluminan cuando una condición de sobre temperatura se detecta la luz BEED TRIP OFF indica que una válvula de purga del motor se ha cerrado de lado a sobre temperatura (490°f/254°c) o una sobre presión (180 psi) la luz PACK TRIP OFF indica que el paquete se ha cortado por sobre temperatura en cualquiera de los 3 localizaciones en cada paquete de aire acondicionado para apagar estas luces el botón TRIP RESET deberá presionarse después de que la falla ha sido corregida. La luz WING BODY OVERHEAT indica que un ducto de neumático tiene fuga, el botón OVHT TEST proporciona una prueba continua de este sistema. 1.4. Aire acondicionado El sistema de aire acondicionado proporciona un ambiente acondicionado para los pasajeros y tripulación calentado los compartimientos de carga enfriando el equipo electrónico y alimentando aire para la presunzacion del sistema. El aire es purgado desde el múltiple de neumático y acondicionado por dos paquetes de enfriamiento independientes y separados.



El flujo de aire que entra a los paquetes es regulado por las válvulas del paquete. De esta forma el aire del múltiple de neumático es muy caliente, este debe ser enfriado, el paquete enfriado parte del aire que viene del múltiple del neumático. El aire frio es mezclado con aire caliente y flujo al múltiple de distribución como aire acondicionado. El aire acondicionado del paquete derecho fluye al múltiple de distribución. Aire acondicionado fluye desde el paquete izquierdo al múltiple de distribución y a la cabina de vuelo, el múltiple de distribución principal alimenta la cabina de purgos sobre la cabeza de estos, atrae ves de dos rodeadores.



Un ventilador movido eléctricamente envía aire de la cabina del piloto y la de pasajeros atrae vez de filtro dentro de la múltiple principal distribución por de contribución. Un acoplamiento permite que un sistema externo de aire acondicionado alimente el sistema de distribución del avión durante una operación en tierra. El aire es controlado para una temperatura apropiada y a una relación de cambie en la cabina. El aire acondicionado se utiliza para presunzar el avión asegurar un vuelo confortable y seguro a altas altitudes. La salida del aire desde el fuselaje se controla por sistema de presunzacion.



Los paquetes de aire acondicionado recibe aire desde el sistema neumático, el paquete controla temperatura relación de flujo distribución atrae ves de la cabina de vuelo y pasajeros. El tablero de control del paquete de aire acondicionado está localizado en la cabina de vuelo en el tablero PS las válvula del paquete proporciona el control ON/OFF. Aire caliente comprimido con una relación de flujo controlada es dirigido atraves o alrededor del paquete de enfriamiento determinado por la posición de la válvula mezcladora. El aire que pasa atravez del paquete es reducido a una temperatura de 35°f por la maquina compresora y el intercambiador de calor. Un separador de agua remueve el agua condensada. El aire frio luego es mezclado con el aire caliente a una relación que satisfaga los requerimientos de temperatura de la cabina. Esta mezcla de aire caliente aire frio está limitada a 35 ° f como mínimo y 190 ° f como máximo regulado por el sistema de control de temperatura.



La salida de los paquetes es enunciada a los múltiples de distribución principal el cual alimenta a los sistemas de distribución de la cabina de pasajeros. El aire de la cabina de vuelo se alimenta del paquete izquierdo, un ventilador eléctrico en una aire desde la cabina de pasajero filtros y lo re circula al múltiple de distribución principal. El aire acondicionado externo para el control de temperatura en tierra es alimentado directamente al múltiple de distribución y mezclado sobrepasando los paquetes. 1.5. Presurización El sistema de presurización está dividido en el sistema de control y en el sistema de respaldo (o de seguridad).



Este sistema proporciona el medio para controlar la válvula de descarga (out flow) para mantener la presión de la cabina en un rango adecuado. Consiste del tablero de control, controlador, válvula de descarga trasera y válvula de descarga delantera.



Son cuatro los modos de operación: AUTO.- modo de normal de operación. Todos los modos de vuelo se desarrollan en forma automática. Cualquier selección tendrá que hacerse antes del taxeo. STANDBY.- modo alterno al automático. Cambios de selección tendrán que hacerse a una altitud de cabina deseada. MANUAL AC.- la válvula de descarga es controlada por la tripulación. Se requiere observar el indicador de presión de cabina. MANUAL DC.- es el mismo que el manual AC.



El sistema de control de respaldo consiste de unas válvulas de relevo de presión diferencial, ambas de 8.5 psi. Son automáticamente operados y completamente independientes del sistema de control de presurización. La válvula de relevo negativa evita que la presión diferencial se dé a más de 1 psi. El sistema de aviso de altitud de la cabina proporciona una alarma audible cuando la cabina exceda una altitud de 10,000 ft.

1.5.1 Protección contra hielo y lluvia.

El propósito del sistema de protección de hielo y lluvia es proteger al avión y ayudar al piloto cuando este atraviesa condiciones de hielo. El sistema de antihielo de alas.

Las áreas de calentamiento están en el borde de ataque de los sitios exteriores. La fuente de aire caliente es de los motores 1 y 2. Aire caliente es enviado del múltiple neumático a los exteriores izquierdo y derecho. Control de sistema de antihielo de las ventanas de la cabina. Las ventanas 1, 2, 4 y 5 izquierdas y derecha son calentadas eléctricamente. La ventana 3 izquierda y derecha no son calentadas. El piloto estático, la probeta de temperatura y sensor de ángulo de (alpha vare). Los cuatro pitot estáticos en la sección delantera del fuselaje y los dos pitot en el estabilizador vertical son calentados eléctricamente. La probeta de temperatura y el sensor de ángulo de ataque, son calentados eléctricamente.



También son calentados el dren de los baños y opcionalmente el dren de lavado de los baños y cocinas, cuando estos están instalados.

Para mantener limpia de hielo y lluvia el area de la ventana no. 1 durante el despegue aproximación y aterrizaje, se utiliza el sistema de limpia parabrisas. Los limpiadores remueven mecánicamente el hielo y la lluvia de la ventana no. 1, el repelente contra la lluvia produce una superficie en la ventana no. 1 dificil para que el hielo o la lluvia no se fije en la superficie y esto se logra químicamente adhiriendo una película transparente de hidrophobic, la cual deberá cambiar por el uso de los limpiadores, a una rotura o durante una práctica de mantenimiento. 1.5.2. Protección contra incendios El sistema contra incendio se utiliza para detectar, mostrar y extinguir el fuego, en los compartimientos del motor, compartimientos de APU y el pozo del tren principal. El sistema consiste de detectores, indicadores, controles y botellas, extintores.



Los detectores de fuego se localizan en cada motor APU y el pozo al tren principal. Los circuitos de control están en la unidad de accesorios del motor y APU (M279) y la unidad de sobre temperatura en el compartimiento eléctrico y electrónico. El tablero de control de APU en tierra y la bocina de aviso está localizado en el pozo del tren principal. La botellas contra fuego de los motores están instaladas en el pozo del tren principal y la botella del APU adelante del compartimiento de APU. Cuando una alta temperatura es detectada, esta se muestra con una luz amarilla o luz roja y una alarma. Las botellas son descargadas desde la cabina de vuelo y la botella del APU también puede descargarse del tablero de APU en el pozo del tren. El sistema de fuego en los motores.



Siente la alta temperatura en el compartimiento de motor y activa las alarmas correspondientes. El sistema consiste de detectores sobre temperatura y fuego, circuitos de control y prueba, luces de aviso roja y amarilla y una campana de alarma. Los detectores de fuego y alta temperatura están localizados en la cubierta del FAN en el motor, los circuitos de prueba y control están en el compartimiento de equipos electrónicos. En la cabina de vuelo están las luces de aviso y la campana de alarma contra fuego. Cuando el detector siente una alta temperatura, se envía una señal al circuito de control la cual enciende las luces amarillas sobre temperatura o las luces rojas y la campana durante el incendio.

La indicación de sobre temperatura del motor se indica mediante una luz amarilla, la indicación de fuego es mediante una luz roja y una alarma, una falla en el detector del motor se indica mediante una luz amarilla. En la cabina de vuelo hay luces amarillas y rojas en el tablero (P7) antideslumbrante y los módulos de control de fuego al APU y motor en el tablero (P8) la alarma de la campana es una caja audible. En el tablero P7 hay dos luces amarillas de MASTER CAUTION y dos luces rojas de aviso de fuego que también actúan interruptores de corte de alarma. En el tablero P8 hay dos luces amarillas de sobre temperatura del motor, dos manijas rojas contra fuego y una luz amarilla de falla interruptor de corte de la campana, interruptor de prueba y dos interruptores selectores del oup.



Cuando una sobre temperatura es sentida en el compartimiento del motor las luces de sobre temperatura del motor y luces maestras de precaución amarilla se iluminan. Cuando se enfría dicho compartimiento las luces se apagan. Cuando hay fuego en el compartimiento del motor, las luces rojas de la palanca contra fuego y la luz de fuego se iluminan haciendo que la campana suene. Cuando se enfría las luces se apagan y la campana se apaga. Presionando cualquier luz de fuego o moviendo el interruptor de la campana se apagan las luces en el tablero P7 y se para la campana. El interruptor de prueba cuando se para en la posición de OUHT/FIRE checa los detectores, se ilumina las luces amarillas y rojas y se enciende la campana. Con el botón de prueba en la posición de FAULT/INOP una falla es simulada permitiendo que la luz amarilla de falla encienda. Cuando enciende la luz de falla indica que ambos loops (A y B) o el loop (A o B) seleccionados por el interruptor OUTH DET, falla. 1.6. Oxigeno El propósito del sistema de oxigeno es proporcionar oxigeno a los pasajeros y a la tripulación de vuelo, cuando sea requerida. Los componentes del sistema de oxigeno a pasajeros está localizado en las unidades de servicio de los pasajeros.



Son dos sistemas independientes de oxigeno, el sistema de la tripulación son sistema gaseoso de alta presión utilizada por la tripulación solamente. El sistema de pasajeros: es un sistema de oxigeno generado químicamente para ser utilizado por los pasajeros y sobrecargos.

El sistema de oxigeno de la tripulación es alimentado desde un cilindro localizado en el compartimiento de carga delantero. Una válvula de corte manual y un indicador de presión se



tienen en la cabina de vuelo. El cilindro, regulador reductor de presión, transductor de presión y componentes de descarga al exterior están localizados en el túnel derecho del compartimiento de carga delantero. El tubo de distribución corre a lo largo del túnel derecho y pasa a través del piso de la cabina de vuelo hasta el tablero P6. Este pasa a través de la válvula de corte y a lo largo del pozo y techo de cada miembro de la cabina de vuelo. El cilindros de oxigeno puede ser remplazo o recargado desde una válvula de llenado externa (opcional). El cilindro de oxigeno de la tripulación tiene 1 850 psi localizado en el compartimiento de carga delantero. El oxigeno se almacena en el cilindro a 70° F. Un indicador directo de lectura sobre el cilindro proporciona la presión. El ensamble del cilindro incluye una válvula de corte que deberá abrirse lentamente, un indicador y una válvula de relevo para seguridad. Abrazaderas de apertura rápida soportan el cilindro y puede reemplazarse cuando el oxigeno se acaba. El propósito de la mascarilla/regulador de oxigeno es proporcionar oxigeno a los tripulantes de la cabina de vuelo cuando estos la demanden en cualquier caso sea en estado diluido o 100% oxigeno. El ensamble de cada mascarilla está localizado en cada estación de la tripulación. Cada miembro de la tripulación está equipado con un regulador asegurado al avión. Cuando la mascarilla esta almacenada y las puertas cerradas el oxigeno que fluye a las mascarillas es detenido por una válvula a un lado de la caja. Cuando la puerta está cerrada la palanca de prueba reseteo mantiene la válvula cerrada. Un indicador de flujo esta en el lado opuesto de la válvula. Este puede verse con las puertas abiertas o cerradas. El arnés neumático que mantiene a la mascarilla en la cara, esta desinflado cuando esta almacenado, el arnés se acopla a todos los tamaños de cabeza. El control para 100% oxigeno está al frente del regulador y es logrado presionando 100% oxigeno “N 100% PUSH”. Entonces 100% de oxigeno se obtiene presionando este. La perilla de control de emergencia, marcada como EMERGENCY, cambia el flujo de demanda a flujo continuo si esta es girada a la posición de emergencia.



Cuando la mascarilla se remueve de su caja con el control de inflado del arnés presionado, las puertas de la caja se abre, de ese modo se abre la válvula de corte en la caja y se infla el arnés soltando el control de inflado, se puede colocar la mascarilla en la cabeza. La perilla de emergencia también está marcada PRESS TO TEST. Cuando se presiona permite que el oxigeno fluya a la mascarilla. El flujo es verificado en el indicador de flujo este se usa en conjunto con la palanca RESET – TEST LEVER para probar la mascarilla en la caja. 1.6.1. Sistema de oxigeno a pasajeros Este sistema proporciona oxigeno de emergencia a los pasajeros y a los sobrecargos. El sistema consiste de una unidad de servicio a los pasajeros, generador de químico de oxigeno, controles e indicadores. Los componentes del sistema de oxigeno a pasajeros están localizados en las unidades de servicio, cabina de vuelo y compartimientos E/E. El sistema puede activarse automáticamente cuando una alta altitud de cabina (baja presión de cabina) ocurre o manualmente desde la cabina de vuelo. Los pasajeros, baño y unidades de servicio de las sobrecargos almacenan los componentes del sistema de oxigeno. Las unidades de servicio contienen la caja de la mascarilla, el actuador de soltado del seguro de la puerta, mecanismo de aseguramiento, generador de oxigeno y mascarillas de oxigeno. La puerta de la caja de la mascarilla se desasegura permitiendo que la mascarilla sea desplegada. Para propósitos de prueba, las puertas pueden evitarse que se abran completamente utilizando el botón de prueba para esto la puerta del botón de prueba puede quitarse utilizando un desarmador plano y luego fijándolo a la posición de prueba. Esto permite una prueba al sistema de oxigeno de pasajeros sin que despliegue la mascarilla. 1.7. Luces El propósito del sistema de luces es proporcionar la iluminación necesaria para el confort de los pasajeros, desarrollar un óptimo trabajo de la tripulación de vuelo, un servicio y manejo de la carga y proporcionar iluminación bajo condiciones de emergencia. Los sistemas son: Luces de la cabina de vuelo Luces de la cabina de pasajeros Luces de los compartimientos de carga y servicio Luces exteriores Luces de emergencia



Las luces de la cabina de vuelo incluyen las luces ya iluminan la cabina completa y las luces que iluminan los instrumentos y controles. Las luces de la cabina de pasajeros consiste de iluminación individual de cada pasajero y señales informativas. La iluminación para la ayuda en el manejo de la carga para usarse durante el servicio al avión se incluye en los compartimientos de carga. Las luces exteriores incluyen las luces exteriores del avión que identifican al avión y las luces para ayuda a la tripulación de vuelo.



Cuando ocurre una emergencia ciertas luces iluminan la salida de pasajeros para las necesidades de la tripulación en una emergencia. La cabina de pasajeros es iluminada en el techo y luces en las ventanas, luces en la entrada proporcionan iluminación adicional en las puertas de salida. Otro sistema de luces en la vaina incluyen, luces en los baños, luces de lectura, señales de información a pasajeros y sistema de llamada a sobrecargos. Las luces exteriores son: Iluminación de alas, luces anticolisión superior e inferior, navegación, carreteo, taxeo, aterrizaje – interiores y exteriores, iluminación del logo. Los interruptores de control están localizados en la parte inferior del tablero PS. Alimentación eléctrica para las luces exteriores son a través del tablero P18.

1.8. Estructuras La palabra compuesto avanzado se utiliza para identificar la relación tamaño – peso – resistencia de una resina hecha por KEVLAR/EPOXY, grafito/epoxi o kevlar/grafito. Estos se utilizan en forma laminar solida y son típicamente combinada con material compuesto usualmente NOMEX y formar un sándwich.



La construcción de sándwich consiste de dos hojas paralelas o separadas por un espacio ligero de material. Las hojas laminadas de material compuesto es comprimido con dos o más materiales compuesto como grafico/epoxi con fibra de vidrio /epoxy, este método se utiliza para obtener las características del material especifico resistente a impactos, el material



compuesto se coloca en alerones, spoilers y puertas del tren de aterrizaje o este puede usarse para reparar pieles en timones y elevadores. El área dañada está definida por el tipo de material, número, orientación y secuencia, material adhesivo se utiliza para la construcción del sándwich.

1.8.1. Puertas Las puertas permiten la entrada y salida de los varios compartimientos del avión o varias áreas. Las puertas de entrada y salida de pasajeros y la tripulación de vuelo, estas están localizadas del lado izquierdo adelante y atrás del fuselaje. Las puertas de servicio de las cocinas están localizadas adelante y atrás del lado derecho, normalmente se utilizan para el servicio de cocinas. También se usan para salidas de emergencia.



Sobre las alas están las puertas que se utilizan como emergencia en ambos lados del fuselaje. Las puertas del compartimiento de carga están localizadas del lago derecho del fuselaje adelante y atrás del ala. Puertas para servicio externas son utilizadas por personal de tierra en el mantenimiento y servicio. Dos puertas en la porción presurizada están localizadas en la parte inferior del fuselaje adelante y atrás del tren de nariz. La puerta de la cabina de vuelo está asegurada y controlada por la tripulación esta divide la cabina de pasajeros de la cabina de vuelo. 1.8.2. Equipo interior La cabina de vuelo proporciona el lugar del piloto, copiloto y observador. La cabina de vuelo tiene aire acondicionado, el cual se controla en forma separada de la cabina de pasajeros. El asiento del capitán esta a la izquierda y el del primer oficial a la derecha. Atrás y al centro está el asiento del primer oficial. Un segundo asiento de observador se fija a un lado del capitán entre el tablero P18 y el primer observador. La cuerda de escape de la cabina de pasajeros está conectada a las salidas de emergencia sobre las alas y almacenadas en un contenedor encontrado e3n el techo de la cabina de pasajeros.



Acceso al extremo libre de la cuerda se da removiendo las cubiertas. La cuerda de escape de la cabina de vuelo está almacena en un acceso arriba de los asientos del primer oficial y del piloto. El extremo fijo de la cuerda está en la estructura sobre la cabeza.



Los toboganes proporcionan el medio de salir en forma de emergencia del avión. Los toboganes también se pueden separar del avión y utilizarse como dispositivos de flotación. Los toboganes están montados en cada puerta de entrada y de servicio. Cada tobogán consiste del paquete del tobogán, un compartimiento y dos sujetadores al piso. El tobogán se almacena en el compartimiento con un sujetador con la cara hacia la parte inferior.

Cada paquete de tobogán consiste de un tobogán para el escape, una barra desechable, un cilindro de gas. El cilindro de gas contiene alta presión para inflar el tobogán. 1.8.3. Agua y baños El tanque de agua almacena agua potable para uso de la tripulación y los pasajeros. El tanque está localizado del lado derecho atrás del compartimiento de carga trasero. El tanque está construido de fibra de vidrio y está acoplado a la estructura del avión con abrazaderas.



El tanque es de 34 galones us es cilíndrico y está hecho de fibra de vidrio. Está protegido contra el congelamiento. En la parte superior del tanque esta la línea de presión de aire, línea de llenado, línea de sobrellenado, línea de alimentación y transmisor de cantidad. El acceso al transmisor es a través de un tablero sobre el extremo inferior del tanque. La válvula de drenado está localizada en la base del tanque. La cantidad en el tanque está determinada por el nivel del tanque.

Para acceder al tanque es a través del compartimiento de carga trasero.



1.9. Motores Los motores proporcionan el empuje requerido por la tripulación para el vuelo y proporciona el empuje para pasar el avión (reversas) proporciona la purga de aire del aire acondicionado, presurización y antihielo además de mover la caja de engranes para el generador de electricidad y bomba hidráulica. El avión es movido por dos motores de alta compresión montado debajo de las alas. El motor es capaz de producir aproximadamente 20,0000 libras de empuje al nivel del mar. Los controles e indicaciones del motor están localizados en la cabina de vuelo. Las cubiertas del motor proporcionan acceso a los componentes del motor que están montados en él. El motor montado en el avión tiene una separación de aproximadamente 28 pulgadas del suelo al ducto de entrada y 18 pulgadas a la altura de las reversas. Dado que el motor está instalado cerca de la tierra, muchos de sus componentes pueden ser alcanzados para su mantenimiento. El peso del motor incluyendo los componentes es de 5345 lb. Con los motores montados en las alas se requiere que el personal de tierra tenga cuidado sobre las áreas de peligro. Las características de operación de los motores jet requieren tener extremos cuidados para evitar daños al personal o daños al equipo. Un motor en funcionamiento consume grandes cantidades de aire y es capaz de succionar grandes objetos dentro de la entrada incluyendo hombres. El escape de un motor en funcionamiento tiene una velocidad capaz de tirar cajas de herramienta y a altas velocidades el motor puede fácilmente levantar a una persona. También el ruido de operación del motor puede dañar el sistema auditivo del hombre. Numerosos incidentes han sido reportados incluyendo al personal debido a los turborreactores. Las áreas de peligro del motor son la entrada y salida. Estas secciones proporcionan áreas de peligro debido a altas temperaturas, velocidades y ruido. El sistema de combustible envía combustible de los tanques de combustible a las narices de descarga del motor. Tambien el combustible se utiliza para controlar hidráulicamente el sistema de aire del motor y el sistema de enfriamiento del aceite. El sistema de combustible consiste de una bomba principal de combustible, filtro, calentador de combustible, intercambiador de calor, aceite combustible, control principal del motor, transmisor de flujo y narices de descarga. Los componentes del sistema de combustible están localizados en el lado izquierdo y derecho del motor. El combustible del avión entra al motor hacia la bomba del combustible, posteriormente en presurizado en la etapa de baja presión de la bomba y fluye éste a través del intercambiador de calor aceite/combustible y luego al filtro de combustible. El combustible se dirige a la etapa de alta presión de la bomba, a través del filtro para entrar en el control principal del motor (MEC). Después de la bomba de alta presión y pasar al MEC este se divide en flujo medido y flujo de retorno. El combustible de retorno va hacia la salida de la bomba de bajo presión.



El combustible medido en el MEC fluye a través de la válvula de presurización, el flujometro y el múltiple de combustible a las narices de descarga dentro de la cámara de combustión. Sistema de arranque del motor. El sistema proporciona potencia neumática para arrancar el motor. El sistema de arranque consiste de ductos neumáticos que se usan por los sistemas neumáticos. El neumático se utiliza para arrancar mediante la válvula de arranque. La válvula y la marcha están localizadas en la parte delantera de la caja de accesorios del lado izquierdo del motor. El aire para arrancar el motor se obtiene del APU, toma neumática de tierra o del otro motor funcionando. Las válvulas de los paquetes y las válvulas del sistema de antihielo de alas deberán estar cerradas, la válvula de alimentación cruzada deberá estar abierta, el regulador de presión y la válvula de corte deberá estar abierta. Cuando la válvula de la marcha esta abierta el aire del múltiple de neumático alimentará la marcha. 1.9.1 Sistema de combustible El propósito de los tanques de combustible es almacenar el combustible para utilizarse en los motores y el APU. El sistema consiste de 4 tanques de combustible y 2 tanques de almacenamiento temporal. Los tanques están provistos de drenes y ventilación. El tanque no. 1 está localizado en el ala izquierda, el tanque 2 está localizado en el ala derecha, el tanque central está localizado debajo del fuselaje a la altura de la cabina de pasajeros y el tanque auxiliar está localizado en el compartimiento de carga trasero, 2 tanques de ventilación están localizados en los puntos de las alas. El volumen de cada tanque es mayor que la capacidad de llenado máxima de combustible para permitir la expansión y área de ventilación. Los tanques de ventilación normalmente están vacios y tienen una capacidad de 30 galones cada uno. El combustible de los tanques se utiliza para alimentar a los motores y APU.



2 SISTEMA ELÉCTRICO Y ELECTRÓNICO



2. Descripción del sistema eléctrico

La corriente alterna se alimenta desde dos generadores (1) que son movidos por las turbinas tanto en tierra como en vuelo. Los generadores giran a velocidades constantes.

Las CSD´S proporcionan una frecuencia constante. Un tercer generador es movido por la unidad de potencia auxiliar (APU) (2), también se utiliza en tierra o en vuelo.

La frecuencia constante que produce el generador del APU se controla mediante el sistema de reducción de velocidad y por medio de varias cajas de engranes. La corriente alterna también puede ser alimentada externamente mediante una conexión (3).



La corriente alterna es enviada a las barras principales a través de fusibles y relevadores. La corriente alterna también se envía a las barra de transferencias a través de relevadores de transferencia. La alimentación eléctrica externa también manda la corriente a la barra de CA externa y a la barra de servicio de tierra. Los controles e indicadores del sistema de alimentación eléctrica de CA se encuentran en el tablero superior P5 dentro de la cabina de vuelo.

La corriente directa se toma desde tres fuentes diferentes de alimentación. Estas fuentes son la batería, tres transformadores rectificadores y una fuente externa.

La CD es enviada a dos barras de CD y a la barra de batería por medio de relevadores.

El cargador de batería recibe corriente de 115 V AC. Los controles e indicadores del sistema eléctrico DC están localizados en el tablero superior P5 en la cabina de vuelo.

La barra “standby” de AC y DC normalmente se alimentan desde sus respectivos sistemas AC y DC .

Como una fuente alterna, la batería puede enviar corriente al sistema “Stand by “

Conexión Externa



El amperímetro DC (1) indica la cantidad de corriente de la fuente seleccionada por el selector DC (2). El amperímetro muestra las lecturas del TR No. 1, TR No. 2, TR No. 3 o la batería.

Las posiciones STBY PWR y BAT BUS , no muestran lecturas de corriente.

Durante el prevuelo, los TRS (Transformadores rectificadores) se pueden checar observando la indicación de corriente positiva en el amperímetro DC.

El volmetro (3)

El indicador de voltaje DC muestra la fuente del voltaje seleccionada `por la perilla selectora DC. El volmetro indica el voltaje del TR1, TR2, TR3, batería, barra standby y barra de batería

Medidor de Frecuencia (4)

El indicador de frecuencia AC muestra la frecuencia de la fuente seleccionada por la perilla selectiva. La frecuencia del generador depende de la velocidad de la CSD. La frecuencia es mostrada solamente cuando el generador es excitado eléctricamente.

Volmetro AC (5)

El indicador de voltaje AC muestra la fuente seleccionada en la fase B y en la escala de 130V.

También indica el voltaje residual del generador seleccionado cuando el interruptor de voltaje residual (6) es presionado (en la escala de 30 v )

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Selector DC

El selector DC muestra las fuentes de DC en voltaje y amperaje.

Cuando se selecciona a STBY PWR o BAT BUS, el amperímetro no se mueve indicando que éstas noentes de alimentación. Cuando el avión se apaga ó se termina el vuelo deberá seleccionarse la parrilla fuera de la posición del BAT . Esto evita que se descargue la batería ya que el volmetro continuara recibiendo corriente de la batería para operar el indicador. La posición de TEST se utiliza en mantenimiento conectando el volmetro y el frecuencímetro al módulo de prueba del sistema y checando sus lecturas .

Perilla Selectora de indicadores AC

La perilla para la lectura AC (1) selecciona la fuente de AC al volmetro y frecuencímetro. La posición TEST, se utiliza en mantenimiento para selecciona el módulo de prueba.

Ambas perillas AC y DC pueden ponerse en diferentes posiciones durante las diversas configuración del vuelo. Durante la prueba para standby pwr , las perillas DC y AC deberán estar en la posición standby pwr, posicion para checar el apropiado voltaje y frecuencia . En vuelo normal, las perillas DC y AC podrán estar en la posición BAT y STBY PWR respectivamente. Con el avión apagado ó al final de vuelo la perilla DC deberá estar fuera de la posición BAT . Esto evita que se descargue la batería por el volmetro.

Interruptor de voltaje residual. Ver fig A (2)

El propósito principal del interruptor es determinar si el generador ha sido desconectado. El voltaje residual es mostrado en el volmetro AC en la escala de 30 volt. Oprimiendo el interruptor con el generador desconectado provoca que el volmetro muestre cero volt.

Si muestra entre 10 y 15 volt . Es que el generador sigue girando.

Los imanes permanentes del generador producen el voltaje mostrado.

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Fig. A (2) (3)



Los imanes permanentes están montados en la sección excitadora del generador.

Estos imanes evitan un incremento de voltaje residual y evitan que el campo magnético varíe. Mantenimiento normalmente toma la lectura del voltaje residual antes de desconectar la CSD.

Interruptor de la cocina. Ver fig A (3)

Moviendo el interruptor de la cocina a la posición ON se energizan las cocinas. Se dispone de corriente a las cocinas solamente cuando las barras al generador 1 y 2 se energizan. Los fusibles de las cocinas están localizados en la cocina y en el tablero P6.

Poniendo el interruptor de la cocina en la posición OFF se remueven las cargas del sistema eléctrico.

La corriente a la cocina es parte del sistema automático de protección, es decir cuando la barra del generador falla, el sistema hidráulico B y la corriente a la cocina se pierde. Si la bomba hidráulica opuesta se pasa a OFF, la bomba hidráulica restante se transfiere a la bomba principal que esta alimentada.

La corriente a la cocina es parte del sistema automático de protección.

Interruptor de la batería Fig. A (3)

Este interruptor tiene las posiciones de ON/OFF. Seleccionando el interruptor batería a OFF, provoca que la barra de batería no se energize, cuando ambos motores están operando (generadores en línea) y moviendo el interruptor de la batería a la posición OFF solo se desenergiza la barra de batería.

Y seleccionado el interruptor de batería a la posición ON y estando la barra principal Nº2 energizada causa que el TR3 energize la barra de batería, esto se conoce como fuente de voltaje primaria de la barra de batería.

Si la barra principal Nº 2 no esta energizada, la barra caliente de la batería alimentara a la barra de batería. Esto se conoce como fuente alterna de la barra de batería.

La posición OFF en el interruptor de la batería tiene un efecto directo en la operación del APU. Seleccionando el interruptor de batería a OFF cuando el APU esta trabajando, provocara que se corte automáticamente el APU. Este corte automático solo se da en tierra, durante el vuelo el APU seguirá funcionando.



Batería

El objetivo principal de la batería es proporcionar corriente DC a las barras stand by cuando las fuentes normales de DC se han interrumpido desde los TRS. El segundo objetivo de la batería es arrancar el APU. Un mínimo de 22 volts se requiere para arráncalo.

Una batería completamente cargada tiene capacidad para 30 minutos de uso. La típica batería contiene líquidos nocivos y extremas precaución deberán tenerse durante el manejo de la batería. En caso de derramarse el liquido, limpiar sus manos con agua o con 3% de acido borico.

Cuando se pierdan ambos generadores de AC, la batería proporcionara corriente a la barra de batería, a la barra stand by de DC a la barra caliente de batería y a la barra caliente de batería conmutada.

La batería deberá esta sobre el voltaje mínimo para operar las unidades. Si el APU es el único generador operativo, conectar este primero a la barra Nº 2. Si el APU no se puede conectar a la barra N°2 deberá conectarse esta a la barra N°1 . La perdida de ambos generadores movidos por los motores normalmente se indica iluminándose las luces TRANSFER BUS OFF, BUS OFF y la del GEN OFF BUS otras luces de aviso y precaución también se iluminaran.

La condición o calidad de la batería esta determinada por el tipo de carga. Recuerda que una batería completamente cargada se indica en el amperímetro. De esta forma se podrán disponer de 30 minutos aproximadamente con la batería completamente cargada.



Cargador de batería

La fuente primaria de energía del cargador es de la barra de servicio de tierra vía la barra del generador N°1 . la fuente alterna para el cargador es de la barra del generador N°2 vía el relevador de carga.

Cuando la carga de la batería esta baja y requiere más de 26 amperes de carga , el cargador actuara como un trasformador rectificador no regulado. Cuando la batería esta completamente cargado se cambia la carga pulsante.

La operación del cargador de batería se puede checar seleccionado la perilla DC a la posición BAT .

Sacando el fusible (CB) del cargador podemos observar el voltaje actual de la batería. El cargador de la batería trabaja a 40 amperes con el aire de enfriamiento.

El sistema eléctrico ha sido diseñado con un relevador de carga el cual trasfiere la carga desde la barra del generador N°1 cuando este falla ala barra principal N°2 la cual alimenta al cargador de batería.

Durante el arranque del APU la corriente de AC al cargador de baterías se interrumpe para evitar una sobrecarga desde el cargador. Cuando el APU aumenta 50% RPM, el cargador regresa a su normal funcionamiento.



TR (Transformador Rectificador)

El propósito del TR es convertir 115 V AC, 400 HZ 3 fase a 28 V DC . El avión tiene 3 unidades TR las cuales se localizan en la repisa E 3-1 dentro del compartimiento E/E. Cada unidad ha sido operada a 65 amperes con enfriamiento y 50 amperes sin enfriamiento.

El trasformador rectificador se denomina como TR1, TR2, Y TR3

El TR1 se alimenta desde la barra de trasferencia 1 y proporciona corriente de DC a la barra DC N°1. TR2 es alimentado desde la barra de transferencia N°2 proporciona el DC a la barra DC N°2. El TR3 se alimenta desde la barra principal N°2 y proporciona corriente DC a la barra de batería y actúa como una fuente alterna de DC para cuando la TR1 o la TR2 falla.

(200) Dos de los tres transformadores rectificadores se necesitan para despachar. Cuando la TR2 esta inoperativo todas las barras del DC y todos los generadores operan normalmente y el generador del APU podrá conectarse a cualquier barra.



Los generadores del avión producen corriente AC a una frecuencia constante. Para lograr la frecuencia constante la CSD proporciona una velocidad constante al generador ejemplo de la relación entre la velocidad y la frecuencia de 6000 R.P.M. generador corresponde a 400 hz de frecuencia. La CSD es una unidad hidromecánica que funciona con aceite interno.

El APU no tiene CSD ya que opera a una velocidad constante mediante cajas de engranes.

Las condiciones de operación de la CSD se pueden observar en el indicador de temperatura de aceite. La temperatura del aceite es medida cuando entra y sale de la CSD y se indica en la escala IN. La diferencia de temperatura entre la salida y la entrada se muestra en la escala RISE (temperatura de salida menos la temperatura de entrada).



Las condiciones de operación de la CSD se pueden observar en el indicador de temperatura de aceite. La temperatura del aceite es medida cuando entra y sale de la CSD y se indica en la escala IN (1). La diferencia de temperatura entre la salida y la entrada se muestra en la escala RISE (2) (temperatura de salida menos la temperatura de entrada). El sensor de temperatura de entrada IN de la CSD esta después del aire para enfriamiento del FAN. Esta temperatura refleja la capacidad del aire para enfriar el aceite del CSD. La temperatura del RISE es la comparación de las temperaturas de entrada IN y la salida OUT y solamente refleja que tan fuerte esta trabajando la CSD. (300) La CSD esta localizada en el lado izquierdo del motor, frente a la caja de accesorios. La temperatura normal del aceite a través de la unidad es de 10°C a una carga completa continua, con una temperatura de entrada de aceite de 120°C a velocidades normales. El intercambior de calor esta localizado de lado derecho del ducto del FAN del motor. La CSD utiliza aceite de lubricación Mobil JET ll.

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Luz de baja presión de aceite de la CSD (1) Cuando se ilumina la luz amarilla de baja presión de aceite de la CSD indica que esta por debajo del mínimo de la operación de 120 pis . Cuando se ilumina indica un mal funcionamiento del CSD. La CSD deberá desconectarse antes que un daño mayor ocurra. La iluminación de la luz de baja presión de aceite también prende la luz master caution en el tablero anunciador de luces. La luz de baja presión del aceite de la CSD puede estar en inoperativo para despacho siempre y cuando el medidor de temperatura del aceite opera normalmente esto es conforme a la MEL.

La luz de alta temperatura del aceite de la CSD (2) La iluminación amarilla de la luz de alta temperatura de aceite de la CSD indica que se excede el límite de operación de 157ºC. Son dos las causas de alta temperatura de aceite: bajas cantidades de aceite de la CSD y una operación interna inapropiada. Cuando enciende la luz de alta temperatura del aceite de la CSD una falla ocurre en esta y para evitar un daño, la CSD deberá ser desconectada. La iluminación de la luz de alta temperatura del aceite provoca que la luz Master Caution en el tablero anunciador se ilumine. La luz de alta temperatura del aceite puede estar inoperativa cuando el indicador de temperatura del aceite opera normalmente. Referencia del MEL.

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Interruptor de desconexión del generador (1). El interruptor de desconexión del generador controla un relevador de 28 volts DC. El relevador de desconexión a sido diseñado para evitar que cualquier tipo de voltaje pase a la CSD seleccionando el interruptor cubierto a la posición UP, la CSD mecánicamente se desconecta del motor La reconexión de la CSD (2) solamente puede hacerse en tierra por personal técnico, la corriente eléctrica para la desconexión proviene de la barra de batería.

El botón de voltaje residual normalmente se utiliza durante el procedimiento de desconexión de la CSD. Seleccionando el botón de voltaje residual, provoca que el medidor muestre “cero volts ” en el volmetro de AC . Después de que la CSD ha sido desconectada la luz de baja presión de aceite permanecerá iluminada,

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Interruptor de temperatura de la CSD (1) El interruptor de temperatura de la CSD se utiliza para seleccionar cualquiera de ellas o sea la diferencia de temperatura ó la temperatura de entrada. Los valores de temperatura se muestran en el indicador de la temperatura del aceite de la CSD. Dos sensores de resistencia variable (2) se utilizan para medir la temperatura del aceite de cualquier lado del enfriador de aceite (3) de la CSD.

Indicador de la temperatura de aceite de la CSD El indicador de temperatura de aceite de la CSD muestra la temperatura en función a la selección del interruptor. Una temperatura mayor a la normal, muestra que el generador tiene una carga excesiva o que hay una condición diferente de la CSD. Pérdida de un enfriamiento adecuado también produce alta temperatura. Un indicador de temperatura puede estar inoperativo para el despacho siempre y cuando funcione el indicador de frecuencia, las respectivas luces de baja presión de aceite de la CSD y la luz de alta temperatura del aceite referidos por el MEL.

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Limitaciones de la CSD La máxima temperatura del aceite de la CSD es 157ºC. La máxima temperatura de aceite de la CSD cuando se selecciona la posición “RICE” es de 20 ºC.

Luz de la barra Standby Power Off La iluminación de la luz amarilla “stand by power light” (1) muestra que las barras del CA y DC standby no están energizadas después de una pérdida de ambas barras del generador.



En esta posición, la luz standby power off se iluminará indicando que las barras standby no están energizadas. Cuando se selecciona a la posición BAT (posición izquierda), el relevador R328 se energiza alimentando al inversor estático y proporcionando corriente a la barra standby AC . La barra standby DC recibe corriente directamente de la barra de la batería La posición en AUTO tiene algunas características que deberán ser notadas. Durante un vuelo normal in-flight y en operaciones terrestres, la barra standby AC se alimenta de la barra de transferencia No. 1. la barra standby DC se energiza de la barra No. 1 DC. Con la pérdida de la energía AC (sólo en vuelo), la barra standby AC se energiza automáticamente desde la batería a través del inversor estático. La barra standby DC se alimenta automáticamente y directamente de la barra de batería. Con la pérdida de energía AC (sólo en tierra) no hay transferencia automática de energía.

La luz Master Caution y del anunciador ELEC se iluminan. El interruptor “stand by power switch ” (2) deberá seleccionarse a la posición BAT . Esto provoca que la energía se envíe a las barras standby desde la batería. Carga completa en la batería provoca un mínimo de 30 minutos de alimentación “stand by ”. Interruptor de la barra standby (2) El interruptor de alimentación alterna o “standby power switch ” tiene tres posiciones (BAT, OFF y AUTO . Cuando se selecciona a la posición de AUTO, la barra alterna de AC se alimenta de la barra de transferencia No. 1. La barra standby DC se energiza desde la barra DC No. 1. Cuando se selecciona a OFF (posición central), el inversor estático no se energiza; y la barra standby AC no es alimentada..

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La batería puede energizar los equipos conectados en las barras stand by por un mínimo de 30 minutos. La barra de la batería se energiza de la barra hot battery independiente de la posición del interruptor de batería. Amperímetro del Generador de AC (200) (1) El amperímetro AC del generador, muestra la carga del generador del motor en amperes. El límite de carga máxima que manda por el generador es de 111 amp. El amperímetro puede estar inoperativo con el generador inoperativo Referencial MEL. Amperímetro del Generador de AC (300) (1) El amperímetro AC muestra la carga en amperes del generador. La carga máxima del generador es de 125 amp . El amperímetro puede estar inoperativo con el generador también inoperativo. Referirse al MEL.

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Luz de alimentación de la planta externa. (1) La iluminación de la luz indica que la barra de alimentación externa está energizada por algún dispositivo de alimentación externo, la luz puede permanecer encendida tanto como la planta externa esté conectada. Interruptor de alimentación de la planta externa. (2) El interruptor de alimentación de la planta externa tiene tres posiciones (OFF, ON y NEUTRAL). El interruptor está cargado a resorte a la posición NEUTRAL . Cuando es seleccionado a la posición OFF, la alimentación externa se desconecta de ambas barras del generador. Cuando momentáneamente se mueve a la posición ON, la alimentación externa se conecta a ambas barras del generador.

• Los siguientes pasos ocurren cuando se conecta la alimentación externa de tierra a las barras del avión:

– Se remueven las fuentes de alimentación previas de ambas barras de los generadores.

– Se cierran los relevadores de alimentación externa conectando la alimentación externa de tierra a ambas barras de los generadores.

– Se conectan las barras de servicio de tierra a la barra del generador No. 1. – Desactivar el interruptor de servicio de tierra. – Permitir que la batería se cargue de la planta externa de AC.

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Alimentación en tierra.(1) Un receptáculo externo de AC proporciona 3 fases de una fuente de alimentación externa. El receptáculo de AC está localizado del lado derecho del avión, en la parte delantera del fuselaje. El receptáculo tiene cuatro pines largos AC, para las fases A, B, C y Neutral , y dos pines cortos para interconexión DC en pines E y F. La razón de los pines cortos es evitar arco entre los pines AC cuando el cable de la planta externa se remueve inadvertidamente y AC se aplica. La alimentación de E y F se desconecta antes de que se desconecten los pines largos de AC.

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El receptáculo DC (1) de 28 volts está localizado cerca de la batería en el compartimiento electrónico. Cuando la alimentación externa DC se conecta, esta opera en paralelo con la batería y proporciona corriente a todos los circuitos que normalmente son alimentados por la batería. En el caso de que la batería del avión esté descargada, el APU podrá ser arrancado utilizando la potencia externa DC. La alimentación externa DC no deberá conectarse como una fuente para recargar la batería. La batería se recarga con el cargador de la batería. El receptáculo DC contiene dos pines largos (positivo y negativo) y un tercer pin más pequeño para la correcta alineación del conector externo. Antes de conectar el receptáculo externo, el voltaje deberá estar en un rango de 24-28 volts DC solamente.



Interruptor de servicio de tierra.(1) El interruptor de servicio de tierra está localizado en el tablero delantero de las sobrecargos. El interruptor ha sido diseñado para proporcionar corriente a los componentes para el servicio de tierra, Así que estos componentes consisten de varias luces para el servicio, salidas para el servicio. El sistema de alimentación de servicio de tierra, no alimenta las barras principales de AC y DC cuando se están utilizando los accesorios que se usan en tierra solamente.

Barra de servicio de tierra. La barra de servicio de tierra proporciona energía a:

• El cargador de batería. • Interruptor de enfriamiento de equipos (en posición normal) • Luces de servicio • Salidas para servicio.

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Interruptor de la barra de Transferencia (2) El interruptor de la barra de transferencia tiene 2 posiciones (AUTO – OFF). El interruptor está normalmente en la posición AUTO. Este permite la transferencia automática de la barra de transferencia (cargas eléctricas esenciales) debido a una falla asociada a la barra del generador. La función automática también permite que TR3 alimente a la barra No. 1 DC si el TR No.1 falla. Un TR con falla puede ser detectado debido a una lectura cero en el amperímetro DC del TR seleccionado. Seleccionando el interruptor de barra de transferencia a OFF, ocurre lo siguiente:

• Aísla la barra de transferencia y evita una operación del relevador de transferencia, abriendo el TR3.

• Evita que la batería se cargue de la fuente alterna seleccionada (barra principal No. 2).

• Con alimentación normal de las barras de los generadores 1 y 2 abre el TR3.

• Transfiere alimentación alterna a las bombas “B”.

• Transfiere alimentación alterna a la Bomba Hidráulica Alterna.

Control Automático de Carga (200) El control de carga automático proporciona la capacidad para reducir energía automáticamente durante la operación con un solo generador de AC. El control automático de carga desconecta todas las cargas no necesarias como son: Alimentación de cocinas Bomba eléctrica B del sistema hidráulico. El interruptor de la barra eléctrica hidráulica B es puesta en OFF, la bomba hidráulica B, el sistema remanente se alimentará de la barra principal. La bomba hidráulica alterna también será transferida si la Barra No. 1 no está energizada.

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Luz de barra de transferencia OFF (1) La iluminación de la luz amarilla de la barra de transferencia OFF indica que el relevador de transferencia no esta energizado. De esta forma la barra de transferencia este inactivo. La luz Master Caución y el tablero anunciador ELEC se iluminaran. Un procedimiento no normal podría ser pasar el interruptor a OFF y luego a AUTO verificar que la luz de alimentación standby se apaga, este puede asegurar la alimentación a los equipos esenciales. Con las fallas en las barras de transferencia AC las luces de los instrumentos de emergencia automáticamente se iluminan.

Si ambas barras del generador no están energenizadas, las cocinas y un sistema B hidráulico no se alimentará. Cuando se ilumina la luz de la barra OFF indica que las respectivas barras están inactivas con este tipo de falla puedes tener los siguientes indicadores visuales: 1.- La luz de baja presión de combustible encendida. 2.- La alimentación de la cocina inoperativa. 3.- Las luces de las barras OFF y las barras del generador OFF encendidas. 4.- Luz del calentador de ventana encendida. 5.- Luz del respectivo sistema B hidráulico de baja presión de aceite encendida. 6.- Luces del tren de aterrizaje respectivo inoperativa. 7.- Luz del ventilador de enfriamiento iluminada

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Luz de barra generador OFF(1) La iluminación de la luz azul GEN OFF BUS indica que el generador no está alimentando corriente al respectivo relevador, manteniendolo en abierto. Pérdida de ambos generadores La iluminación de las luces GEN OFF, BUS OFF y Transfer BUS OFF indican la posible pérdida de ambos generadores móvidos por los motores. Con la pérdida de todos los generadores, el sistema eléctrico automáticamente cambia a la alimentación alterna. Lo esencial como radios, instrumento de vuelo, y equipo de navegación se alimentan del sistema alterno.

Un procedimiento para reducir cargas eléctricas antes de reseleccionar un generador y/o activar el generador del APU es realizando acciones como. 1.- Colocar en OFF la alimentación de la cocina. 2.- Colocar en OFF el interruptor de la barra de transferencia 3.- Colocar en OFF los interruptores de las barras hidráulicas del sistema B 4.- Reseleccionar en interruptor del generador a ON. 5.- Si cualquier de ambas luces de BUS OFF permanecen encendidas , conecta el APU . Si el generador del APU es la única fuente de energía conecta este a la barra No. 2 primero así que el TR2 y TR3 se energizan .Si el APU no se conecta a la barra No.2 conecta este a la barra No. 1.

(1)



Interruptor de Generador (1) El interruptor de generador tiene tres posiciones cargadas a resorte a OFF y ON. Este habilita el generador de AC para conectarse a la respectiva barra del generador cuando la calidad de energía es correcta seleccionado el interruptor a la posición OFF, el generador se apaga y se desconecta la barra del generador. Cualquier generador puede estar inperactivo para despacho siempre y cuando el generador del APU opere normalmente y calentador del combustible opere normalmente. Cuando la temperatura esté a más de 32º C, Si esto no se cumple la duración del vuelo deberá ser menor del requerido para que el combustible enfríe la temperatura.

Cada generador tiene una unidad de control (GCU)(1) localizada en el panel P6. La GCU proporciona potencia bajo las siguientes caracteristicas: 1.- Sobre voltaje 130+/- 3volts 2.- Bajo voltaje 100+/- 3volts 3.- Sobre frecuencia 430+/- 5hz 4.- Baja frecuencia 365+/- 5 hz 5.- Sobre corriente 170- 175 amp. 6.- Corriente diferencial 20 – 30 amp

(1)



(1)



Luz de la Barra de Generador del APU OFF.(1) La iluminación de la luz azul de la barra del generador APU OFF indica que el APU está a mas del 95% RPM, el APU no está alimentando la barra del generador, la frecuencia del generador está sobre 380 hz y el generador del APU está listo para aceptar carga. El interruptor del generador del APU.(2) El interruptor de tres posiciones a resorte (OFF – ON) habilita el generador del APU para conectarlo a la barra de generador deseada, cuando la calidad de la corriente es correcta. Cuando se selecciona a la posición OFF el generador del APU se autodesconecta de sus respectivas barras. Si las barras del generador no utilizan el generador del APU el APU se desactiva.

(1) (2)



2.2. Sistema electrónico 2.2.1. GENERALIDADES Los sistemas de navegación del avión incluyen los componentes y subsistemas que proporciona, actitud, altura, dirección, velocidad, temperatura, guía de patrones de vuelo e información de navegación en ruta. 1. Instrumentos de Datos del Aire 2. Instrumentación de Dirección y Actitud 3. Radionavegación 4. Navegación por Radar. La instrumentación de Datos del Aire cubre la porción de navegación la cual usa Pitot’s y presiones estáticas y temperatura del aire. Esta sección también incluye el altímetro, emperatura del aire exterior, relación de ascenso, velocidad del aire, aviso de velocidad y desplome, etc. Un esquema de la configuración del sistema de datos del aire se muestra en la figura 1. La instrumentación de Dirección y Actitud, cubre la sección de navegación la cual usa fuerzas magnéticas y giroscópicas. Esta sección incluye también puntos como de giros horizontales, giros direccionales, compás magnético, virajes y banqueos, y la conjunción integrada de estos juntos con la guía de radionavegación en el sistema Director de Vuelo. Un esquema de la configuración del sistema de Datos del Aire se muestra en la figura 2. Los sistemas de radionavegación cubren la información del receptor navegacional e incluye sistemas como son el ADF, VOR, GLIDES LOPE (TRAYECTORIA DE PLANEO), LOCALIZADOR, MARCADOR, RADIOALTÍMETRO, ETC. Ver figura 2.Los sistemas de Navegación por Radar transmiten y reciben, reflejan o refuerzan señales e incluyen sistemas como son mapeo climático, ATC Transponder, DME, etc. Ver figura 2. La descripción y operación detallada, análisis de fallas y prácticas de mantenimiento, para cada componente y subsistema se tienen en el capítulo 34, ver tabla de contenido. Generalmente, el formato incluye diagramas a bloques y esquemáticos funcionales como refuerzo de la descripción y operación. Los diagramas de alambrado están incluidos como una ayuda en el análisis de fallas de subsistemas electrónicos complejos.Referirse a la figura 3 para ayudar a entender la conversión de la energía del avión de 115 VCA a 26 VCA y la distribución a varios instrumentos de radio y vuelo cubiertos en este capítulo.



Esquemático de Datos de Aire

Fig. 1

Esquemático de Datos de Aire

Fig. 2

Esquemático de Altímetro Neumático

Fig. 3

Instrumentos de Datos de Aire El sistema de datos de aire proporciona rutas neumáticas redundantes de presiones de pitot y estáticas a los instrumentos de Datos de Aire del Capitán y Primer Oficial. Las entradas de pitots (Q) son derivadas de los tubos Pitot´s del Capitán y Primer Oficial y Auxiliar y se usan directamente para velocidad del aire sin corrección. Las entradas estáticas (Ps) son derivadas desde los puertos de estática izquierdo y derecho (interconectados) para los sistemas del Capitán, Primer Oficial, alterno y auxiliar y se usan para altitud, relación de cambio de altitud, y presión diferencial. Los interruptores selectores de estática y válvula proporcionan los medios al Capitán y al Primer Oficial de seleccionar la entrada de estática ya sea normal o la alterna como una entrada a sus respectivos instrumentos de datos de aire.



La presión del pitot es aplicada directamente al indicador de MACH/AIRSPEED del Primer Oficial por el tubo pitot del Primer Oficial. Un sistema de pitot auxiliar proporciona la presión de pitot a la computadora de Datos de Aire. Un tubo pitot localizado en el estabilizador vertical proporciona presión del pitot para ser suministrada al limitador del movimiento del timón y a la grabadora de vuelo. Los instrumentos de datos de aire están sellados a presión. Para la verificación integral del sistema, realice las prácticas de mantenimiento para prueba por fugas. Para verificar integralmente el instrumento en forma individual, referirse a las prácticas de mantenimiento del instrumento específicamente. El mantenimiento de línea en vuelo está limitado al reemplazo del instrumento. Sistema de Pitot - Estático Los sistemas Pitot – Estáticos es una instalación compuesta consistente de tres tubos Pitots, diez puertos de estática, dos múltiples de estática, dos interruptores selectores de estática, y tubería asociada interconectada. El sistema de pitot proporciona aire de impacto a presión necesaria para la operación de los sistemas MACH/AIRSPEED, COMPUTADOR DE DATOS DE AIRE, SENSOR DE AVISO DE SOBREVELOCIDAD, y la grabadora de vuelo. Los sistemas estáticos suministran aire de ambiente a presión para los altímetros, MACH/AIRSPEED, COMPUTADOR DE DATOS DE AIRE, SENSOR AVISO DE SOBREVELOCIDAD, GRABADORA DE VUELO, INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL y los sistemas de presurización de cabina (ver figura 4). Las trampas de dren de condensación están localizadas en el foso del tren de nariz y en el compartimiento eléctrico/electrónico. Los elementos calentadores para antihielo son instalados como una parte integral de los tubos.

Sistema Pitot Estático – Instalación

Fig. 4



Un par de tomas de estática se conectan a través de un múltiple para los instrumentos del Capitán, un segundo par se conecta al múltiple para los instrumentos del Primer Oficial y al sensor de aviso de sobrevelocidad, y el tercer par (alterno) es conectado a la grabadora de vuelo y al múltiple de estática el cual puede ser seleccionado por el uso de cualquiera de los interruptores selectores de estática de dos posiciones para el Capitán o el Primer Oficial. El cuarto par se conecta al controlador automático de presión de cabina. El quinto par (auxiliar) es conectado al computador de datos de aire. Un selector de válvulas de estática de dos vías, localizada en el tablero de instrumentos del Capitán, conecta los instrumentos del Capitán a la toma de estática del Capitán, cuando dicho selector se coloca en la posición NORMAL, y al sistema alterno cuando éste se coloca en la posición “ALTERNATE”. Un selector de válvula idéntico en el tablero del Primer Oficial, permite al Primer Oficial seleccionar la entrada de estática de cualquiera de las tomas ya sea la normal o la alterna.

Sistema Pitot Estático

Fig. 5 El sistema de Pitots pasa aire de impacto a presión de los tubos Pitots a los indicadores de MACH/AIRSPEED, COMPUTADOR DE DATOS DE AIRE y al sensor de aviso de sobrevelocidad. De estos tubos Pitots se tienen tres y se localizan en la sección de nariz del fuselaje en la parte superior delantera de la cabina de pilotos. Cuando los tubos Pitots son vistos desde el interior de la cabina, el tubo del lado izquierdo es el que pertenece a los sistemas del Capitán, el del lado derecho a los sistemas del Primer Oficial, y el central a los sistemas auxiliares. Dichos tubos Pitots no se interconectan.



Computadoras de Datos de Aire Se tienen instaladas dos computadoras de datos del aire en el compartimiento eléctrico/electrónico. La computadora No. 1 toma la información de presión estática del sistema estático del Copiloto y proporciona información de altitud al piloto automático para mantener la altitud, información de velocidad vertical e interconexión de circuitos para la ganancia del mismo. También proporciona información del número de MACH al compensador de picada. En los aviones XA-DEI al DEM y XA-JEB al JEC la computadora No. 1 toma la información de presión estática del sistema auxiliar. La computadora No. 2 toma la información de presión estática del sistema estático del Capitán y proporciona información de altitud al sistema de alarma de proximidad a tierra, al ATC transponder No. 1 para reporte de altitud; información de altitud y velocidad indicada a la computadora de empuje, así como información de altitud al altímetro eléctrico del Capitán.

Computadora Datos de Aire

Fig. 7 Sistema de Aviso de Desplome (STALL WARNING) El sistema de aviso de Desplome monitorea continuamente la condición del levantamiento del ala del avión y proporciona automáticamente a la tripulación una indicación física cuando el avión se aproxima a una condición de desplome. El sistema de aviso de desplome consiste de una doble instalación, las cuales están compuestas por dos transductores de



levantamiento, dos unidades sumadoras de señal, y dos interruptores de posición de aletas (flaps). Además se cuenta con dos vibradores de la columna de control, los cuales son actuados por medio de la señal de cualquiera de las unidades sumadoras; también se cuenta con un interruptor de prueba del aviso de desplome. Las unidades sumadoras de señal localizadas en el tablero de equipo del estante de radios izquierdo trasero, contienen cada una de ellas, una fuente de poder para el sistema, un reactor de compensación especial, un interruptor de aviso de desplome y amplificador magnético, un relevador de aviso de desplome, y un relevador de prueba para el sistema. Se cuenta también con unos potenciómetros de ajuste los cuales proporcionan el medio para la correcta compensación de ALETAS (FLAPS) para tres posiciones de ALETAS (FLAPS) y son ajustados antes de la instalación. Los vibradores de las columnas de control están localizados en la parte delantera de cada una de las columnas, Capitán y Primer Oficial. El vibrador consiste de un engrane grande fijado alrededor de un balero e impulsado por un motor de 28 VCD a través de un piñón. Un metal pesado fijado al engrane grande, ajusta una condición fuera de balance la cual provoca el movimiento, vibrando así en un movimiento tipo péndulo. Este movimiento está restringido por el vibrador, y esta acción vibra la columna de control cuando el motor está operando.

Sistema de Aviso de Desplome

Fig. 8

Esquemático

Fig. 9



Instrumentos de Actitud y Dirección Los instrumentos de actitud y dirección incluyen aquellos componentes y sistemas que son requeridos para las maniobras de vuelo básicas. Estos incluyen, primeramente, los giros vertical y direccional junto con los sistemas de referencia de vuelo por medio de los cuales funcionan. El sistema director de vuelo es usado como una lectura integral para aquellos sistemas que se requieran para la seguridad de las maniobras a través de la realización del vuelo. Los componentes y sistemas que proporcionan actitud y dirección se describen en forma individual en las siguientes secciones. Sistema de Compás El sistema de compás es un sistema estabilizado iroscópicamente, con un sensor magnético remoto. Dicho sistema nos proporciona indicaciones de rumbo en forma estable, y suministra señales de referencia en rumbo a otros sistemas. El sistema de compás del Capitán, se designa como compás 1, y el del Primer Oficial como compás 2. Los componentes básicos de este sistema son: válvula de flujo, giro direccional, indicador de compás, y el estante de instrumentos integrados. El estante de instrumentos integrados incluye esclavizadores y servoamplificadores siendo éstos partes funcionales del sistema de compás. Las funciones generales del sistema están distribuidas como se muestra en la figura 9. El giro direccional suministra las señales para estabilizador del rumbo, junto con un monitor de compás (válida DG). El indicador de compás proporciona indicación de rumbo, control de sincronización y anunciamiento, junto con el sistema de marcación VOR y ADF. Las marcaciones del ADF y VOR indicarán el rumbo a seguir cuando es leída contra la carátula del compás, y relativo al rumbo a seguir del ADF y VOR (con respecto al rumbo del avión) cuando se compare con el índice (línea de marcación).

Componentes del Sistema de Compas Fig. 10



Las señales del rumbo magnético sentidas desde la válvula de flujo alimentan al sincro de control esclavo del indicador de compás; y proporcionan control esclavo (a través del amplificador esclavo del estante) para el giro direccional. La señal de control esclavo (error) ocurre, cuando el rumbo del giro no corresponde al rumbo magnético sentido (ver figura 9). La salida del giro estabilizador se alimenta al indicador de compás, y a los controles de operación del servo de rumbo. Bandera de compás cortado (OFF) en los indicadores monitores del compás: energía en el sistema, inclinación dentro del giro (47 ± 5° sobre el eje), velocidad del rotor del giro, y excesivo error de servo en el rumbo primario. La bandera de indicación de cortado (OFF) en el indicador de compás es inicialmente derivada desde los circuitos de energía de CD. Del giro direccional, y mandado a través de los contactos del relevador de falla del giro direccional a los circuitos monitores de compás del estante integrado de instrumentos. Los circuitos monitores de compás también monitorean la energía al servo amplificador de rumbo primario y la condición nula normal. Un error excesivo en el servo de rumbo primario será detectado por este circuito. Los circuitos monitores del compás del están te integrado de instrumentos alimenta a las correspondientes banderas de OFF de los indicadores de compás.

Giro Direccional

Fig. 11

Válvula de Flujo

Fig. 12



Diagrama Funcional del Sistema de Compás Fig. 13

Indicador de Compás

Fig. 14

Cada giro direccional consiste de dos conjuntos principales, la base del ensamblaje y el ensamble sellado. La base del ensamble incluye una red adaptador de fase y receptáculos eléctricos. El ensamble sellado incluye un ensamble rotor del giro y todas las partes eléctricas y mecánicas del giro. El giro es un anillo con 87 grados de movimiento libre sobre el eje interior (Horizontal) y un movimiento totalmente libre sobre el eje exterior (Vertical). El giro también cuenta con dos circuitos convencionales de giro, niveladores de torque, esclavos y de salida de rumbo. Una fuente de energía interna la cual proporciona los voltajes necesarios de CA y CD para la unidad. Los circuitos sensores de rumbo, de nivel, y de velocidad del motor del giro detectan la operación anormal y desenergizan los relevadores con falla. Estos relevadores proporcionan el control de la bandera y las funciones de interlocks para el sistema. La salida del sincro del rumbo tiene la misma referencia de fase como la energía del giro primario, pero el sincro del rumbo del piloto automático tiene conexiones para una referencia de fase externa.



Esquemático Giro de Compas

Fig. 17

Esquemático Giro de Compas

Fig. 18

Sistema de Compás Alterno (BRÚJULA) Se cuenta con un sistema de compás (Alterno), el cual se utiliza para tener indicación continuamente del rumbo del avión con respecto al norte magnético. Dicho compás está localizado en una cavidad en el mamparo de la parte trasera del asiento del Primer Oficial. Para poder observar este compás se cuenta con dos espejos con movimiento, localizados en la parte superior del tablero antideslumbrante. La imagen del compás se proyecta a un espejo cóncavo localizado en la parte trasera del compás, y ésta a su vez a los espejos en el tablero antideslumbrante (Ver figura 10). Se cuenta también con un sistema de alumbrado integral de luz blanca y una luz blanca externa localizada dentro de la cavidad. Las luces son controladas por medio de un interruptor de tres posiciones, localizado en el tablero de interruptores superior de pilotos. Cuando este interruptor está en la posición “DIM”, sólo la luz integral del compás enciende, ahora que si el interruptor está en la posición “BRIGHT”, ambas luces, la integral y la exterior están encendidas. El acceso a la luz integral del compás y a la externa se tiene a través de una ventana rectangular de observación en el ángulo superior trasero derecho de la cabina de pilotos.



Sistema de Compás Alterno Fig. 19

Esquemático

Fig. 20 SISTEMA DIRECTOR DE VUELO El sistema director de vuelo proporciona indicaciones visuales para ayudar a la tripulación en la navegación y control del avión. El sistema consiste de dos computadores directores de vuelo separados enviando, cada uno, señales a sus respectivos instrumentos, tales como: el indicador director de vuelo (HZ-4C), el indicador pictórico de desviación (R-4A), el controlador del director de vuelo y componentes asociados. INDICADOR DIRECTOR DE VUELO (HZ-4C) El indicador director de vuelo muestra el mando de viraje para capturar y seguir un rumbo seleccionado o el rumbo de una señal de radio; envía una señal de cabeceo del avión para mantener la actitud deseada, además envía la señal de cabeceo para capturar y volar en la trayectoria de planeo. Los mandos de cabeceo e inclinación son mostrados por dos barras, una horizontal y otra vertical, con referencia al símbolo fijo del avión.



Director de Vuelo Fig. 21

Esquema Funcional del Sistema Director

de Vuelo Fig. 22

Esquemático

Fig. 23

Esquemático Fig. 24

SISTEMA MONITOR DE FALLA DE INSTRUMENTOS. (Sistema monitor y Técnicas de Retracción SMART). El sistema monitor de fallas y técnicas de retracción (SMART) proporciona una continua vigilancia del compás; del receptor VOR/ILS para la pendiente de planeo; del giro vertical; de los sistemas del director de vuelo, y la retracción de las correspondientes indicaciones de mando del director de vuelo en caso de falla. Los circuitos del selector de modos del director de vuelo se vigilan de tal manera que la retracción de las barras de mando horizontal y/o



vertical ocurre cuando la falla de un subsistema afecta la operación del director de vuelo en el modo seleccionado. Las banderas vigiladas por el sistema son: 1. Bandera FD (Por el computador del director de vuelo en el indicador del director de vuelo). 2. Bandera GS (pendiente de planeo, en el indicador pictórico de desviación). 3. Bandera de alarma OFF (en el indicador pictórico de desviación). 4. Bandera de alarma OFF (en el compás). NOTAS: LA FALLA DE LA CAJA DE ENERGÍA DEL SMART PROVOCARÁ LA RETRACCIÓN DE LAS BARRAS VERTICALES Y HORIZONTALES EN TODOS LOS MODOS. (Referirse a la descripción de cada instrumento para la operación y presentación de las banderas). � La luz anunciadora GA (ida al aire) localizada junto al director de vuelo, se enciende para mostrar que una ida al aire se ha iniciado. � En caso de pérdida de energía al sistema SMART las barras estarán a la vista sin movimiento. Tablero de Control del Director de Vuelo Control Selector de Modos 1) El sistema director de vuelo proporciona cinco modos principales de operación los cuales se seleccionan por medio de la perilla selectora de modos en el tablero de control del Director de Vuelo (Ver figura 13). Los modos de operación y su descripción son de la siguiente forma. a) Modo “OFF”. El modo OFF del sistema manda a las barras de mando vertical y horizontal fuera de vista en el indicador de vuelo, por lo tanto el indicador director de vuelo simplemente opera como un director de actitud convencional. b) Modo de Instrumentos de Vuelo (FI). El modo de instrumentos de vuelo utiliza información de banqueo (ROLL) y cabeceo (PITCH) del giro vertical para generar mandos en banqueo y cabeceo. La barra de mando de cabeceo proporciona la guía para mantener la actitud de cabeceo seleccionada. La barra de mando de banqueo proporciona la guía para controlar o mantener un rumbo seleccionado. Modo Automático de Radio (RADIO AUTO). El modo automático de radio utiliza señales de radio de VOR, localizador y trayectoria de planeo para información de banqueo y cabeceo. La barra de mando horizontal proporciona los mandos de cabeceo para capturar o mantener un patrón de trayectoria de planeo. La barra de mando vertical proporciona los mandos de banqueo para la captura y trazo del patrón del localizador o la señal de VOR en forma automática. La barra de mando de banqueo responde al rumbo seleccionado antes de la captura del VOR o del localizador. La barra de mando de cabeceo responde a la perilla de mando de cabeceo antes de la captura de la trayectoria de planeo.



Selector de Modos del Director de Vuelo

Fig. 26 Indicador de Virajes y Derrapes El indicador de virajes y derrapes proporciona una referencia para cuidar el nivel del avión, lateralmente en vuelo normal, y para establecer el apropiado ángulo de banqueo para determinada relación de viraje. El instrumento funciona sobre un rango de temperaturas ambiente de 29°C a 70°C y rangos de altitudes de 1,000 a 50,000 pies. El indicador de virajes y derrapes se localiza en el tablero de instrumentos del Capitán y Primer Oficial (Ver figura 15). La porción de viraje del instrumento consiste de un giroscopo impulsado eléctricamente conectado a un puntero. La deflexión del puntero es proporcional a la relación de viraje. La porción de indicación de derrape del instrumento consiste de un inclinómetro de esfera. Cuando el avión está nivelado, la esfera está centrada en el tubo. Cuando se lleva a cabo un



banqueo, el resultado de la gravedad y las fuerzas centrífugas provoca que la esfera se centre si el ángulo de banqueo es coordinado apropiadamente con la relación de viraje.

Indicador de Virajes y Derrapes Fig. 29

Radionavegación El equipo de radionavegación asiste en la localización de la posición del avión y en guiar al avión en ruta. La mayoría de los sistemas de radionavegación a bordo se usan simultáneamente, esto es, un sistema complementa al otro. El sistema localizador automático de dirección (ADF) proporciona el radio compás a una estación transmisora como una ayuda a la navegación. Este sistema también es usado para recibir reportes meteorológicos y otras informaciones de vuelo desde la estación transmisora. El sistema de navegación VHF usa señales de estaciones omnidireccionales VHF (VOR) las cuales se encuentran a lo largo de la aerovía. El sistema proporciona una información visual y audible, tal como la distancia de una estación del avión, la desviación del avión de un curso seleccionado o ya sea que el avión esté viajando de una estación VOR a otra estación VOR. El sistema de trayectoria de planeo (GLIDE SLOPE), combinado con el sistema de navegación VHF y el sistema marcador, (Marker Beacon), componen el sistema de



aterrizaje por instrumentos (ILS). El ILS proporciona la guía vertical y lateral durante la operación de aterrizaje por instrumentos. Las señales recibidas por el sistema (GLIDE SLOPE) son transmitidas por un transmisor de ultra alta frecuencia (UHF), localizado cerca del punto de toque en la pista. Cuando se selecciona la frecuencia del localizador en el sistema de navegación VHF, la frecuencia de GLIDE SLOPE se ajusta al mismo tiempo en el sistema GLIDE SLOPE. El sistema del marcador recibe señales, las cuales proporcionan una posición adecuada fija a lo largo del curso de aproximación durante la operación de aterrizaje por instrumentos. Sistema Localizador Automático de Dirección (ADF) Se tienen instalados en el avión dos sistemas ADF separados y completamente independientes. Cada uno de ellos consiste de un receptor, una antena sensora, y un acoplador de antena sensora, una antena LOOP FIJA, un tablero de control y un indicador en el sistema de compás (Ver figura 16). Los sistemas de ADF son utilizados como ayudas miten en el rango de frecuencias de 190 a 1,750 khz. Las operaciones de transmisión en este rango de frecuencia incluye, las estaciones comunes de tipo comerciales, las estaciones de radio de baja frecuencia, etc.. Los sistemas de ADF pueden ser usados para una determinación automática del rumbo de la estación que está siendo recibida, los rangos de radio volados, o la recepción de avisos climatológicos y otros programas de radio difusión. Los receptores de ADF reciben señales desde las antenas de sentido y loop fijas. Los circuitos en el receptor determinan eléctricamente el rumbo de las estaciones de radio y transmiten dicha información como una señal sincro a las agujas indicadoras de rumbo (indicador). Las señales de audio desde los receptores están monitoreados a través del sistema interfono de vuelo. El sistema de trayectoria de planeo (GLIDE SLOPE), combinado con el sistema de navegación VHF y el sistema marcador, (Marker Beacon), componen el sistema de aterrizaje por instrumentos (ILS). El ILS proporciona la guía vertical y lateral durante la operación de aterrizaje por instrumentos. Las señales recibidas por el sistema (GLIDE SLOPE) son transmitidas por un transmisor de ultra alta frecuencia (UHF), localizado cerca del punto de toque en la pista. Cuando se selecciona la frecuencia del localizador en el sistema de navegación VHF, la frecuencia de GLIDE SLOPE se ajusta al mismo tiempo en el sistema GLIDE SLOPE. El sistema del marcador recibe señales, las cuales proporcionan una posición adecuada fija a lo largo del curso de aproximación durante la operación de aterrizaje por instrumentos.



Panel de Control del ADF

Fig. 30

Indicador de Compás

Fig. 31



Sistema de Navegación VHF Se tienen dos sistemas de navegación de muy alta frecuencia (VHF), uno para cada piloto. Cada sistema incluye un receptor de navegación VHF y un tablero de control VHF NAV/COM y sus antenas asociadas por los indicaciones del sistema son mostradas por los indicadores directores de vuelo, los indicadores pictóricos de desviación y los indicadores de compás. El sistema incluye banderas de alarma, flechas TO FROM y anunciadores para mostrar información básica, así como para informar de cualquier anomalía en el sistema. Los tableros de control VHF NAV/COM proporcionan controles para energizar el sistema, seleccionar la frecuencia de operación y ajustar el volumen de audio. La información de rumbo VOR de ambos sistemas puede mostrarse simultáneamente en los dos indicadores de compás. Las radioayudas a la navegación y los sistemas de navegación instalados en el avión incluyen lo siguiente: 1. Sistema VHF de Navegación. 2. Sistema de la trayectoria de Planeo. 3. Equipo DME. 4. Sistema ADF. 5. Sistema de Radiofaro marcador. 6. Sistema Transponder ATC. 7. Radar meteorológico. 8. Sistema radio altímetro.



Sistema de Navegación VHF – Esquema Funcional Fig. 37

El diagrama de localización de antenas muestra las antenas para navegación y comunicación. Las unidades empleadas para la navegación VHF son el indicador director de vuelo (HZ4C), indicador de compás (C6E), indicador pictórico de desviación (R4A), además los tableros de control VHF de comunicación y navegación, los tableros de control de audio y el selector de modos del director de vuelo. Equipo Medidor de Distancia (DME) Se tienen instalados dos sistemas DME, teniendo cada uno la capacidad de medir la distancia desde o hacia una estación VORTAC (hasta un máximo de 200 M.N.). Al hacer esto, el sistema DME proporciona una exposición constante de la distancia en M.N. en la línea oblicua desde la estación al avión, leído en el respectivo indicador pictórico de desviación (R4-A). En distancias desde la estación de 20 millas o más, la diferencia entre la línea oblicua y la distancia geográfica es relativamente pequeña. El error máximo ocurre cuando el avión está sobre la estación; en ese momento la distancia se vuelve altura. Dos interrogadores DME (Transmisores-receptores), designados DME-1 y DME-2 están instalados en el compartimento E/E. Los interrogadores transmiten pares de pulsos de energía de radio a la estación DME en tierra y mide el tiempo de respuesta de la estación. El tiempo de respuesta es convertido a millas náuticas y mostrado en el indicador de distancia. El DME-1 funciona con el sistema de Navegación 1 y el DME-2 con el sistema de Navegación 2. El canal de DME se selecciona automáticamente cuando el receptor VHF de Navegación respectivo es sintonizado a la frecuencia del VOR o del localizador ILS. Sistema Radiofaro Marcador El sistema Radiofaro Marcador proporciona a los pilotos indicaciones visuales y señales audibles; el receptor está preajustado a 75 megaciclos para recibir las señales de cualquier radiofaro marcador. Las señales audibles se escuchan a través de las bocinas o del audífono, las indicaciones visuales son luces blancas, ámbar y azul, localizadas en los tableros de instrumentos de vuelo. Cada luz tiene control de intensidad y son del tipo “oprimir para probar”.



Esquemático

Fig. 39 Sistema del ATC Transponder El sistema del ATC transporder facilita los procedmientos de Control de Tránsito Aéreo proporcionando identificación positiva del avión en la pantalla del radar en tierra. El transponder es la porción de respuesta del sistema del faro radar del ATC. Este recibe interrogaciones provenientes de una estación de tierra y transmite una señal de respuesta codificada, la cual se muestra en la pantalla de radar del controlador de tierra. Se tienen instalados dos sistemas del ATC transponder. El transponder 1 recibe la información de altitud de la computadora de datos de aire número 2 (CDA 2). El transponder 2 recibe la información de altitud del Altímetro con ALTICODER.



Panel de Control Modos/ATCRBS Fig. 40

Transponder

Fig. 41 Radioaltímetro vertical sobre el terreno durante las fases de aproximación y aterrizaje. Su alcance de operación es de 2500 pies (máximo) hasta el toque de ruedas. El sistema no requiere de señales de otros sistemas del avión. El sistema de radioaltímetro consiste de tres componentes principales; un transmisor receptor, dos indicadores en los tableros de instrumentos y dos antenas. En los aviones XA-AMA a XA-AMF y N1003P/U, tienen dos sistemas independientes; los demás aviones tienen un sólo sistema en el lado del Capitán el del Copiloto, es repetidor Transmisor-Receptor. El transmisor envía una señal hacia el terreno donde ésta es reflejada de regreso y captada por el receptor, durante el intervalo de tiempo entre la transmisión y la recepción, la frecuencia de la señal transmitida cambia. La diferencia en frecuencia es convertida en altura por un contador dentro de la unidad transmisora receptora. Esta altura es mostrada en pies en ambos indicadores. El sistema ha sido ajustado de tal manera que los indicadores marquen cero cuando las ruedas del avión toquen la pista al aterrizar. Debido a las deflexiones de las llantas y estructura, los indicadores señalarán ligeramente menos de cero cuando el avión esté firmemente en el terreno.



Indicador de Radioaltímetro Fig. 42

Sistema de Alerta de Altitud El Sistema de Alerta de Altitud ha sido desarrollado para constituir una ayuda a los tripulantes durante la operación del vuelo. Esta ayuda consiste en la emisión de indicaciones visuales y audibles cuando el avión se aproxima o se aleja de una altitud previamente seleccionada. Los componentes principales del sistema en los aviones N1003 P/U son; un controlador localizado en la parte inferior del tablero antideslumbrante, una computadora y los circuitos de energía eléctrica. El sistema de alerta obtiene su información de altitud del altímetro barométrico del Capitán, el cual cuenta en su sector superior izquierdo con una bandera OFF que en caso de hacerse visible indica que el sistema alertador de altitud está fuera de funcionamiento. La indicación de altitud del altímetro es comparada electrónicamente con la altitud seleccionada en el controlador. La diferencia entre las dos altitudes es usada por el computador para alertar a la tripulación cuando se aproxima y se aleja de la altitud seleccionada. La alerta está constituida por:



a) Una luz ámbar localizada en el propio controlador y puede permanecer encendida en forma continua o en forma intermitente según el caso. b) Por un tono de audio de 800 Hz de 1.5 segs. de duración. Se emplean dos niveles de altitud diferencial, uno exterior y otro interior. El nivel exterior está ajustado a 800 pies y el interior está ajustado a 200 pies de la altitud seleccionada. El sistema de alerta de altitud en los demás aviones excepto en los N1003 P/U, tienen los siguientes componentes: un alertador (indicador/selector con pantalla digital) localizado en la sección delantera izquierda del pedestal de controles, un altímetro eléctrico localizado en el lugar del altímetro del Capitán, una computadora de datos del aire, dos alarmas (visual y audible). Las alarmas consisten de: a) Dos luces color ámbar, localizados al lado externo de las luces MASTER CAUTION. b) Un tono audible de 800 Hz. En este sistema el alertador obtiene su información de altitud del altímetro eléctrico y la compara electrónicamente con la altitud seleccionada y la diferencia entre las dos altitudes, activa las alarmas cuando se aproxima y se aleja de la altitud seleccionada.

Altímetro del Capitán y Luz de Alerta de

Altitud Fig. 43

Altímetro Eléctrico y Sistema de Altitud

Fig. 44

Radar Meteorológico (RDR-1F) (Aviones DC9-32 a excepción de XA-JEB, XA-JEC, XA-IOV, N1003 Y N1003U) El Sistema de Radar Meteorológico a color proporciona a la tripulación de vuelo una imagen en tres colores de datos de tiempo y blancos en tierra dentro del área barrida por la antena de radar.



El sistema consiste de una antena de 30 pulgadas montada en el interior del radomo, con mecanismos para estabilizarla y moverla; una unidad transmisora-receptora en el compartimiento de accesorios delantero; un tablero de control y una pantalla en la parte delantera central del pedestal de controles. La pantalla muestra las condiciones meteorológicas en alcances seleccionables de 30, 80, 180 y 300 M.N. La antena está estabilizada en los ejes de cabeceo y banqueo por medio de señales provenientes del giro vertical No. 2 para mantener una imagen estable en el indicador. El ángulo de inclinación de la antena con respecto al plano de referencia del fuselaje, se puede variar desde 14º arriba hasta 14º abajo. En los modos Normal y Contorno, el ángulo de cobertura del haz emitido por el Sistema es de aproximadamente 3º máximo. En el modo MAP se irradia un haz de abanico en el plano vertical y el ángulo de cobertura varia con la altitud y el alcance. Se tienen líneas de Azimuth azules en la pantalla del indicador para 0º (rumbo del avión), 30º y 60º a cada lado, proporcionando referencia de rumbo relativo a los blancos meteorológicos. El ángulo de inclinación de la antena con respecto al plano de referencia del fuselaje, se puede variar desde 14º arriba hasta 14º abajo. En los modos Normal y Contorno, el ángulo de cobertura del haz emitido por el Sistema es de aproximadamente 3º máximo. En el modo MAP se irradia un haz de abanico en el plano vertical y el ángulo de cobertura varia con la altitud y el alcance. Marcas de alcance azules son proyectadas electrónicamente en la pantalla del indicador, permitiendo medir la distancia a los blancos, presentando marcas de alcance en forma de arcos concéntricos con diferentes intervalos. La pantalla digital proporciona una imagen que no se desvanece (continua). El proceso digital permite distinguir 3 niveles distintos de lluvia y elimina el ruido de fondo y la sombra del barrido. Se presentan 3 niveles separados de densidad de lluvia por medio de los colores rojo, amarillo y verde.



Sistema de Alarma de Proximidad a Tierra (GPWS) El Sistema de Alarma de Proximidad a tierra está diseñado expresamente para proveer un margen de seguridad a condiciones de vuelo inadvertido, cerca del terreno. El sistema se energiza al momento de aplicar energía eléctrica al avión, operando en forma automática y continua entre 50 y 2450 pies de altura. La información es procesada para determinar una proximidad inadecuada con el terreno. El Sistema consta de un computador de proximidad a tierra; alarmas visuales y audibles; un interruptor de sobrepaso (OVRD) y luz indicadora de falla. El computador del sistema es alimentado con datos proporcionados por: En caso de tener un patrón de vuelo inseguro con relación al terreno o cuando el avión no esté con la configuración apropiada entre 50 y 2450 pies de altura, el computador de proximidad a tierra proporcionará las alarmas audibles y visuales. Prueba del Sistema

Controles e Indicadores del Radar

Meteorológico Fig. 45

Patrón de Prueba del Radar Meteorológico Fig. 46



El Sistema se puede comprobar en tierra o en vuelo arriba de 1000 pies de altura. Para el sistema instalado en algunos DC9-32 se debe oprimir cualquiera de las pantallas de las luces PULL UP por 6 segs. aproximadamente, ésta ocasiona que se activen las alarmas visual y audible, las cuales continuarán operando por 2 ó 3 seg. aproximadamente después de soltar las pantallas PULL UP. En el sistema instalado en los DC9-32 matrículas XA-AMA, AMB, AMC, AMD, AME, AMF, N1003P y N1003U. La prueba se realiza pasando momentáneamente el interruptor GND PROX WARN ala posición TEST. Durante esta prueba la luz GPWS FAIL debe estar apagada. Si la prueba se realiza en vuelo, el tren de aterrizaje debe estar arriba y las aletas no deben estar en configuración de aterrizaje. Cuando la prueba del sistema es satisfactoria, se activan las alarmas audibles GLIDESLOPE (una vez) y WHOOP, WHOOP, PULL UP (cuatro veces) encendiéndose también las luces GPWS, BELOW G/S y GPWS FAIL. Este sistema se puede desactivar jalando el ruptor GND PROXIMITY WARN localizado en el tablero de ruptores de las barras de radios y de instrumentos en el EPC.

Sistema de Alarma de Proximidad a Tierra

Fig. 50

Sistema de Alarma de Proximidad a Tierra Fig. 51



Sistema Alertador de Tráfico y Evasión de Colisiones TCAS II Introducción Los grades volúmenes de tráfico y las diferencias de velocidad entre las aeronaves actuales hacen al TCAS un equipo de apoyo para la tripulación y los servicios de tránsito aéreo, ya que predice y presenta las amenazas potenciales de colisión reforzando el concepto de “ver y evadir”. El propósito del TCAS es proporcionar un margen adicional de seguridad y mantener las aeronaves “Libres de Conflicto”. Este Manual familiarizará a los usuarios con el Sistema Alertador de Tráfico y Evasión de Colisiones TCAS II, al proporcionar información básica del Sistema, principios de operación normal y limitaciones. Debido a que el TCAS II es único, el glosario contenido en este Manual es sumamente importante para la comprensión y operación del sistema, se requiere leerlo detenidamente al igual que la demás información aquí presentada.

TCAS Sistema Alertador de Tráfico y Evasión de Colisiones

Fig. 52

Alerta Indicación (visual o audible) que proporciona rápidamente información de una situación anormal a la tripulación. Área de Precaución Es un área del espacio aéreo que inicia de 35 a 45 segundos desde el momento en que se pronostica que el intruso entrará al área de colisión del avión con el TCAS. Área de Alarma Es un área tridimensional del espacio aéreo que inicia de 20 a 30 segundos desde el momento en que se pronostica que el intruso entrará al área de colisión del avión el TCAS. Área de Colisión



Es un área tridimensional del espacio aéreo, definida por el TCAS, que varía en dimensión dependiendo de la relación de acercamiento. Esta área se encuentra alrededor del avión equipado con el TCAS. El TCAS está diseñado para prevenir Intruso Es un avión que está equipado con transponder ATCRBS con Modo-A, Modo-C ó Modo-S y el cual puede ser detectado por la parte lógica de la computadora del TCAS II como “intruso” y se pronostica que entrará al “área de colisión” del avión equipado con este sistema. Modo A Es un modo de operación del radar de vigilancia secundario (SSR) que proporciona una respuesta en el código seleccionado 4096 (sin altitud) cuando es interrogado. El TCAS no es capaz de determinar una acción de Evasión a partir de una respuesta en Modo-A; el Aviso de Tráfico si es anunciado. Modo C Es un modo de operación del radar de vigilancia secundario (SSR) que proporciona una respuesta con la altitud del avión, en adición a la información proporcionada por una respuesta en Modo-A.

Indicador VSI –TA/RA Fig. 54

Modo S Es un modo de operación del radar de vigilancia secundario (SSR) que proporciona respuestas a las interrogaciones de los Modos A y C así como de interrogaciones del Modo-S desde tierra o aire. NOTA: EL MODO-S ES UN MEDIO A TRAVÉS DEL CUAL UN AVIÓN EQUIPADO CON EL TCAS COORDINA LAS ESTRATEGIAS DE EVASIÓN CON OTRO AVIÓN EQUIPADO TAMBIÉN CON ESTE SISTEMA



Otro Tráfico : Cualquier respuesta del transponder de un tráfico no clasificado como intruso o de un Tráfico Próximo, que esté dentro de + 2700 pies medidos verticalmente y del rango de la pantalla, es representado por el contorno de un diamante azul. “Otro tráfico” es mostrado solamente cuando el interruptor TRAFFIC del tablero de control del transponder está en ON. La presentación de “otro tráfico” se inhibe durante los avisos de tráfico y de acción de evasión. Tráfico Próximo: Cualquier respuesta del transponder de un tráfico dentro de un radio de 6 M.N. y + 1200 pies medidos verticalmente del avión con el TCAS, es representado por un diamante sólido azul. Este tráfico es mostrado en conjunto con un aviso de tráfico (TA) o con uno de acción de evasión (RA). Aviso de Tráfico (TA) Es un aviso que es presentado a la tripulación cuando la trayectoria de vuelo pronosticada de un intruso esté entre 35 - 45 segundos antes de que entre al área de colisión del avión con el TCAS. Avisos de Acción de Evasión (RA) Una presentación visual y un mensaje audible instruyen al piloto sobre las acciones que deben tomarse o evitarse con el objeto de mantener o incrementar la separación vertical relativa con un intruso. Estos avisos están diseñados para generarse cuando la trayectoria de vuelo pronosticada de un intruso esté entre 20 - 30 segundos antes de que entre al área de colisión del avión con el TCAS. Los avisos de acción de evasión tienen dos categorías: 1. Aviso Correctivo: Instruye a la tripulación para que modifique la relación vertical actual. 2. Aviso Preventivo: Instruye a la tripulación para que no modifique la relación vertical actual.

Unico Modo S/ATCRBS – Instalación de

Antena omnidireccional

Panel de Control Modos/ATCRBS

CONTROL PANEL

ATCRBS TRANSPONDER

A/C INPUTS

A/C INPUTS

MODE-S TRANSPONDER



Presentación de Modos y Fallas

Presentación de Prueba del TCAS El transponder con falla debe cortarse y el transponder alterno seleccionarse colocando el selector de modos TCAS/XPDR en ATC. El modo ATC del transponder alterno es del tipo Modo-C. NOTA: EL TCAS NO OPERARÁ EN EL MODO-C YA QUE REQUIERE DEL MODO-S PARA OPERAR CORRECTAMENTE.



Actividades

Investigación documental

Ejercicios

Prácticas Trasladar aquí las que ya están en el programa (punto 2.8) y agregar al menos una práctica por unidad que se desarrolle fuera de la escuela, con su respectiva lista de cotejo. Respetar la misma estructura de las prácticas y sus listas de cotejo.

Transferencia a otros contextos Este apartado deberá incluirse al final de cada capítulo, en el que se plantearán diversas situaciones, en las que las competencias puedan ser desarrolladas. Esta información favorecerá la comprensión, aplicación y transferencia de competencias a escenarios diferentes, ampliando la visión de los alumnos, al proporcionarles un panorama diverso en los que se inserta la competencia o competencias desarrolladas. Se incluirán situaciones que se dan en diferentes regiones, entidades y países (desarrollados o en vías de desarrollo). En esta sección podrán proyectarse situaciones a futuro, en las que se visualice la importancia de las competencias relacionadas con el módulo.

Autoevaluación Incluir al menos 10 reactivos de autoevaluación, en proporción de 6 a 7 preguntas abiertas por 3 a 4 preguntas cerradas. Ver ejemplos: Preguntas abiertas:



1. Describe tres elementos clave de los motores de combustión interna. 1. Desarrolla una tabla comparativa de las características de los sistemas abiertos y los

sistemas cerrados, con al menos cuatro elementos de comparación. 2. Construye un circuito lógico con al menos cuatro compuertas diferentes y verifica los

valores de salida que obtiene al aplicar al menos cuatro voltajes distintos. 3. etc. Preguntas cerradas (se admiten de opción múltiple, correlación y completar. No se admiten de falso y verdadero): 7. ¿Cuál es la función del embrague en los mecanismos de tracción? (opción múltiple)

a) Apoyar los cambios de marcha b) Incrementar la potencia

c) Permitir la aceleración gradual d) Detener la marcha

8. Relaciona los conceptos y las definiciones en las siguientes dos columnas, escribe un número dentro de cada paréntesis según corresponda. (Correlación)

Concepto Definición 1. Electrón ( )Es determinado por la cantidad de

protones que se encuentran en el núcleo 2 Núcleo del átomo ( ) Elemento atómico que contiene los

protones y los neutrones. 3. Número atómico ( ) Elemento atómico que gira en torno al

núcleo 9. Completa las siguientes oraciones.

a) Mientras más pequeña es la distancia entre dos cargas eléctricas ___________________________________________________

b) Los átomos de un mismo elemento son idénticos en ___________________________________________________



REFERENCIAS DOCUMENTALES

Incluir todos las fuentes documentales, ya sean libros, revistas, enciclopedias, páginas web, libros digitales, etc., que fueron empleados en la elaboración del manual. Utilizar formato APA y orden alfábetico, conforme a los siguientes ejemplos. Libros.

- Maffetone, P. (2001). Entrenamiento para la resistencia. Barcelona, España: Di

Vecchio.

- Rueda Beltrán, M. y Díaz Barriga Arceo, F. (2003). Evaluación de la Docencia. México: Paidos Mexicana.

Internet.

- American Psychological Association (2003, 27 de marzo). Electronic Reference [en línea]. Washington, EEUU. Recuperado el 5 de abril de 2005, de http://www.apastyle.org/elecref.html

- Landeau, Rebeca. "Guía breve para la presentación de referencias y citas bibliográficas". Universidad Metropolitana Caracas. Actualización: abril 2005. 18 de Septiembre de 2005. http://medusa.unimet.edu.ve/procesos/referencias.html#Cita%20textual.

- Instituto Tecnológico y de Estudios Superiores de Monterrey (2007) “Qué es APA”, Monterrey, Nuevo León, México. Obtenido el 14 de noviembre de 2008 .

- http://serviciosva.itesm.mx/cvr/formato_apa/categorias.htm

ANALISIS DE FALLAS

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