Centro de Excelencia de Aviación del Ejército Estadounidense
Fuerte Rucker, Alabama
Enero del 2013
MODULO A
INTRODUCCIÓN AL UH-60A/L
PLANTA DE POTENCIA TURBINA T-700
SISTEMA DE MANDO DEINSTRUMENTOS / CIS
CONTROLES DE VUELO E HIDRÁULICO
SISTEMA CONTROLES AUTOMÁTICO (AFCS)
EL PROPONENTE ES:
Brigada 110a de Aviación
1er Batallón - 212a Regimiento de Aviación
ATTN: ATZQ-ATB-LH
Fuerte Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: DECLARACIÓN DE RESTRICCIÓN A EXTRANJEROS: El material contenido en
este folleto ha sido revisado por el que instruye y/o el que desarrollo el entrenamiento y
se determino que la información contenida es dominio público. Este folleto se puede
diseminar libremente a todo estudiante militar de todos los países extranjeros sin
restricción.
-1-
TABLA DE CONTENIDO
CLASES DEL MÓDULO A
PAGINA
1. INTRODUCCIÓN AL UH-60 A/L
3
2. TURBINA T-700
63
3. CIS
139
4. SISTEMA HIDRÁULICO
169
5. AFCS
345
Centro de Excelencia de Aviación del Ejército
Estadounidense Fuerte
Rucker, Alabama
Octubre 2012
Notas del Estudiante
Introducción UH-60A/L
011-8134-2
EL PROPONENTE DE ESTAS NOTAS DE ESTUDIANTE ES:
1-212 AVIATION REGIMENT
110 AVIATION BRIGADE
ATTN: ATZQ-ATB-BH
Fort Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: Los materiales contenidos en este curso han sido revisados por los autores de los cursos en coordinación con La
autoridad de la revelación extranjera, Oficial de Divulgación de Relaciones Exteriores, USAACE, Fort Rucker, Alabama.
Este curso puede ser distribuido a los estudiantes militares de países extranjeros en una base de caso por caso
3
ESTA PAGINA FUE DEJADA EN BLANCO INTENCIONALMENTE
SECCION II.
INTRODUCCION
ACTIVIDAD:
CONDICION:
NORMA:
Identificar los componentes y características del UH-60 A/L Blackhawk.
En un salón de clases, teniendo en cuenta las referencias adecuadas, las
notas del estudiante, cualquier ayuda de adiestramiento pertinente y
multimedia.
Identificar los componentes principales / características del helicóptero
UH-60 Blackhawk incluyendo las características especiales de la Sección
del Fuselaje, las características especiales de la Cabina de Mando, el
Sistema del Tren de Potencia, y el Sistema del Tren de Aterrizaje. Usted
debe hacer esto contestando correctamente cuatro (4) de seis (6)
preguntas en el próximo Examen de Sistemas de la Aeronave para recibir
un GO en esta unidad.
SECCION III. PRESENTACION
1. Paso/Actividad de Aprendizaje 1. Identificar las características del UH-60A/L.
Descripción General
a. La misión primaria de este helicóptero es el transporte táctico de tropas, evacuación médica, carga y
reconocimiento dentro de las capacidades del helicóptero. La observancia de las limitaciones, rendimiento, y
datos de peso y balance provistos es mandatorios.
(1) Designación de Nave de Ala Rotativa del Ejército: UH-60A/L.
(2) Diseñador y Designación del Modelo: Sikorsky, S-70.
5
(3) Número y tipo de Motores: Dos; General Electric, modelo T700-GE-700, motores serie turbo.
(4) El UH-60A/L tiene un rotor principal completamente articulado.
(5) Un Sistema de Rotor de Palas de Viga Cruzada provee la acción anti-torque y control direccional. Las
palas son de una construcción de grafito y fibra de vidrio.
(6) El tren de aterrizaje principal está montado a cada lado del helicóptero delante del centro de gravedad.
Cada tren de aterrizaje individual consta de una rueda sencilla, una viga de arrastre y un amortiguador de dos
ejes, etapas de aceite hidráulico y nitrógeno.
Cabina de Mando
b. La cabina de mando está localizada en la parte delantera del helicóptero con los pilotos sentados en paralelo,
cada uno con un conjunto de controles de vuelo e instrumentos. La disposición de la cabina de mando
consiste de:
(1) La consola superior, encima y en medio de las cabezas del piloto y copiloto, contiene los controles de
los motores, controles de emergencia para fuegos, calefacción, y controles de limpia parabrisas.
(2) La consola inferior cerca de la base del panel de instrumentos y extendiéndose a través de la cabina entre
el piloto y el copiloto es fácilmente alcanzada por cualquiera de los pilotos. La consola está organizada
con el panel de comunicaciones, panel de navegación, y controles de actitud/estabilidad de vuelo.
(3) Instrumentos dobles de vuelo y motor están localizados en el panel de una sola pieza. El panel está
inclinado hacia atrás 30°. Los paneles de advertencia maestra están montados en la parte superior del
panel de instrumentos, debajo del escudo anti deslumbrante, para informarle al piloto de condiciones que
requieran una acción inmediata.
Requisitos de Tripulación
c. Requisitos de Tripulación
(1) Mínimo: Piloto and copiloto: tripulantes adicionales, como sean requeridos, serán añadidos a discreción
del comandante, de acuerdo a las normas y regulaciones pertinentes del Departamento del Ejercito.
(2) La tripulación normal son el piloto en el lado derecho de la cabina, copiloto en el lado izquierdo de la
cabina, técnico de mantenimiento en el lado derecho/delantero de la cabina, y un artillero en el lado
izquierdo/delantero de la cabina.
Misiones Primarias
d.
Misiones Primarias
(1) Las misiones primarias del helicóptero son el transporte táctico de
tropas, evacuación médica, y carga.
(2) Misiones de reconocimiento, dentro de las capacidades del helicóptero.
7
Pesos de la Aeronave
e. Estos son los pesos básicos de operación del UH-60A/L:
(1) Peso Básico del helicóptero es aproximadamente 13,000 libras. Esto incluye todo el sistema hidráulico y
sistema de aceite lleno, combustible atrapado y no utilizable, y todo el equipo fijado al helicóptero.
(2) Peso de Diseño - 16,825 libras.
(3) Peso Bruto Máximo - 22,000
libras.
Dimensiones de la Aeronave
f.
Dimensiones Principales
(1)
Diámetro del Rotor: 53 pies 8
pulgadas.
(2) Altura del Rotor de Cola: 6 pies 6
pulgadas. (3) Diámetro del Rotor de Cola: 11
pies.
(4)
Altura Total: 16 pies 10
pulgadas. (5) Largo Total: 64 pies
10 pulgadas. (6) Espacio libre del
Rotor:
(a) Palas del Rotor a vuelta completa: 9 pies 5
pulgadas. (b) En Tierra: 7 pies 7 pulgadas.
ADVERTENCIA: El espacio libre del Rotor Principal está representado con el bastón cíclico centralizado y en suelo
nivelado. Desplazamiento del cíclico o terreno en declive puede causar que la distancia del espacio libre de las palas
sea significativamente menor.
(7) El rotor de cola está inclinado 20 grados para mejorar el rendimiento y aumentar la capacidad de
sustentación. Los 20 grados pueden proveerle aproximadamente 2.5% de la fuerza total de sustentación
al el helicóptero.
(8) El ancho de Estabilizador es 14 pies 4
pulgadas.
Giro de Viraje
g. Cuando se hace rodaje terrestre, el UH-60 requiere 41 pies 7.7 pulgadas de espacio libre para el rotor de cola
durante un viraje de 180 grados.
9
Carga de Combustible
h. Carga de Combustible
(1) Ambas celdas principales de combustibles son a prueba de choques, auto sellantes e intercambiables.
(2) Combustible utilizable en las celdas principales es 360 galones U.S., 180 galones por cada celda cuando
son reabastecidas por gravedad, proveyendo aproximadamente 2.3 horas de vuelo.
Estructura Principal
i.
Estructura Principal
(1) La estructura principal es de una aleación de aluminio. Acero y titanio es utilizado en mamparos y en
algunas conexiones.
(2) Miembros no estructurales son principalmente fabricados de materiales compuestos, malla de aluminio, o
Kevlar.
Vigas Horizontales
(3) La estructura delantera de la aeronave tiene cuatro vigas horizontales debajo del piso de la cabina, se
extienden hacia atrás hasta la sección de transición y ayudan a mantener la estructura debajo de la cabina
liza durante un aterrizaje forzoso, previniendo una desaceleración súbita como resultado del efecto de
arado durante un impacto a un ángulo leve en terreno blando.
2. Paso / Actividad 2. Identificar las características de la sección de la nariz del helicóptero (Área 1).
Sección de la Nariz (Área 1)
a. La orientación de la aeronave sigue básicamente la secuencia del pre-vuelo de acuerdo al Capítulo 8 del
Manual del Operador del UH60A/L.
Antes del Chequeo Exterior
11
b. Antes del Chequeo Exterior
(1) Chequear publicaciones. Revisar la bitácora, la serie de formularios DA Form 2408, y el símbolo del
estatus de mantenimiento.
(2) Remover y asegurar las cubiertas del helicóptero, dispositivos de cierre, amarres, y bloques de calzos.
Orificios de Abastecimiento de Combustible
c.
Combustible/Chequear cantidad según sea requerido. El sistema de combustible del UH-60 puede ser servido
por uno de tres métodos.
(1) Orificio de Reabastecimiento por Gravedad: Unas tapas de combustible estándar del Ejercito están
localizadas en el lado derecho e izquierdo del área de transición permitiendo que cada tanque sea
abastecido individualmente por gravedad. La capacidad máxima es de 180 galones.
(2) Orificio de Reabastecimiento por Presión
(a) Un sistema de abastecimiento y drenaje a presión permite el abastecimiento y drenaje completo de
ambos tanques por un mismo punto (Acoplador NATO estándar de 5 pulgadas) en el lado izquierdo del
helicóptero.
(b) La celda derecha de combustible es abastecida a presión a través de una tubo interconectado de la
celda izquierda.
(c) Este tubo interconectado no conecta las celdas al sistema de suministro.
(d) Cuando se usa el método de abastecimiento a presión por punto sencillo, la cantidad de combustible
utilizable es aproximadamente 179.5 galones.
(e) Presión máxima de combustible del vehículo de servicio es 55 psi (libras por pulgada
cuadrada), a 300 gpm (galones por minuto).
(3) Orificio de Reabastecimiento por Circuito Cerrado
(a) Una conexión de servicio de punto sencillo (Acoplador estándar de 2.5 pulgadas) está localizada en el
lado izquierdo de la aeronave para abastecimiento a circuito cerrado.
(b) La presión de entrada es de 15 PSI, y el régimen del flujo es de 110 GPM.
(c) Cuando se utiliza el método de abastecimiento por circuito cerrado, la capacidad de combustible
utilizable en la celda es de 178 galones.
d. Los chequeos operacionales del pre-vuelo comienzan en la parte delantera de la aeronave.
Tapón de Punta Palas del Rotor Principal
e. Chequear las palas del rotor principal y la superficie inferior del tapón de punta por condición y
seguridad.
Palas del Rotor Principal
ADVERTENCIA: No flexionar las puntas de las palas del rotor principal más de 6 pulgadas por debajo
de la posición normal de caída al estar fijando los amarres. No amarrar por debajo de la posición
normal de caída.
f.
Descripción and Construcción de las Palas del Rotor Principal
Dimensiones de las Palas del Rotor Principal
(1) La pala del rotor principal es de 24 pies 4 pulgadas de largo, pesa 214 libras, la cuerda es de 21.75
pulgadas, y el disco del rotor es 53 pies 8 pulgadas.
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Construcción de las Palas del Rotor Principal
(2) La pala del rotor principal está construida de una envergadura de aleación de titanio de una sola pieza,
una tira de abrasión de níquel, mallas de alambre para protección contra rayos, forros electro-térmicos
para el des-hielo de las palas, piel de fibra de vidrio cubriendo la parte trasera del borde de ataque y una
estructura de panal de Nomex.
Pasador Expandible Palas del Rotor Principal
(3) Pasador Expandible Palas del Rotor Principal
(a) La pala del rotor principal está conectada al husillo por dos (2) pasadores
expandibles.
(b) No se necesitan herramientas para la remoción o instalación de los pasadores expandibles. Cuando
inspeccionen los pasadores expandibles, chequee el brazo del pasador expandible (mango de
bloqueo) por un bloqueo seguro.
(c) A medida que el brazo del pasador se abre o cierra, los manguitos alrededor de la clavija se
expanden o contraen para asegurar un punto de unión segura entre la cuchilla y el cabezal.
(d) Ajustes en el pasador expandible se logra mediante la tuerca de ajuste, situada en la parte inferior de
la clavija.
Cubierta de la Cabina
h. La cubierta de la cabina es de Kevlar y una estructura de aluminio.
(1) Los parabrisas del piloto, copiloto y central están fabricados de un material de policarbonato resistente a
roturas. Los parabrisas son calentados eléctricamente para el anti-hielo y el des empañamiento.
(2) Chequear las hojas del limpia parabrisas por utilidad.
Sensor de temperatura Aire Exterior (OAT) / Sensor del Indicador FAT
i.
Sensor de temperatura Aire Exterior (OAT) / Sensor del Indicador FAT
(1) Sensor OAT
(a) Sensor OAT, instalado debajo del parabrisas, provee una señal al controlador para la calefacción del
Elemento A Tiempo (EOT) para la capacidad de des-hielo de las palas del rotor.
(c) Mientras más baja la Temperatura del Sensor OAT, más largo será el Elemento A Tiempo (EOT)
(2) Sensor de Indicador FAT
(a) El sensor de indicador FAT es un instrumento de lectura directa marcado FREE AIR, e indica en grados
Centígrados y puede ser observado desde el interior de la cabina.
(b) Dos sensores de indicadores FAT están instaladas a través de las ventanas superiores
15
Compartimiento de Aviónicas
j.
Compartimiento de Aviónicas
(1) Los siguientes componentes están localizados en el compartimiento de aviónicas:
(a) Seguridad de Voz (TSEC/KY-58) – Comunicaciones seguras, puede ser usado con el FM1, FM2 y el
UHF-AM.
(b) El Equipo de Referencia de Actitud y Rumbo (AHRU) (2) – Provee información de cabeceo, balanceo,
rumbo magnético, y régimen de viraje.
(c) Equipo de Navegación Doppler/GPS AN/ASN-128D (DGNS) - Provee información de presente posición o
de navegación al destino en latitud y longitud (grados y minutos) o coordenadas MGRS.
(d) Procesador de Sistema de Mando de Instrumentos (CISP) – Provee una visualización de mandos en tres
modalidades separadas; Modalidad de Rumbo, Modalidad de Altitud, y Modalidad de Navegación.
(g) Convertidor de Señales de Datos del Sistema de Visualización (HUD SDC) – El Sistema de Visualización
sirve como una ayuda a los pilotos usando el sistema de representación
óptica de visión nocturna del aviador AN/AVS-6 (ANVIS) durante operaciones de vuelo
nocturno.
(f) Sistema de Aumento de Estabilidad (SAS) Amplificador No. 1 (localizado detrás del Convertidor de
Señales de Datos del Sistema de Visualización HUD SDC). El amplificador del SAS utiliza la señal de
salida de balanceo del giroscopio vertical o de las señales del AHRS para calcular la actitud y régimen de
balanceo.
(g) Sistema de Aumento de Estabilidad (SAS) No. 2 (localizado detrás del Convertidor de Señales de Datos
del Sistema de Visualización HUD SDC) - SAS 1 y SAS 2 mejora la coordinación de viraje utilizando
comandos derivados de los acelerómetros laterales.
(h) Computadora del Transpondedor (Kit-1A/TSEC) – La computadora del transpondedor localizada en la
sección de la nariz del helicóptero opera en conjunto con el modo 4.
(i) LF/ADF (AN/ARN-89) – El equipo localizador de dirección AN/ARN-89 (Figura 3-13) es un radio
aerotransportado, de baja frecuencia (LF), localizador automático de dirección (ADF), que provee una
marcación de compás automática o manual en cualquier señal de radio dentro de la gama de frecuencias
de 100 a 3,000 kHz.radio.
(2) La puerta se puede mantener abierta en dos posiciones por una riostra.
(3) Cierre la puerta del compartimiento de aviónica.
Área 1 Antenas / Receptores
k.
Área 1 Antenas / Receptores
(1) Receptores de Radar de Advertencia están localizados en ambos lados de la puerta en la
sección de la nariz del helicóptero del UH-60.
(a) Las dos unidades de los receptores de radar de advertencia (RWR) procesan y muestran
información de amenazas.
(b) Estas antenas ayudan a proporcionar diferenciación entre los diversos tipos de radar de búsqueda y
estaciones de seguimiento.
(2) Las Antenas del Radio altímetro ayudan con la provisión de lecturas digitales, lectura e indicador de ajuste de
baja altura, lectura e indicador de ajuste de alta altura, y la lectura e indicación de la altura seleccionada en el
radar.
(3) La antena de la Senda de Planeo se encuentra instalada debajo del compartimiento de aviónica y recopila
datos del Sistema de Aterrizaje por Instrumentos (ILS).
(4) Chequear la condición y seguridad de las antenas.
Luz de Aterrizaje y Luz de Búsqueda
l.
Luz de Aterrizaje y Luz de Búsqueda
(1) Luz de Aterrizaje
(a) Una luz de aterrizaje de 600 vatios está montada en el lado izquierdo debajo de la sección de la nariz y
es controlada desde ambas empuñaduras de los bastones de paso colectivo.
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(b) La luz puede ser extendida 107° desde la posición de
guardada.
(c) Un interruptor de función doble es usado para operar la luz.
(d) Durante la extensión, la velocidad de recorrido es alrededor de 12° por segundo, y durante la retracción,
alrededor de 30° por segundo.
(2) Luz de Búsqueda
(a) La luz de búsqueda está montada en la parte inferior derecha de la sección de la nariz, y es controlada
desde cualquiera de los bastones de paso colectivo.
(b) La luz puede ser movida hacia adelante a través de un arco de 120° desde la posición retraída.
(c) También puede ser girada 360° en cualquier dirección derecha o izquierda sobre su eje.
PRECAUCION: La luz de aterrizaje y la de búsqueda tienen menos de un pie de distancia al suelo cuando están
extendidas. Usar precaución durante rodaje terrestre sobre terreno disparejo con la luz de
aterrizaje y/o la luz de búsqueda extendidas.
3. Paso / Actividad de Aprendizaje 3. Identificar las características del lado izquierdo de la cabina de mando
(Área 2).
Puerta de la Cabina
a. Puerta del Copiloto
(1) La puerta del copiloto está fabricada de Kevlar y aluminio.
(a) Comprobar el alambre de seguridad en el mango de lanzamiento de emergencia de la puerta.
(b) Cada puerta de la cabina está equipada con un sistema de liberación de emergencia para deshacerse
del conjunto de puerta.
(2) La liberación de la puerta se logra halando una manija rotulada EMER EXIT PULL, localizada en el interior de
la puerta.
(3) Después de halar la manija hacia atrás, la puerta puede ser liberada pateando la esquina inferior delantera
de la puerta.
Panel Blindado
b. Panel Blindado
(1) Las alas blindadas sujetas al interior de la cabina de mando, consisten de un panel corredizo en el lado de
afuera de cada asiento.
(2) Una palanca de destrabe al frente de cada panel permite deslizar el panel hacia atrás para permitir la entrada
y salida rápida.
(3) Los asientos de los pilotos tienen una tolerancia balística de hasta 7.62 mm y absorben la energía.
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Cinturones y Arneses Asientos de los Pilotos
c.
Cinturones y Arneses Asientos de los Pilotos
(1) Cada asiento tiene una cubeta de una sola pieza hecha de compósito cerámico conectada a tubos que
absorben energía.
(2) La sujeción del ocupante es provista mediante un arnés de sujeción de cinco puntos.
(3) Las fuerzas de un impacto son reducidas al permitir que el asiento y ocupante se muevan verticalmente
como una sola unidad.
(4) Comprobar los cinturones y arneses de los pilotos.
Bastón de control de paso colectivo del Copiloto
d. El bastón de control de paso del colectivo del copiloto tiene dos posiciones:
(1) El bastón del copiloto se encoge girando la empuñadura y empujando el bastón hacia atrás para facilitar el
acceso al asiento.
(2) El bastón del copiloto debe ser extendido y asegurado durante el vuelo.
Antena de Recalada FM
e. Antena de Recalada del FM - Las dos antenas de recalada FM usadas con el radio No. 1 VHF-FM están en
cada lado del fuselaje del helicóptero, detrás de las puertas de la cabina de mando.
f.
Las luces de posición se encuentran en la parte exterior de los soportes del tren de aterrizaje, a la izquierda y
derecha, y arriba del pilón de cola. Las luces son rojas a la izquierda, verdes a la derecha y blancas en la cola.
g. El Tren de Aterrizaje Principal está montado a cada lado del helicóptero delante del centro de gravedad. Cada
tren de aterrizaje individual tiene una rueda sencilla, viga de arrastre, una cubierta y escalón de apoyo del tren de
aterrizaje, y un amortiguador de aceite y nitrógeno de dos etapas.
(1) Las vigas de arrastre absorben la energía durante aterrizajes de hasta 10 pies por segundo (pps). Sobre 10
pps la etapa superior e inferior se combinan para absorber las cargas de hasta 39 pps (casi 11.25 Gs).
(2) El interruptor Peso Sobre Ruedas (W OW), está instalado en el tren de aterrizaje izquierdo para controlar la
operación de los sistemas seleccionados.
21
(3) Las ruedas del tren de aterrizaje principal tienen frenos de discos hidráulicos. Los frenos tienen un indicador
visual de desgaste de frenos.
(4) Chequear si hay fugas de fluido hidráulico en el amortiguador.
(5) Chequear el estado y buscar por rajaduras en la barra de arrastre del tren de aterrizaje principal.
(6) Chequear
Ventana del Artillero
h. Ventana del Artillero
(1) Las ventanas deslizadoras del mecánico de vuelo/artillero incorporan un mecanismo de seguridad para
abrir/cerrar las ventanas, así como una cerradura de cerrojo para mantener abiertas las ventanas. (2)
Chequear la ventana del artillero por funcionamiento correcto, seguridad y condición.
Orificio Sensor Ambiental
i.
El Orificio Sensor Ambiental
(1) El Orificio Sensor Ambiental se encuentra en el lado exterior de la carcasa de la toma de aire
para cada motor.
(2) El orificio sensor ambiental detecta la temperatura del ambiente para controlar la válvula moduladora del anti
hielo en la entrada del motor:
(3) Comprobar el orificio sensor ambiental para asegurarse que está libre y despejado.
Indicador Visual de Aceite del Motor Izquierdo
j.
Indicador Visual de Aceite del Motor Izquierdo
(1) Chequear el nivel de aceite del motor izquierdo (No.1) a través de la puerta de acceso en la cubierta de
23
entrada del motor.
(2) El nivel de aceite debe estar entre las marcaciones Lleno y Añadir.
(3) Si vuelos de más de 6 horas se hacen, el nivel de aceite debe estar en la line Lleno del indicador visual
de aceite antes del vuelo.
Viga de Arrastre Tren de Aterrizaje Principal
k.
Viga de Arrastre Tren de Aterrizaje Principal: Chequear la Viga de Arrastre del Tren de Aterrizaje Principal
por rajaduras.
4. Paso / Actividad de Aprendizaje 4. Identificar las características de la parte superior de la cabina (Área 3).
Entrada del Motor Lado Izquierdo
Entrada del Motor Lado Izquierdo
(1) Comprobar la entrada del motor para asegurarse que está libre de escombros. Obstrucciones incluyen
FOD, nieve, y hielo.
(2) Falla a remover las acumulaciones de hielo y nieve pueden causar graves efectos aerodinámicos
y estructurales en vuelo y daños graves por objetos extraños si el hielo es ingerido por el motor.
Tubos Estáticos Pitot
a. Tubos Estáticos Pitot
(1) Dos tubos Pitot con calentamiento eléctrico con orificios estáticos están atrás y sobre las puertas de la
cabina del piloto y co-piloto.
(2) El tubo Pitot derecho está conectado a los instrumentos del piloto y el tubo Pitot izquierdo está conectado
a los instrumentos del co-piloto.
(3) Además de instrumentación estándar, datos de velocidad son detectados para la operación del
estabilizador, el FPS y el sistema de mando de instrumentos.
25
Cubierta de Acceso de Controles
b. La cubierta de acceso de controles se desliza hacia adelante, dando acceso a los controles de vuelo, unidad
mezcladora, bombas hidráulicas, reservorios, etiquetas térmicas y a los indicadores de condición de los
filtros: Una parrilla de malla en la cubierta delantera permite la inducción del flujo de aire para los
componentes del sistema de enfriamiento.
Controles de Vuelo y Reservorios Hidráulicos
c.
Controles de Vuelo
(1) Chequear por escombros y FOD
(2) Controles de Vuelos y Servos no pueden estar obstruidos.
(3) Hay tres sistemas de suministro de presión hidráulica: número 1, número 2 y respaldo.
Módulos de Bombas Hidráulicas
(4) Todos son completamente independientes y cada uno es completamente capaz de suministrar la presión
esencial a los controles de vuelo para redundancia máxima del sistema.
Reservorios Hidráulicos/Filtro
d. Reservorios Hidráulicos
(1) La parte de reservorio de cada módulo de bomba tiene una ventanilla indicadora de nivel rotulada REFILL,
FULL y EXPANSION (rellenar, lleno, y expansión).
(2) Hay tres bombas hidráulicas en la aeronave. Cada bomba tiene dos filtros: un filtro con presión y un filtro de
regreso.
(3) Un botón indicador rojo en cada filtro se saldrá cuando alguna acción de mantenimiento es requerida en el
elemento del filtro.
Plataforma de Mantenimiento
e. Plataforma de Mantenimiento
(1) Hay una liberación manual en la parte frontal de la plataforma de mantenimiento.
(2) Esta liberación permitirá que la plataforma se deslice hacia adelante unas pulgadas, permitiendo acceso a
diferentes partes del área de los controles de vuelo.
27
Etiqueta Termo sensibles
f.
Etiqueta Termo sensibles
(1) Cada bomba hidráulica tiene dos etiquetas sensibles a temperatura montadas en el lado.
(2) Cuando un nivel de temperatura es alcanzado, un círculo se vuelve negro.
(3) Cuando la etiqueta indica que una temperatura de 132°C (270°F) ha sido excedida, una anotación tiene que
ser hecha en el Formulario DA 2408-13- 1.
Entrada de Aire / Lado Derecho del Motor
g. Entrada de Aire / Lado Derecho del Motor
(1) Chequear la entrada del motor para asegurarse que está libre de obstrucciones. Obstrucciones incluyen
FOD, nieve y hielo.
(2) Si no se retira la acumulación de nieve y hielo pueden causar efectos aerodinámicos graves y estructurales
en vuelo y si son ingeridos por el motor pueden causar daño grave por objetos extraños.
Área del Motor Nro. 1
h. Áreas del Motor
(1) Los pestillos del compartimiento del motor se encuentran en la cubierta superior del motor.
(2) La cubierta/plataforma de trabajo abre y proporciona una superficie plana para el uso de mantenimiento e
inspecciones. La cubierta/plataforma de mantenimiento es capaz de soportar un peso de 250 libras.
(3) Chequear todos los botones de desvío. El filtro de combustible es un filtro de flujo total tipo barrera con un
desvío integral.
Área del Motor Nro. 2
(4) Chequear el área del motor por fugas.
(5) Chequear el área por condición general y seguridad.
i.
Planta Auxiliar de Potencia (APU)
29
(1) La APU está localizada detrás de la plataforma hidráulica en el lado del motor numero 1.
(2) La APU provee potencia neumática para el arranque del motor, calefacción en la cabina, potencia eléctrica
durante operaciones terrestres, y potencia eléctrica durante emergencias en vuelo.
Rejilla Aire de Entrada de la APU
(3) Chequear el compartimiento de la APU, y la rejilla de aire de entrada por escombros y FOD.
Nivel de Aceite de la APU
(4) Remover la varilla del aceite y chequear el nivel del aceite para asegurarse que esta entre las marcaciones
lleno y añadir.
(a) Si la APU está caliente al tacto el lado caliente (HOT) de la varilla puede ser usado. (b)
Cuando la APU esta fría al tacto, el lado frío (COLD) de la varilla puede ser usado.
Eje Impulsor Sección 1
j.
El eje Impulsor de la sección nro. 1 está localizado entre la transmisión principal y el enfriador de aceite.
(1) Inspeccionar el eje impulsor de la sección nro. 1 para asegurarse que no hay daño al eje impulsor, a las
monturas del eje impulsor, y que no hay escombros o FOD en el área.
Soplador de Enfriamiento de Aceite
(2) Chequear el soplador de enfriamiento de aceite para asegurarse que no hay escombros o FOD.
k.
Seguro Anti ráfagas
(1) El sistema de seguro consiste de una manija de seguro en la parte trasera de la cabina, una precaución
seguro anti ráfagas (GUST LOCK) y un dispositivo de seguro con dientes en la unión de impulso (localizado
detrás de la transmisión principal antes del soplador de enfriamiento de aceite) de la transmisión principal.
(2) El seguro anti ráfagas impide a las palas rotar cuando el helicóptero está estacionado.
(3) El seguro tiene que ser aplicado solamente cuando el sistema de rotor está estacionario.
(4) Chequear.
31
Transmisión Principal
l.
Transmisión Principal
(1) La transmisión principal está montada arriba de la cabina entre los dos motores.
(2) Monta e impulsa el cabezal del rotor principal, cambia el ángulo del impulso desde los motores, reduce las
rpm de los motores, impulsa el eje impulsor del rotor de cola e impulsa el módulo de accesorios.
(3) La transmisión principal tiene incorporada una inclinación de 3°hacia adelante para proveer una actitud nivelada en vuelo
crucero.
Módulos de Entrada
m. La potencia de los motores es transmitida al módulo de la transmisión principal a través de módulos de entrada.
(1) Cada módulo contienen un piñón biselado de entrada y engranaje, y una unidad de giro libre.
(2) La unidad de giro libre permite el desacoplamiento de los motores durante autorrotación, o en caso de un
motor inoperativo, el módulo accesorio continuará siendo impulsado por el rotor principal.
Módulos de Accesorios
n. Módulos de Accesorios
(1) Un módulo de accesorios está montado en la sección delantera de cada módulo de entrada, son idénticos y
directamente intercambiables.
(2) Cada módulo de accesorios provee montaje e impulso para un generador eléctrico y una bomba hidráulica.
(a) Un sistema primario de potencia ac produce potencia regulada, trifásica, de 115/200 vac, 400 Hz. Cada
sistema contiene un generador de 30/45 kilovatios-amperios para uso de la aeronave.
(b) Los módulos de bombas hidráulicas son una combinación de bomba hidráulica y reservorio. Los
módulos son idénticos e intercambiables.
Nivel de Aceite Transmisión Principal
o. Nivel de Aceite Transmisión Principal
(1) Una varilla de una sola escala es usada para chequear el nivel de aceite frio. Esperar por lo menos 2 horas
después del apagado del motor para chequear el aceite. Si el nivel de aceite tiene que ser chequeado
caliente (de inmediatamente a dentro de ½ hora después del apagado) el nivel de aceite dará una lectura
alrededor de ½ pulgada bajo (el punto medio entre las marcas FULL y ADD o ½ pulgada debajo de la marca
ADD).
(2) La varilla de escala doble es para chequear los niveles de aceite frio o caliente. Usar la escala correcta
cuando se chequea el nivel de aceite. Lea el lado caliente cuando chequea el aceite caliente (de inmediato a
dentro de ½ hora después del apagado), o el lado frio de la varilla cuando chequea el aceite frio (por lo
menos 2 horas después del apagado).
Sistema Rotor Principal
33
p. Sistema Rotor Principal
(1) El sistema del rotor principal es impulsado por los motores a través del sistema de la transmisión principal,
con cabeceo controlado por el sistema de controles de vuelo.
(2) El cabezal del rotor principal transmite los movimientos de los controles de vuelo a las cuatro palas del rotor
principal con el cabezal del rotor principal girando en una dirección anti horario.
(3) El rotor principal consiste de un rotor elastomérico de cuatro palas y completamente articulado.
Absolvedor Bifilar Rotor Principal
(4) El absolvedor de vibración bifilar reduce vibración del rotor en el mismo rotor. El absorbedor está montado
arriba del cubo y consiste de una placa de cuatro brazos con contrapesos.
Cojinetes Elastoméricos del Rotor
(5) El cojinete elastomérico permite a la pala aleteo, adelanto y retroceso.
Amortiguadores Rotor Principal
(6) Chequear controles, amortiguadores y cabezal.
Indicador BIM Rotor Principal
(7) Indicadores BIM cargados con una precarga de nitrógeno de 10psi, están localizados en los largueros.
(a) La carga de nitrógeno provee un medio de control de las palas del rotor principal en caso de una
combinación imprevista de eventos que puedan poner en peligro la integridad estructural del larguero, o
permita que el nitrógeno se escape a través de fugas en los sellos.
®
(b) Un indicador de Método de Inspección de Palas (BIM ) está instalado en cada pala al final de la raíz del
borde de salida para indicar visualmente cuando la integridad estructural del larguero de la pala está
degradada. Si ocurre una rajadura en el larguero, o una fuga en un sello, escapará nitrógeno del larguero.
Cuando la presión baja por debajo de mínimo, el indicador mostrará franjas rojas
35
Área 3 Antenas
q. Área 3 Antenas
(1) Consisten de una antena del transpondedor y una antena del GPS.
(2) Chequear condición y seguridad de las antenas.
5. Paso / Actividad de Aprendizaje 5. Identificar las características de la cabina interior (Área 4).
Equipo de Emergencia
a. Equipo de Emergencia
(1) Extintor de Incendio de Operación Manual
(a) Hay dos extintores de incendio de operación manual, uno está montado en la pared de la cabina a la izquierda
del asiento del artillero., un segundo extintor está montado al asiento del copiloto.
(b) Utilizados para extinguir incendios, según sea necesarios.
(c) Chequear y asegurarse que esté presente, que sea útil y asegurado.
ADVERTENCIA:
Exposición a altas concentraciones del agente extintor o a productos de descomposición
debe ser evitada. No debe ser permitido que el líquido tenga contacto con la piel; podría causar
congelación o quemaduras por bajas temperaturas.
(2)
Botiquines
Auxilios
de
Primeros
(a) Hay tres botiquines de primeros auxilios instalados, dos en la parte trasera del asiento izquierdo del piloto
y uno en la parte trasera del asiento derecho del piloto.
(b) Utilizados para atender lesiones y heridas.
(c) Chequear y asegurarse que esté presente y que sea útil.
(3) Hacha de Impacto
(a) Hay un hacha instalada entre los asientos de los pilotos en la cabina.
(b) Utilizadas para asistir durante una salida de emergencia, como sea necesario.
(c) Chequear y asegurarse que esté presente, sea útil y asegurada.
37
Asientos Piloto/Co-Piloto Palancas de Destrabe de Inclinación de Emergencia
b. Las palancas para destrabe de inclinación en emergencia se encuentran en cada lado del marco de apoyo del
asiento. El asiento puede ser inclinado hacia atrás dentro de la cabina para remover o tratar a un piloto herido. La
inclinación del asiento puede ser realizada desde la cabina solamente cuando el asiento está en la posición
completamente abajo y atrás.
ADVERTENCIA:
No almacenar ningún artículo debajo de los asientos. Los asientos se desplazan hacia abajo durante
un impacto y cualquier obstrucción aumentará la probabilidad y severidad de una lesión.
ADVERTENCIA:
Para prevenir lesiones al personal, no soltar ninguna de las palancas de ajuste vertical, ni la
normal ni la de emergencia, a menos que alguien esté sentado en el asiento. Los resortes de
extensión están bajo tensión todo el tiempo. Con el asiento en su posición más baja, la precarga
vertical del asiento podría ser de hasta 150 libras. Si no hay nadie en el asiento y la(s) palanca(s)
de ajuste vertical es (son) soltada(s), el asiento será impulsado hasta el tope más alto.
Cualquiera que esté recostado sobre el asiento o con las manos en los tubos guías sobre los
cojinetes lineales, será seriamente lesionado.
Asientos para Tropas
c.
Asientos para Tropas
(1) Además de los asientos del mecánico de vuelo y artillero, asientos de tropas pueden ser instalados para 12
personas. Cada asiento de tropas tiene un cinturón y arnés de hombros para sujetar el cuerpo.
(2) Dos asientos orientados hacia afuera, uno a cada lado del helicóptero son para el mecánico de
vuelo/artillero. Estaciones del mecánico de vuelo/artillero puede que tengan ametralladoras instaladas.
Acumulador Hidráulico de la APU
NOTA: Cuando el acumulador de la APU está por debajo de la presión mínima requerida para el arranque de la APU,
o si la APU falla en arrancar la bomba manual puede ser utilizada para manualmente presurizar el acumulador.
d. Acumulador Hidráulico de la APU
(1) Localizado en la sección trasera izquierda del techo de la
cabina. (2) Utilizado para arrancar la APU usando presión
hidráulica.
(3) Consiste de un acumulador y un indicador de presión.
(a) El acumulador contiene fluido hidráulico presurizado por una carga de
nitrógeno. (b) El indicador de presión debe indicar 2800 PSI para el arranque de la
APU.
(c) Hay dos tipos de indicadores de presión usados en la aeronave.
Mango Bomba Manual Acumulador de la APU
39
e. Mango Bomba Manual del Acumulador de la APU
(1) Almacenado en la pared izquierda trasera de la cabina.
(2) Usado para manualmente rellenar la carga del acumulador de la APU en caso de que la recarga
automática falle.
Filtro de Aceite de la Transmisión/Indicador Visual de Desvió
Inminente
f.
Filtro de Aceite de la Transmisión/Indicador Visual de Desvió Inminente
(1) El Indicador visual de desvió inminente está localizado en el tazón del filtro de la transmisión en el fondo
de la transmisión principal.
(2) El filtro de aceite tiene un indicador visual de desvío inminente (botón rojo) que se salta cuando la
primera etapa del filtro se ha contaminado.
(3) Chequear el indicador visual de desvió inminente del filtro del aceite de la transmisión principal
para asegurarse que no se salió.
(4) Cuando el botón se salta, el elemento del filtro debe ser reemplazado para reponer el botón
Gancho de Carga
g. El Sistema del Gancho De Carga consta de un conjunto de gancho montado en la parte de abajo del fuselaje,
un panel de control en la consola superior, un interruptor normal de liberación en cada empuñadura del bastón
cíclico, un interruptor de liberación de emergencia en la empuñadura del bastón del colectivo, y una palanca
manual en la cabina para uso del jefe de la tripulación.
(1) Usado para cargar cargas externas de hasta 8000 lbs.
(2) Chequear condición general y seguridad de las conexiones eléctricas.
(4) Chequear la condición del gancho para asegurarse que el gancho este almacenado si no se está utilizando.
Puertas Tropas/Cargas
h. Las puertas de la cabina están en el extremo posterior del compartimento de carga en cada lado del
fuselaje.
Las aperturas de la puerta son de 54.5 pulgadas de alto y 69 pulgadas de ancho; los tamaños máximos
de los paquetes acomodados por las aperturas son de 54 pulgadas de alto por 68 pulgadas de ancho.
(1) Trabas de una sola acción permiten que las puertas sean trabadas en las posiciones completamente
abiertas o completamente cerradas.
(2) Salida de Emergencia:
SALIDAS DE EMERGENCIA
(a) Las ventanas de las puertas de carga pueden ser lanzadas en caso de un egreso de
emergencia. (b) Moviendo la manija rotulada EMERGENCY EXIT hacia atrás, libera las dos
41
ventanas.
(c) Puede que sea necesario empujar las ventanas.
NOTA: Los pasajeros deben estar debidamente informados de abstenerse a mover la manija de emergencia, excepto
en una situación actual de emergencia. Las ventanas de las puertas de carga pueden ser seriamente dañadas
cuando se lanzan
Piso de la Cabina/Herrajes de Amarre
i.
Los 17 herrajes de amarre instalados en el piso de carga pueden sujetar una carga de 5,000 libras en cualquier
dirección. Todos los herrajes de amarre incorporan espárragos que son usados para instalar los asientos de
tropa.
(1) La construcción del suelo de carga consta de una piel superior de fibra de vidrio cruzada e unidireccional.
(2) El núcleo es de Nomex y la piel inferior es de fibra de vidrio tejida.
(3) El límite de capacidad del suelo es de 300 libras por pie cuadrado.
Compartimientos de Almacenaje de Equipo
j.
Compartimientos de Almacenaje de Equipo
(1) Dos compartimientos de almacenaje de equipo son localizados sobre las celdas de combustible.
(2) Las dimensiones de los compartimientos de almacenaje de equipo son 20 x 20 x 40 pulgadas y son
separados por los componentes de las celdas de combustible.
(3) La capacidad máxima es de 125 libras en cada lado.
(4) Mallas de sujeción están disponibles para contener el equipo.
6. Paso / Actividad de Aprendizaje 6. Identificar las características del lado izquierdo del fuselaje (Área 5).
Orificios de Abastecimiento de Combustibles
a. Orificios de abastecimiento del tanque de combustible – Chequear; tapas asegurar, puertas aseguradas.
43
Área de Escape Motor/APU
b. Área de Inspección de Escape del Motor/APU.
(1) Chequear el área del Escape del Motor por escombros, obstrucciones o deficiencias.
(2) Inspeccione los deflectores del HIRSS y amortiguadores por su utilidad.
(3) Inspeccione el escape de la APU por escombros, obstrucciones y deficiencias.
Luz Anticolisión Inferior/Área 5 Antenas
c.
Luz Anticolisión Inferior
(1) Cada conjunto de luz anticolisión contiene dos lámparas, la lámpara superior dentro de un lente rojo para
operación de noche y la inferior dentro de un lente claro para la operación de día.
(2) Chequear por condición y
seguridad. d. Área 5 Antenas
(1) La Antena de Alta Frecuencia (HF) (AN/ARC-220(V)2 provee comunicaciones durante operaciones a Ras
de
Tierra (NOE). El radio HF tiene una gama de frecuencias de 2.0000 a 29.9999 MHz.
(2) La antena VOR/LOC recibe señales omni range variables (VOR)/señales del localizador de los
transmisores terrestres.
(3) Chequear condición y seguridad de las antenas.
Conjunto Rueda de Cola
e. Tren de Aterrizaje Rueda de Cola
(1) La rueda de cola gira 360 grados en un ensamblaje de horquilla cuando no está asegurada. La rueda de
cola solo puede ser asegurada en una posición longitudinal. El conjunto de horquilla está conectado a un
amortiguador oleo de dos etapas.
(2) El amortiguador de la rueda de cola actúa como el amortiguador del tren de aterrizaje principal, y
está diseñado para absorber la energía de un impacto de hasta 11.25 G’s.
(3) El conjunto del yugo fijo del tren de aterrizaje de cola está asegurado a la estructura del cono trasero de
cola y provee apoyo trasero al helicóptero.
(4) Un actuador eléctrico en el yugo, asegura la horquilla de la rueda de cola en la posición
asegurada o desasegurada cuando el helicóptero está estacionado o en vuelo.
Secciones Eje Impulsor
f.
Secciones Eje Impulsor
(1) Los ejes impulsores del rotor de cola están localizados en la parte superior de la sección del cono de cola,
debajo de la cubierta abisagrada del eje impulsor.
45
Secciones Eje Impulsor
Secciones de Eje Impulsor
Acoplamiento
Flexible
Cojinetes de
Apoyo
Burbuja
Viscosa de
Amortiguación
Amortiguador
Viscoso
105
(2) El cono de cola, conectando la sección de transición y el pilón del rotor de cola, soporta el eje impulsor del
rotor de cola y el pilón de cola.
(3) Chequear por daño, escombros y FOD.
Caja de Engranajes Intermedia
Caja de Engranajes Intermedia
Carcasa De Salida
Tapón De
Llenado
Reborde De
Salida
Carcasa De
Entrada
Carcasa
Central
Indicador
Visual / Tapón
Indicador Visual Claro/ Tapón
106
g. Caja de Engranajes Intermedia
(1) La caja de engranajes intermedia, transmite torque y reduce la velocidad del eje de la caja de engranajes
principal a la caja de engranajes del rotor de cola.
(2) Chequear el nivel del aceite, y la condición de la caja de engranaje intermedia.
7. Paso / Actividad de Aprendizaje 7. Identificar las características del pilón de cola (Área 6).
Paso / Actividad De Aprendizaje No.7
Identificar las características del Pilón de Cola (Área 6).
109
Eje Impulsor Rotor de Cola
Eje Impulsor Del Rotor de Cola
Sección IV
(Rotor de Cola)
Eje Impulsor
106
a. Eje Impulsor Rotor de Cola
(1) La cubierta del eje impulsor del pilón abre para permitir acceso al eje impulsor del rotor de cola.
(2) La cubierta incorpora una antena de comunicación VHF / No.2 FM. Chequear condición y seguridad del
cable.
(3) Cubiertas removibles en la caja de engranajes son provistas para permitir acceso a las cajas de engranajes
intermedia, a la caja de engranajes del rotor de cola y a los controles de vuelo del rotor de cola.
Pilón de Cola/Área de Antenas
b. Pilón de Cola
47
Pilón de Cola / Area de Antenas
Sistema del Rotor De Cola
Cubierta del Eje Impulsor
del Rotor de Cola
Mecha Estática
Estabilizador
111
(1) El pilón de cola apoya a la caja de engranajes intermedia, la caja de engranajes del rotor de cola, al rotor de
cola y al estabilizador.
(2) Abra las cubiertas, chequee por daño, escombros y FOD.
c.
(3) La parte inferior del borde de salida del pilón de cola tiene un carenado aerodinámico, para disminuir la
cantidad de ángulo de paso del rotor de cola/anti torque requerido en vuelo hacia adelante.
Estabilizador
(1) El helicóptero tiene un estabilizador de ángulo de incidencia variable para mejorar las calidades de manejo.
(2) El estabilizador de incidencia variable está conectado a la parte inferior del pilón de cola, tiene mechas
estáticas para disipar la electricidad.
d. Antenas Área 6
Antenas Area 6
Antena
VHF/FM No. 1
Antena
VHF/No. 2 FM
Antena Comandante de
Tropas VHF/FM
Antena de Advertencias
de Radar
112
(1) Antenas de Advertencias de Radar, en ambos lados.
(a) Las dos unidades de sensores proporcionan detección de emisiones de radar.
(b) Estas antenas también realizan la diferenciación entre los varios tipos de estaciones de radares de
búsqueda y rastreo.
(2) Soportes de montaje de los sensores de misiles electro-ópticos están localizados donde los sensores de
misiles serán instalados durante una operación de campo.
(3) La antena VHF/FM No.1 COM envía y recibe comunicaciones para el AN/ARC-201-1.
(4) Chequear condición y seguridad de las antenas.
Posición de Cola/Luz Anticolisión
Posición de Cola / Luz Anti-Colisión
Luz Anti-Colisión
Luz de Posición
en la Cola
113
e. Anticolisión Superior/Luz de Posición
Conjunto de Viga Cruzada Rotor de Cola
Conjunto de Viga Cruzada Rotor de Cola
Palas del Rotor
de Cola
Conjunto de Viga Cruzada
Rotor De Cola
49
f.
Conjunto de Viga Cruzada Rotor de Cola
(1) Un sistema de palas de rotor de cola de viga cruzada, provee acción anti torque y control
direccional. Las palas están construidas de grafito y fibra de vidrio. El movimiento de
aleteo y cambio de paso de pala es proveído por la deflexión del larguero flexible de
fibra de grafito.
(2) El rotor de cola girando en sentido anti horario, sesgado hacia arriba 20° provee
2.5% de la fuerza de sustentación total en vuelo estacionario, permite una nariz más
corta, CG trasero, bajo perfil, y mayor estabilidad durante vuelo estacionario y
vuelos a baja velocidad.
Temperatura
Caja de Engranajes Rotor de Cola
Caja De Engranajes
Carcasa de Magnesi
Indicador Visual de Aceite
Servo del Rotor de Cola
Detector de Partículas/Sensor de
g. Caja de Engranajes Rotor de Cola
(1) La caja de engranajes monta el rotor de cola, cambia el ángulo de impulso, y
proporciona reducción de velocidad.
(2) Localizada en la parte superior
del pilón de cola. h. Mirilla de la Caja de
Engranajes del Rotor de Cola
(1) Localizado en el lado derecho de la caja de engranajes.
(2) El nivel correcto del aceite debe estar entre las líneas en la mirilla.
50
8. Paso / Actividad de Aprendizaje 8. Identificar las características del lado derecho del
fuselaje (Área 7).
Paso / Actividad de Aprendizaje No. 8
Identificar las características del lado derecho del fuselaje (Área 7).
118
Área 7 Antena
a. Área 7 Antena
(1) La antena VOR/LOC recibe señales de radiobaliza omnidireccional de frecuencia muy
alta / señales del localizador de transmisores terrestres.
(2) Chequear la condición y seguridad de las antenas.
51
Indicador Térmico Botellas Extintoras
b. Indicador Térmico Botellas Extintoras
(1) El sistema también tiene un orificio de descarga térmica de seguridad que causará la
ruptura de un indicador visual en el lado derecho del fuselaje, indicando que uno o
ambos recipientes están vacíos.
(2) Chequear para asegurarse que el indicador visual no está fracturado o ausente.
Escape del Motor Lado Derecho
Gases de Escape del Motor/Lado Derecho
Inspeccione la salida de los gases de escape
del motor (Lado Derecho)
Inspeccione la Riostra y punto de montaje del
HIRSS
121
c.
Inspeccionar el área del escape del motor por escombros, obstrucciones, o
deficiencias; e inspeccione los deflectores del HIRSS y amortiguadores por su utilidad.
Orificio de Abastecimiento por Gravedad Lado Derecho
Lado Derecho
1
Orificio de
Abastecimiento
por Gravedad
d. La puerta del orificio de abastecimiento por gravedad debe estar
cerrada y asegurada.
9. Paso / Actividad de Aprendizaje 9. Identificar las características del lado derecho de la
cabina. (Área 8).
53
Indicador Visual Aceite del Motor Lado Derecho
a. La puerta de acceso del nivel del aceite permite acceso para chequear el nivel del
aceite del motor derecho.
Viga de Arrastre Tren de Aterrizaje Principal
. La Viga de Arrastre del Tren de Aterrizaje Principal absorberá la energía de aterrizajes
hasta de 10 pies por segundo (fps). A más de 10 fps, la etapa superior e inferior se combinan
para absorber cargas hasta de 39 fps (alrededor de 11.25 Gs): Chequear la viga de arrastre por
rajaduras.
Detector de Hielo
Detector de Hielo
El detector de hielo
censa la acumulación de
hielo en una sonda
vibrante de acuerdo al
cambio de frecuencia en
la sonda.
ADVERTENCIA: No confié en el detector d de
anti-hielo. Condiciones de temperatura/presión en
la entra del motor pueden
causar que hielo se acumule en la entrada antes
de que el detector de hielo indique la presencia de
hielo.
e hielo como única indicación al piloto para ender
el
128
c.
Detector de Hielo
(1) El Detector de Hielo está localizado en el costado exterior del Motor Nro.2
(2) El Detector de Hielo detecta la acumulación de hielo en una sonda vibrante por un
(3) cambio en la frecuencia de la sonda.
(3) El Detector de Hielo está en funcionamiento en cualquier momento que se aplica
energía al helicóptero. (4) Chequear para asegurarse que el detector de hielo no está
dañado, y está libre de escombros y FOD.
ADVERTENCIA: No confié en el detector de hielo para una indicación al piloto para
encender los sistemas del anti hielo. Condiciones de presión y temperatura en la
entrada de aire del motor pueden causar una acumulación de hielo en la entrada
de aire antes de que el detector de hielo indique la presencia de hielo.
d. El Orificio Sensor Ambiental está localizado en el costado exterior de la carcasa de la
entrada de aire del motor nro.2:
(1) Detecta la temperatura del aire para controlar la válvula moduladora
del anti hielo del motor. (2) Chequear el orificio sensor ambiental para
asegurarse que está libre y sin obstrucciones.
55
Ventana del Artillero
e. Ventanas del Artillero
(1) Las ventanas deslizables del jefe de mantenimiento/artillero incorporan un mecanismo
de cierre de seguridad para abrir/cerrar las ventanas, así como una cerrojo para
mantener las ventanas abiertas.
(2) Chequear la ventana de artillero por operación, seguridad y condición.
Receptáculo de Potencia Externa
f.
Receptáculo de Potencia Externa
(1) Este receptáculo provee un punto de conexión para la GPU (Unidad de Potencia
Terrestre). Una GPU es una fuente de potencia eléctrica externa capaz de energizar a
los sistemas hidráulicos y eléctricos sin tener los motores de la aeronave operando.
(2) Asegurarse la puerta está cerrada y asegurada.
Luces de Posición
g. Luz de Posición es de color verde y está localizada en el costado exterior del soporte
del tren de aterrizaje izquierdo: Chequear por rajaduras
Tren de Aterrizaje Principal
h. El tren de aterrizaje principal está montado a cada lado del helicóptero adelante del
centro de gravedad. Cada tren de aterrizaje tiene una sola rueda, una viga de arrastre, y
un amortiguador óleo de dos etapas.
Tren de Aterrizaje Principal
Indicador de desgaste de la pastillas de frenos
132
57
Antena de Recalada FM/Puerta del Piloto
Antena de Recalada VHF-FM
Antena de Recalada VHF-FM
133
i.
Inspeccionar la antena de Recalada FM.
Puerta del Piloto
Puerta del Piloto
134
j.
Chequear la puerta del piloto de la misma manera que la del copiloto.
Ejercicio Práctico Introducción al UH-60 A/L
1. El diámetro de disco del rotor del UH-60
pies
pulgadas en circunferencia.
2. El rotor de cola está inclinado
grados para mejorar el rendimiento y aumentar la capacidad
de sustentación. La inclinación provee aproximadamente
_% de la fuerza total de sustentación
de la aeronave.
3. El UH-60 puede ser reabastecido por uno de los tres métodos utilizando los orificios de
abastecimiento del lado
Nro. 1 de la aeronave. Nombre los tres métodos.
_,
,
4. Cuál de las luces montadas en la nariz del helicóptero puede ser girada 360º?
5. Cuál puerta puede ser expulsada?
6. Que significa la abreviación WOW?
7. Si el vuelo dura más de
horas, el nivel del aceite del motor debe estar en la line lleno en la
mirilla del aceite antes del vuelo.
8. Nombre los tres sistemas de presión hidráulica,
9. La APU provee potencia neumática para
provee potencia eléctrica para
_,
_,
y calefacción en la cabina, además
y
_.
10. El seguro anti-ráfagas cuando aplicado previene
11. La transmisión principal tiene una inclinación hacia adelante de
para permitir una
actitud nivelada en vuelo crucero.
12. Cada módulo de accesorios permiten el montaje y operación de
y
.
13. Cuando estamos haciendo el pre vuelo del sistema del rotor principal, el indicador BIM debe
indicar que color cuando la presión baja por debajo del límite mínimo aceptable para la presión?
59
14. Cuantos botiquines de primeros auxilios esta instalados en el UH-60A?
15. Qué tipo de artículos son permitidos almacenar debajo de los asientos del piloto y co-piloto?
16. El acumulador de la APU es utilizado para el arranque de
hidráulica.
17. Para prevenir
usando presión
, no libere las palancas de ajuste vertical normal o de
emergencia a menos que alguien esté sentado en el asiento.
18. Moviendo la manija EMERGENCY EXIT en las puertas de la cabina libera las
.
19. El límite de peso del piso es
.
20. La capacidad máxima para cada uno de los compartimientos de almacenaje es
lib
ras.
21. La rueda de cola gira
_º en el conjunto del yugo cuando desasegurado.
Puede ser solamente asegurada en la posición de columna.
22. El helicóptero tiene un
de ángulo de incidencia variable para mejorar las
cualidades de manejo de la aeronave.
23. Cuál es el peso máximo bruto del UH-60A?
24. Las luces de búsqueda y aterrizaje tienen menos de
están extendidas.
de distancia al suelo cuando
25. El gancho de carga es utilizado para cargar cargas externas de hasta
libras.
Contestaciones Ejercicio Practico Introducción
1. 53 pies, 8 pulgadas
2. 20, 2.5%
3. Gravedad, Presión, Circuito Cerrado
4. Búsqueda
5. Puertas de la Cabina
6. Peso Sobre Ruedas
7. 6
8. Nro. 1, Nro.2, y Respaldo
9. Arranque del Motor, Operaciones Terrestres, Emergencias en Vuelo
10. Evita que las palas giren cuando el helicóptero está estacionado
11. 3º
12. Generador y Bomba Hidráulica
13. Rojo
14. 3
15 Ningún artículo puede ser almacenado debajo de los asientos.
16. APU
17. Lesiones Personales
61
18. Ventanas
19. 300 libras por pie cuadrado
20. 125
21. 360
22. Estabilizador
23. 22,000 libras
24. 1 pie
25. 8,000
Centro de Excelencia de Aviación del Ejercito
Estadounidenses
Fuerte Rucker, Alabama
Enero 2013
Notas Del Estudiante
UH-60A/L PLANTA DE POTENCIA
2C-F98X 60: 8H-8137-6
EL PROPONENTE DE ESTE PLAN DE LECCIÓN ES:
1-212 AVIATION REGIMENT
110 AVIATION BRIGADE
ATTN: ATZQ-ATB-BH
Fort Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: Los materiales contenidos en este curso han sido revisados por los autores de los cursos en coordinación
con La autoridad de la revelación extranjera, Oficial de Divulgación de Relaciones Exteriores, USAACE, Fort
Rucker, Alabama. Este curso puede ser distribuido a los estudiantes militares de países extranjeros en una base
caso por caso.
.
63
ESTA PÁGINA HA SIDO DEJADA EN BLANCO INTENCIONALMENTE
OBJETIVO TERMINAL DE APRENDIZAJE
ACTIVIDAD:
Identificar los componentes, funciones y características del Motor T700-GE-(General
Electric) 700 y el sistema de Supresión Infrarrojos (HIRSS).
CONDICION:
En un salón de clases, teniendo en cuenta las referencias apropiadas, el motor t7000GE-700 y el sistema de supresión infrarrojos (HIRSS), hoja del estudiante, las ayudas
de formación pertinentes, y multimedia.
NORMAS:
Describir los componentes, funciones y características del motor T700-GE-700 y el
sistema de supresión infrarrojos (HIRSS) de acuerdo con el TM 1-1520-237-10.
1.
Actividad/paso de aprendizaje 1. Discutir las abreviaturas y términos utilizados del Motor
T-700-GE-700.
a. El motor T700-GE-700 es una versión de la familia de motores T700 tipo turbo eje fabricado
por la General Electric e instalado en la flota UH-60. El rendimiento de solo un Motor:
(1) T = Turbina
(2) 700 = Serie
(3) GE = General Electric
(4) 700 = Modelo
b.
La potencia máxima de caballos de fuerza continua (SHP) es 1622 SHP.
c. El motor T700-GE-701D es la última versión de la familia de motores T700 turbo eje
fabricado por la General Electric e instalado en algunos de la flota de los UH-60 A/L.
(1) T = Turbina
(2) 700 = Serie
(3) GE = General Electric
(4) 701D = Modelo l
d.
La potencia máxima de caballos de fuerza continua (SHP) es 1760 SHP.
e.
Unidad de Control Electrónica (ECU)/Unidad de Control Electrónico Digital (DEC)
65
(1) Unidad de Control Eléctrica (ECU) - La ECU es un dispositivo de estado sólido montado
debajo de la carcasa del motor que controla las funciones eléctricas del motor y transmite
información operativa a la cabina de mando.
(a)
Mantiene una velocidad constante de potencia de la turbina de 100%.
(b)
Limita la Temperatura de Gas de la Turbina (TGT) (limita la TGT entre 843ºC ± 9°C).
(c)
Comparte La carga (mantiene el torque de ambos motores, aproximadamente 5%).
(d) Protección de sobre velocidad de la turbina (limita la velocidad de la turbina de
potencia a 106% ± 1%).
(2)
La DEC es un dispositivo de estado sólido montado por debajo de la carcasa del
compresor que controla la función eléctrica del motor y transmite la información operativa
a la cabina.
(a) Mantiene una velocidad constante de potencia de la turbina, normalmente 100%
seleccionada.
(b)
Limita la Temperatura de Gas de la Turbina (TGT entre 891ºC C y 903ºC)(modelo L).
(c)
Comparte La carga (mantiene el torque de ambos motores al par dentro del 5%.
(d) Protección de sobre velocidad de la turbina (limita la velocidad de la turbina de
potencia a 20% ± 1%).
f.
Prevención De Arranque Caliente (HSP)
(1) El HSP es una parte de la DEC, y evita la sobre temperatura durante el arranque del
motor.
(2) Cuando Np y NG están por debajo de su respectiva referencia de arranque en caliente y
TEMP TGT supera 900 ° C, una salida del sistema de HSP activa un solenoide en la ODV.
(3) El sistema HSP requiere 400 Hz, 120 VAC de alimentación proporcionada por la aeronave
a la DEC.
g.
Unidad Hidromecánica (HMU) - La HMU es una unidad de control de combustible.
(1) Controla el flujo de combustible al sistema de combustión.
(2) Montado en el centro de la parte trasera de la caja de engranajes de accesorios del motor.
66
(3) Contiene una bomba de alta presión que suministra combustible a la Unidad de
presurización y sobre velocidad. (POU) Válvula de sobre velocidad y Válvula drenaje (ODV).
h. Husillo de de Potencia Disponible (PAS) - El PAS está conectado a la palanca de Control de
Potencia (PCL).
(1) La palanca del PCL acciona el Husillo De Potencia Disponible (PAS).
(2) El husillo cambia movimientos lineares a entradas rotatorias para la HMU.
i.
Husillo De Demanda de Potencia (LDS)
(1) Conectado al mecanismo del colectivo de la aeronave.
(2) El LDS se mueve cuando el operador cambia el paso (ángulo) del colectivo.
(a)
El husillo cambia movimientos lineares a entradas rotatorias para la HMU.
(b) Este enlace mecánico entre el colectivo y la HMU hace los ajustes de programación
de combustible, en un intento proactivo para que coincida con la potencia del motor a
la carga del rotor con el movimiento del colectivo.
j.
Conjunto de Engranajes de Transferencia de Potencia (PTO)
67
(1) El conjunto de Engranajes de Transferencia de Potencia (PTO) impulsa un eje radial que
mecánicamente une la caja de engranajes de accesorios (ABG) y la NG.
(2) La sección NG le provee potencia a todos los componentes de la caja de engranajes de
accesorios a través del PTO.
k.
Álabes Guías Variables de Entrada (IGV)
(1) Precede (antes) a la primera etapa de compresión axial
(2) Los Álabes Guías Variables de entrada (IGV), trabajan junto con la primera y segunda
etapa de los álabes Guías Variables dentro del compresor, que preceden a las fases
segunda y tercera de la compresión axial.
l.
Geometría Variable (VG), (álabes guías variables de entrada, 2da y 3ra etapa)
68
(1) La Geometría Variable (VG), ayuda en aceleración y previene pérdida en el compresor.
(2) La HMU mecánicamente posiciona los eslabones VG que accionan las álabes guías
variables de la entrada del aire al compresor y la primera y segunda etapa de de álabes
guías variables.
m.
Separador de Partículas (IPS) - El IPS remueve arena, polvo y otras partículas del aire en la
entrada del motor.
n. Unidades reemplazables en línea (LRUs)
(1) Un LRU es cualquier parte que puede ser removida y reemplazada a nivel de
mantenimiento (AVUM) de la unidad con otra pieza.
69
(2) Ejemplos de las LRUs incluyen:
o.
(a)
Filtro de Aceite
(b)
Bomba de Aceite
(c)
Enfriador Líquido a Liquido
(d)
Filtro de Combustible
(e)
Alternador
Unidad de Sobre Presurización y Velocidad (POU en el “A”) y Válvula de Drenaje (ODV en el “L”).
(1) La POU tiene cuatro funciones en el “A”:
70
(a)
Envía algún combustible a través del tubo de combustible del múltiple de arranque
hacia las boquillas primarias (2) para el arranque y el resto del combustible es enviado a
través del múltiple principal a los inyectores (12) para el arranque, aceleración y
funcionamiento del motor.
(b)
Purga combustible del múltiple principal y permite un retro flujo de aire sangrado
bajo alta presión para este purgamiento.
(c)
Usa aire del P3 para purgar combustible del múltiple principal de combustible
durante el apagado, previniendo el coque, “la acumulación de residuos del combustible”
de los inyectores de combustible.
(d)
Controla la sobre velocidad NP reduciendo el flujo de combustible.
(2) La ODV tiene cuatro funciones
(a)
Envía combustible a través del múltiple principal de combustible hacia múltiple
principal de combustible a los inyectores principales para arranque, aceleración y
funcionamiento del motor.
(b)
Purga combustible del múltiple principal y permite retro flujo de aire sangrado bajo
alta presión para este purgamiento.
(c)
Cierra el flujo de combustible para prevenir arranques caliente cuando activado
por el censor Prevente de arranques caliente (HSP)
(d)
Cierra el flujo de combustible para prevenir una sobre velocidad del motor cuando
el sistema de sobre velocidad es activado así cuando es censado por el DEC.
p.
Las palanca de control de potencia (PCL) - Ajusta la potencia máxima que puede ser pedida por
el colectivo o las ECU/DEC.
71
(1)
Las PCL tiene cuatro puestos: OFF, IDLE, FLY, and LOCKOUT.
(2) Las PCL están mecánicamente conectados al husillo de potencia disponible por medio de
un cable.
(3) El husillo cambia el movimiento linear del cable a entradas rotatorias a la HMU.
q.
La temperatura (T2) de la entrada del compresor del motor.
(1) La T2 es usada por la HMU para compensar por cambios de temperatura ambiental.
(2) Información del sensor T2 de la temperatura del aire de entrada del compresor es
utilizada también para limitaciones de NG.
r.
Velocidad del Generador de Gases (NG)
72
(1) La sección Ng genera potencia en forma de gases presurizados para impulsar la turbina
de potencia (NP)
(2) Mostrado en porcentaje (%) en la unidad central de la cabina (CDU).
(3) El rango NG continua es de 0% a 99%.
s.
Velocidad del Turbo eje (turbina de potencia) (Np)
(1) Dos turbinas de potencia utilizan la presión de los gases producido por el generador de
gases para impulsar el eje impulsor.
(2) Mostrado en porcentaje (%) en la PDU (unidad mostradora del Piloto) normalmente a
100% (20,900 rpm).
(3) NP el rango continuo es de 95% a 101%.
73
t.
Temperatura del Gas de la Turbina (TGT)
(1) La temperatura de los gases de combustión son medidas por termo sensores de
temperaturas entre las turbinas NG y NP.
(2) Rango Normal 0-775ºC
u.
El torque (torsión) de la turbina de potencia (%TRQ)
(1) Q es una sigla utilizado por los ingenieros para expresar el torque (TRQ) en un motor.
(2) Mostrado en porcentaje (%) en la PDU del piloto.
(3) Las señales de torque enviadas entre las ECU/DEC de cada motor para funciones de
igualación/equilibrio de cargas.
V.
Velocidad del Rotor Principal (NR)
74
(1) Impulsado por una conexión directa mecánica de los dos motores por medio del tren
impulsor.
(2) Mostrado en porcentaje en la PDU del piloto normalmente a 100% (258 RPM).
(3) NR rango continuo es de 95% a 101%.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál es el significado del acrónimo TGT?
Pregunta: ¿Cuales son las cuatro posiciones de los PCL?
Pregunta: ¿Cuál es el significado del acrónimo HMU?
2.
Actividad Paso de Aprendizaje 2. Discutir las características de
funcionamiento del motor T700-GE-700
.
a.
Características Operacionales.
(1) El motor T700 es un motor turbo eje de propulsión delantera y construcción modular.
(2)
Hay uno montado a la estructura de la aeronave a cada lado de la transmisión principal
(3) Para comprender las características operacionales del motor, hay que entender el enlace
mecánico entre ambos motores, el sistema principal del rotor, y las indicaciones en la cabina.
(a)
Cada turbina de potencia (NP) está conectada hacia sistema del rotor principal
por ejes impulsores y cajas de engranajes.
Esta conexión mecánica es una conexión en un sentido a través de la
unidad de rueda libre.
(b)
b.
NG y NP
(1) Sección Ng
75
(a)
La sección de NG es la parte del motor, que genera energía en forma de presión
de gases.
(b)
El volumen / presión de estos gases se varían para satisfacer las necesidades de
potencia del helicóptero.
(c)
La sección NG se puede considerar como "el motor”.
(2) La sección NP
(a)
La sección Np es la parte del motor que convierte la energía generada por NG a
rotación del eje Np, y lo entrega al rotor principal (NR) a través del módulo de entrada y el
módulo principal de la transmisión.
(b) La sección Np puede ser pensada como un componente "tren motriz".
(3)
La relación entre NG, NP, y RPM R se puede explicar con lo siguiente:
(a)
NG produce potencia y impulsa NP, el cual está conectado e impulsa la RPM R.
(b)
RPM R debe girar a una velocidad constante por lo que las turbinas de potencia
conectados a la misma debe ser accionado a una velocidad constante; la carga no se
mantiene constante porque el paso del colectivo es frecuentemente ajustado
(c)
La salida de presión de gas de la sección de NG actuando sobre la turbina de
76
potencia debe ser variada para que coincida con la carga del rotor principal.
(d)
NG y todo mecánicamente conectado a él, es algo variable, pero el NP/RPM R es
un constante.
(e)
Presión de combustión que actúa sobre los rotores de turbina del generador de
gas es lo que alimenta el motor (compresor y componentes de accesorios).
(f)
Presión de combustión actuando sobre los rotores (“LIBRE”) de la turbina de
potencia se convierte en energía de rotación del eje para alimentar el sistema de
transmisión de potencia.
(g)
El mayor usuario de potencia producida por NP es el rotor principal y otras cargas
incluyen
1) Rotor de Cola
2) Bombas Hidráulicas
3) Generadores AC
4) Enfriador de Aceite de la Transmisión
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál sección del motor impulsa mecánicamente la RPM R?
Pregunta: ¿Está NG mecánicamente conectado a NP?
Pregunta: ¿Cuál es la conexión entre NP y RPM R?
Actividad/Paso de Aprendizaje 3. Describir las características de
funcionamiento del los módulos y componentes del motor T700-GE-700
3.
a. Los cuatro módulos del motor pueden ser asociados con las dos secciones, NG y NP.
77
(1) La sección NG es la parte del motor que produce potencia. NG está compuesta de tres
módulos.
(a) Modulo de la sección fría.
(b) Modulo de la sección caliente.
(c) Modulo de la sección de accesorios.
(2) La sección NP (sección de la turbina de potencia) es representada por su propio módulo y
convierte la presión de gases NG hacia energía rotacional la cual es transferida al tren
impulsor del helicóptero.
b.
Módulo de la Sección Fría
(1) Sección de Entrada
(a)
La sección de entrada incluye los componentes adelante del compresor.
(b)
Los componentes son:
1) Carcasa Giratoria
2) Carcasa Principal
3) Eje principal de Salida e Impulso
4) Carcasa Frontal
5) Carcasa de Torbellino
(2)
Separador de partículas de entrada (IPS),
(a) El IPS remueve arena, polvo y otras partículas del aire en la entrada del motor.
78
(b)
El aire al entrar al motor pasa a través de los álabes giratorios, los cuales hacen
girar el aire arrojando la basura por medio de una acción de inercia.
(c)
La fuerzas centrifuga entonces remueven el polvo, arena y otras partículas.
(d)
Esas partículas entonces son llevadas hacia la sección exterior de la carcasa
principal y coleccionada en una pieza recolectora, donde son arrojados al exterior
alrededor del tubo de escape del motor
1) Tres Marcos del Motor
a) El separador de partículas tiene tres marcos a la entrada del motor.
b)
Carcasa Álabes Ciclónicos, Carcasa Principal Frontal y Marco de las
Álabes principal.
2) La carcasa de Torbellino provee una vía hacia el ventilador del separador de
partículas para la arena, polvo y otras partículas extrañas.
3) Conducto de Entrada – El conducto de entrada conecta al ventilador del
separador de partículas con los álabes de torbellino.
4) El Ventilador de Separador de Partículas
a)
El ventilador de separador de partículas está unido a la carcasa de
torbellino.
b)
La carcasa de torbellino recoge la arena, el polvo y otras partículas de aire
y los dirige al separador de partículas, y el ventilador de separador de partículas
los elimina sobre borda.
5) Conducto de Descarga de la Aeronave – La partículas son atraídas de la carcasa
de torbellino por el ventilador y son expulsadas afuera por medio del ducto de
descarga de la aeronave.
(3) Flujo de Aire del Separador de Partículas – El aire relativamente limpio que permanece
después de que las partículas se separan se lleva a los alabes de torbellino del marco frontal,
que permite enderezar el flujo de aire antes de que llegue a la entrada del compresor.
79
(4) Sección Compresor
(a)
El compresor es una bomba de aire de seis (6) etapas que bombea
continuamente.
1) Presuriza la cámara de combustión
2) Provee aire sangrado
3) Enfría los componentes de la sección caliente
(b)
El compresor está dispuesto con un compresor de 5 etapas axiales y un impulsor
de 1 etapa centrífuga
(c)
Aire sangrado de purga de la 5ta etapa es tomada de tres orificios (puertos) de
sangrado del estator del compresor
1) Un orificio o puerta suministra aire para anti-hielo y la válvula de sangrado de
arranque
2) Los otros dos orificios proveen aire para el sistema neumático y anti-hielo de la
entrada del motor
(d) Carcasa Estator Del Compresor
1) Una caja del estator del compresor dividida verticalmente, proporciona un
alojamiento para las paletas del estator fijas y variables.
a)
La primera y segunda etapa son álabes variables del estator (parecidas a
las álabes guía variables de entrada, alojadas en el marco (carcasa principal)
b)
Etapa 3, 4 y 5 son guías fijas las cuales ayudan en el proceso de
compresión.
80
c)
Los álabes guías variables de entrada y las etapa 1 & 2 de los álabes
variables del estator, son accionadas por 3 anillos actuadores y un conjunto de
eje cigüeñal accionado por la HMU.
d)
Movimientos de las álabes guías de entrada y etapas 1 & 2 de guías
variables del estator optimiza operaciones del compresor.
2) Los estatores del compresor son una serie de álabes fijos y variables, situadas
entre las paletas axiales, en la carcasa del compresor, que ayuda en la compresión
del aire para proporcionar el motor con un suministro de aire más denso y
combustible
a)
Solamente alrededor de 33% de este aire actualmente se utiliza para
combustión.
b)
(e)
El restante 66% se utiliza para enfriar y funciones de aire sangrado.
El sistema de Actuación de los VG.
1) El sistema de de actuación de geometría variable del compresor permite un
rendimiento óptimo sobre un amplio rango de condiciones operacionales
2) El uso de ángulos variables de álabes del estator en el compresor facilita
aceleraciones rápidas sin pérdidas y optimiza el consumo de combustible en
condiciones de potencia parcial.
(f)
Flujo de Aire En Compresor – Hay 5 rotores axiales y 1 centrífugo para un total de
6 etapas.
81
(g)
Difusor
1) El difusor aumenta el área de descarga del compresor y reduce la velocidad del
flujo del aire del impulsor centrífugo, haciendo que la presión del aire aumente.
2) Este aire presurizado se dirige a la cámara de combustión a través de la carcasa
del difusor.
3)
La carcasa del difusor está montada en el reborde posterior del estator del
compresor.
4) Montados a la carcasa del difusor están:
a) Tres soportes del motor
82
b)
Dos orificios de la carcasa para bujías de ignición (UH-60)
c)
12 boquillas de combustible.
(h)
Conjunto de impulso del eje de salida
1)
El tubo de soporte delantero sirve como montante del motor.
2) El soporte delantero contiene el eje de alta velocidad y está unido al motor y
atornillado al reborde de entrada del módulo de entrada.
3) El eje de alta velocidad es la parte del sistema del tren de la transmisión, que
conecta el motor al módulo de entrada de la transmisión principal.
(i)
Los LRUs (unidades reemplazables en línea) de la Sección Fría.
1) Unidad de Control Eléctrico (ECU)/Unidad de Control Eléctrico Digital (DEC)
a) Controla la función eléctrica del motor y transmite la información de los sistemas
a la cabina
b)
Alimentado eléctricamente por el alternador del motor y respaldado por la
83
corriente proveniente del la aeronave.
2) Válvula Anti-hielo/de Arranque/y de aire sangrado (AISBV)
(3 funciones)
a) Montado en la parte inferior lado izquierdo del motor.
b)
Dirige aire sangrado para funciones de (1) anti-hielo y (2) funciones de
aire sangrado para aceleraciones y deceleraciones, libre de pérdida del
compresor
3) Grabador histórico del motor (UH-60A) y el contador histórico del motor (UH60L) montado en el lado derecho de la carcasa ciclónico.
a)
El grabador histórico se utiliza con la ECU y muestra cuatro contadores
los cuales graban información relacionados para propósitos de mantenimiento.
b)
El contador histórico se utiliza con la DEC y muestra cuatro contadores
digitales los cuales graban información relacionados para propósitos de
mantenimiento solamente.
4) El sistema de ignición del motor
a)
Corriente Alterna no continua, descarga de condensador, sistema de bajo
voltaje.
b)
Se incluye un excitador doble, dos bujías de ignición, cables de
encendidos, y un interruptor de ignición del motor.
c.
Modulo de Sección Caliente
(1) El modulo de la sección caliente se compone de los siguiente componentes.
(a)
Revestimiento de Combustión
84
1) El Revestimiento de combustión es donde la combustión ocurre y la energía, en la
forma de presión de gas es dirigida atrás para actuar sobre las dos turbinas
separadas (NG y NP)
2) También cuenta con doce inyectores de combustible, dos boquillas de cebada y
dos bujías.
(b)
Boquilla de 1ra Etapa – la boquilla de 1ra etapa dirige la presión de gas sobre el
rotor del generador de gases de la 1ra etapa (GG.
(c)
El Estator del Generador de Gases de la Turbina.
1) El estator de la turbina productora de gas (GG) consta de un conjunto de estator
de generador de gases y un conjunto de dos etapas de turbina enfriada por aire, la
cual impulsa el compresor y la caja de engranajes de accesorios
2) Los rotores generadores de gases (GG) están mecánicamente conectados la sección
del compreso y caja de engranajes de accesorios.
3) Los rotores GG impulsan el compresor y los componentes de la caja de
engranajes de accesorios a través de los engranajes PTO y el eje radial de impulso.
(2) Las LRUs de la sección caliente constan de dos bujías montadas en la posición 4 y 8 del
reloj para encender la mezcla de aire y combustible durante el arranque.
85
d.
El Módulo de la Sección de la Turbina de Potencia
(1) La turbina de potencia convierte la presión de gas a energía rotacional para impulsar el
tren de impulso:
(a)
Carcasa de la Turbina
(b)
Conjunto del rotor de la turbina
(c) Conjunto del Eje de Impulso de la Turbina de Potencia
(d)
Marco de Salida
(e)
Conjunto del Sumidero C.
86
(2) LRU de la Turbina de Potencia
(a)
Siete sondas termoeléctricas están instaladas un poco antes de la turbina de
potencia.
1) Estos sensores miden la temperatura de los gases entre las secciones de turbine
NG y NP.
2) Las sondas termoeléctricas alimentan data de temperatura a las ECU/DEC para la
función de limitación de TGT.
(b)
Sensores de Torque/Sobre-velocidad y NP
87
1) Censores de Torque/Sobre-velocidad alimentan información a los circuitos de
computación de Torque y el sistema de sobre-velocidad de las ECU/DEC.
2) Censores Np1/Np2
a)
Instalado en el marco de salida del motor.
b)
Los censores Np1/Np2 proveen una señal al gobernador y tacómetro de la
turbina de potencia al ECU/DEC.
(3) Conjunto del eje de impulso de la turbina de potencia
(a)
El eje del Np une mecánicamente la potencia de turbina al sistema del rotor.
(b)
El tubo sensor de torque (interno)
88
1) Está asegurado por un pasador (1) en el lado frontal del eje impulsor.
2) El lado trasero del tubo está libre y no está asegurado y a la parte trasera de la
turbina de potencia.
(4) Detección de Torque
(a)
El sistema de indicación de torque muestra la cantidad de potencia que el motor
está enviando a la transmisión principal.
(b)
Sensores de Torque/Sobre-velocidad y NP están montados en el marco de salida
del motor y proporcionan las indicaciones correspondientes de potencia.
(c)
La torsión de este eje causa que los dientes ubicados en el eje de potencia varían
la posición con relación a los dientes del eje de referencia.
(d)
El eje interno censor de %TRQ se mantiene estacionario y la posición de los
dientes censores de torque cambian posición relativamente.
e.
Módulo Sección de Accesorios
89
(1) Una Caja de Engranajes Esta Atornillada Encima del la Carcasa Principal de La Turbina.
(2) Es impulsado por la sección del generador de gases de la turbina.
(3) Los LRUs Lado Frontal
(a)
Censor de Temperatura de Aceite – El detector de temperatura de aceite, o
90
censor, transmite la temperatura de aceite hacia la cabina de mando (CDU vía SDC),
(b)
La luz de precaución, “ENG Oil Temp”, ilumina a 150º C.
(c)
El Censor de Presión de Aceite – El transmisor de presión de aceite, o sensor,
transmite presión de aceite a la cabina de mando (CDU vía SDC). La luz de precaución,
“ENG Oil Pressure”) ilumina entre 20 PSI para el 700 y 22 PSI por el 701D/701CC.
(d)
Alternador – El alternador envía adelantadamente una señal NG hacia la cabina
de mando (CDC vía SDC) y suministra potencia eléctrica a la ignición del motor y la ECU.
(e)
Bomba de Aceite – La bomba de aceite es una bomba de siete elementos que
bombea y recupera el aceite del motor.
(f)
Interruptor del Desvío del Filtro de Aceite
1) El filtro de aceite tiene un interruptor de desvío el cual ilumina la luz de precaución
“Oil Filter Bypass”, cuando el filtro de aceite está parcialmente o completamente
obstruido.
2) Una válvula de alivio desvía aceite frío/espeso sobre pasando el filtro hasta que
el aceite se calienta.
(g)
Filtro de Aceite y el Botón de Desvío
1) Durante arranques en tiempo frio o arranques con el filtro parcialmente obstruido,
la válvula de desvío abre y causará las precauciones (OIL FLTR BYPASS)
aparezcan.
2) Si el elemento del filtro necesita ser cambiado, la luz de precaución se mantendrá
iluminada aunque la temperatura del aceite esta estabiliza.
3) El indicador inminente de Desviación tiene un bloque térmico por debajo de 38 ° C
para evitar que el botón se salte.
(h)
Detector de Partículas – El detector de partículas monitorea el flujo de aceite de
recogido de partículas metálicas, e ilumina la luz de precaución ( “Engine Chip”).
(i)
La Bomba De Combustible del Motor – La bomba de combustible del motor es
diseñada para succionar combustible desde la célula de combustible seleccionada y
91
alimentar el combustible a la HMU.
(j)
Enfriador Líquido a Líquido
1) El enfriador de aceite es un intercambiador de calor líquido a líquido que utiliza el
combustible para enfriar el aceite del motor.
2) Una válvula de relieve dirige aceite frío/espeso alrededor del enfriador hasta que
el aceite se calienta.
(k)
Censor de Presión de Combustible – El censor de presión de combustible active
la luz de precaución “FUEL PRESS” en el panel de aviso maestro si la presión de
combustible del motor baja por debajo de 9 PSI en cualquier motor.
(4) Las LRUs Trasero
(a)
El Ventilador del Separador de Partículas
1) El ventilador del Separador de Partículas (IPS) succiona aire sucio desde el marco
colector y lo sopla sobre la borda.
2) Opera a RPMs altas (30,000 rpm a 100% NG) en un entorno rico en objetos
extraños.
(b)
La Válvula de Presurización y Sobre-velocidad y la válvula de Sobre Velocidad y
Drenaje
1) La unidad de presurización y sobre-velocidad proporciona funciones de división
de flujo/purgamiento entre los múltiples de arranque y múltiples de combustible
principal.
2) También tiene una válvula controlado por un solenoide y activada por la ECU,
reduce el flujo de combustible para prevenir el sobre-velocidad de la turbina de
potencia (106 ± 1%).
(c) Unidad Hidromecánica - La unidad hidromecánica tiene numerosa funciones, 3 de las
tres son:
92
1) El LDS (entradas del colectivo)
2) El PAS (entrada de las palancas de control)
3) Motor de Torque (ECU – gobernador del motor) entrada
(d)
Arrancador
1) El arrancador neumático potenciado por aire sangrado, típicamente de la APU.
2) Acciona la sección NG vía la caja de engranajes de accesorios (AGB y PTO)
3) Se desengancha (vía un embrague interno) de la AGB cuando el motor esta
prendido.
4) Existen limitaciones de arranque porque el aire sangrado se encuentra caliente
(400ºF)y puede causar daños al arrancador se expone por tiempo excesivo.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Nombre los cuatro módulos del motor T-700-GE-700.
Pregunta: ¿Qué impulsa la caja de engranajes de accesorios?
Pregunta: ¿Cuántas etapas hay en la sección del compresor NG?
Pregunta: ¿Cuáles son las dos secciones operacionales del Motor?
4.
Actividad /paso de Aprendizaje 4. Identificar las características
operacionales del sistema de lubricación del motor T700-GE-700.
a.
Los componentes de lubricación del Motor.
(1) Tanque de Aceite
(2) Bomba de Aceite de Recuperación
(3) Filtro de Aceite
(4) Sumidero A, B, & C
(5) Álabes de Torbellino
(6) Mallas de Recuperación
(7) Detector de Partículas
(8) Enfriador Líquido a Líquido Enfriador de Aceite y Filtro
(9) Sistema de Aceite de Emergencias
b.
Tanque de Aceite
93
(1) El tanque de aceite es integral con el motor y tiene una capacidad de 1.7 galones (7 Qts.).
(2) Una indicación visual del nivel de aceite es a través de una mirilla vertical en cada lado del
tanque.
c.
Bomba de Aceite Y Recuperación
(1) La bomba de aceite, ubicada en el frente la AGB, contiene 7 elementos, un elemento de
bomba y 6 elementos de recuperación.
(2) La bomba de aceite es impulsada por la AGB, variable de acuerdo con NG, para que
presión de aceite normal varía de 20 a 100 PSI. .
(3)
La bomba de recuperación devuelve el aceite de los sumideros a el tanque de aceite a
través de seis mallas de recuperación, cada uno marcado para el aislamiento de fallos.
d.
Filtro de Aceite
(1) El filtro de aceite está ubicado en lado frontal de la caja de engranajes de accesorios
(2) El Filtro consiste de aceite:
a) Un recipiente de acero inoxidable con un indicador de desviación inminente.
b)
Un elemento de filtro desechable
94
c)
Un conjunto de válvula de desviación.
(3) El recipiente se enrosca en el lado delantero de la caja de cambios accesorio.
(4) El conjunto de la válvula de desviación se enrosca a la caja de engranajes de accesorios
y apoya el lado trasero de elemento del filtro.
(5) Si el botón indicador de desviación se salta, quiere decir que el elemento del filtro está
sucio y que este tiene que ser reemplazado.
(6) Una vez que el botón ha saltado, no se puede restablecer hasta que el recipiente y el
elemento del filtro han sido reemplazados.
(7)
El interruptor censor del filtro de aceite (situado junto al filtro) enviará una señal a la
cabina de mando y iluminará las luces de precaución #1 o #2 Oil FLTR BYPASS (luces de
desviación del filtro) para avisar el piloto que el filtro esta en un estado de desvío.
e.
Sumideros A, B, y C
(1) Reservorios de aceite incorporado a los sumideros A y B se mantienen llenos durante
operaciones normales de la bomba de aceite.
(2) El aceite lentamente fluye fuera de esos reservorios y es atomizado por chorros de aire,
previendo una niebla de aceite continuo de lubricación para los cojinetes.
(3) La sección de módulo de la turbine de potencia incluye una turbine de dos etapas, un
marco de salida, un conjunto del eje y el sumidero C.
f.
Álabes de Torbellino
(1) La parte interna de la estructura principal del motor contiene alabes de torbellino.
(2) Aceite de recogido entra a un múltiple por encima de la estructura del motor, y fluye por
dentro de los álabes de torbellino y adentro del tanque de aceite.
g.
Mallas de Recogido de Aceite
(1) Seis mallas de recogido de aceite están situadas en el frente de la caja de engranajes de
95
accesorios.
(2) Estos colectan partículas antes que entren a las secciones de recogido y bomba de aceite
(3) Estas mallas previenen daños a la bomba.
(4) Las seis mallas están individualmente identificadas para que se pueda saber de dónde
provinieron las partículas.
h.
Detector de Partículas Eléctrico.
(1) El detector de partículas está instalado en el frente de de la caja de engranajes de
accesorias y es parte del sistema de retorno de aceite de recogido.
(2)
Tiene una cubierta exterior con un imán interno, un conector eléctrico, y una malla desprendible
(3) El imán atrae partículas magnéticas hacia detector.
(4)
Cuando estas partículas cierran la brecha entre el imán y la cubierta exterior, completan un
circuito que enciende la luz detector de partículas (chip de detector) de advertencia del motor en la cabina
i.
El Enfriador Líquido a Líquido
96
(1) El enfriador de aceite está instalado en frente de la caja de engranajes de accesorios.
(2) Este transfiere calor desde el aceite al combustible.
(3) Se trata de un intercambiador de calor.
j.
Sistema de Aceite de Emergencia.
(1) Si el sistema de aceite falla, los cojinetes serán lubricado por una niebla de aceite desde
el sistema de aceite de emergencia.
(2) Reservorios pequeños internos en los sumideros A y B se mantienen llenos durante
operaciones normales.
(3) Aceite de esto reservorios pasa a través de los boquillas primarias de aceite y la boquilla
de niebla para lubricar los cojinetes.
k.
El flujo de aceite se toma del tanque hacia a la bomba de aceite y de recuperación.
(1) Aceite presurizado fluye desde la bomba a través el filtro de aceite hacia los pasajes de la
caja de engranes de accesorios.
97
(2) Adentro de la caja de engranajes, se divide el flujo y se dirige a los sumideros A, B, and C
y la caja de engranajes.
l.
Engranajes del Motor
(1) El motor T700-GE-700 tiene 6 cojinetes situados en tres sumideros A, B y C que son
lubricado por aceite recuperado.
(2) A diferencia de los sumideros A y C, el sumidero B contiene cojinetes que apoyan el eje
del generador de gases.
(3) Está en la parte más caliente del motor y contiene una válvula cheque que previene que
el aceite que fluya al sumidero B durante el apague, constantemente recupera el aceite para
prevenir depósitos acumulados en la superficie.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Cómo ocurre el enfriamiento del aceite del motor?
Pregunta: ¿Cuál es la capacidad de cantidad del aceite del motor?
Pregunta: ¿De dónde se toma el aceite del sistema de emergencia?
Pregunta: ¿Cómo previene el sistema de aceite alta presión durante arranques fríos?
5.
Actividad /paso de Aprendizaje 5. Identificar las características operacionales del Sistema
Eléctrico del motor T700-GE-700.
a. Arnés de Conexión Eléctrica
(1) Componentes del Sistema Eléctrico (Lado Izquierdo)
(a)
El motor T700-GE-700 usa accesorios operados eléctricamente para controlar el:
1) Flujo de aire Anti-hielo
2) Encender la mezcla de aire-combustible en la cámara de combustión
3) Controlar el nivel de potencia del motor
(b) Además, dispositivos de avisos e indicaciones eléctricas asisten al piloto en operaciones
del Motor. El sistema eléctrico proporciona:
1) Toda la potencia eléctrica requerido para la operación de sistema de ignición del
motor.
2) Todos requisitos eléctricos de control en todo el rango de operación del motor sin
el uso de la energía de la aeronave
(2) Los componentes del sistema eléctrico (lado derecho)
(a)
El sistema eléctrico también proporciona:
1) Ignición del Motor durante arranques.
98
2) Señales de velocidad NG del generador de gas en la cabina de mando
3) Velocidad de la turbine de Potencia (NP)
4) Torque del eje del Motor (Q)
5) Temperatura de Entrada de la Turbina de Potencia (TGT)
6) Presión de Combustible y Aceite
7) Temperatura de Aceite
(b)
También proveído son:
1) Señales para el contador histórico de NG y TGT
2) La señal del torque del motor para uso en el circuito de cargas compartidas.
(3) Diagrama de Conexiones Eléctricas – Arneses de cableado de interconexión están
codificados por color para ayudar al mecánico.
(a)
El arnés Amarillo conecta circuitos solamente dedicados a funciones eléctricas del
motor.
(b)
El arnés azul esta solamente dedicado a los sistemas de sobre velocidad (NP) e
indicaciones de torque.
(c)
El arnés verde funciona como un interface de motor a fuselaje.
(d) El arnés negro está dedicado a ignición de la turbina.
b.
Alternador del Motor.
(1) El alternador suplido por el motor está montado en la parte frontal de la caja de
engranajes de accesorios, lado derecho.
(a)
El alternador suministra potencia a todos las funciones esenciales del motor.
(b)
Contiene tres bobinas separadas para proveer esta tres funciones.
1) Potencia de ignición
2) Potencia ECU/DEC
3) Señal NG
(2) Una señal de velocidad NG del generador de gas origina en el alternador y esta adelante
99
del CDU a través del SDC.
(a)
Cuando el VID (indicador visual) NG en el Unidad Indicadora Central (CDU) indica
un velocidad de 55%, la luz de Aviso ENGINE OUT ilumina y el aviso de audio también se
activa.
(b)
Fallo de la bobina NG en el alternador causa que una indicación falsa de ENGINE
OUT. Siempre haga un chequeo cruzado RPM R y TGT para verificar el aviso ENGINE
OUT (motor fallado)
(3) El alternador es la fuente primaria para todas las funciones de las ECU/DEC, aunque
algunas funciones pueden recibir potencia eléctrica del la aeronave.
(a)
Como el Alternador y la ECU funcionan juntos.
1) Cuando la fuente de potencia del alternador hacia la ECU se interrumpa, una
pérdida de %RPM1 o RPM2 y indicaciones de TRQ ocurrieran con el motor
correspondiente aumentando a potencia máxima (lado alto).
2) Cuando la señal NG del alternador se interrumpa un perdida de indicaciones NG
ocurrieran con avisos correspondiente de ENG OUT con audio.
3) Una perdida completa del alternador de la turbine resultara en la turbine afectada
aumentando al lado máximo de potencia ( lado alto) con una pérdida de indicaciones
en la cabina de mando de %RPM 1 o RPM 2, %TRQ, velocidad NG: ocurrirá un aviso
de audio y ENG OUT (motor apagado). Protección de sobre velocidad todavía está
disponible.
(b)
Como el alternador y la DEC trabajan juntos.
1) Cuando la potencia del alternador al DEC se interrumpe, 400hz 120 VAC de la
aeronave es utilizada para prevenir una falla al lado alto de la turbina (lado alto). Abra
una perdida correspondiente de indicaciones NG en la cabina y activación del audio y
aviso de ENG OUT. Protección de sobre velocidad todavía estará disponible.
2) Cuando la señal NG se interrumpe, una pérdida de indicaciones NG
correspondientes del motor, aviso de ENG OUT y audio ocurrieran. Porque la DEC
puede utilizar 400HZ 120 VAC de la potencia de la aeronave, no habrá perdida de las
indicaciones %RPM 1 o RPM2 y %TRQ correspondiente.
(4) Un excitador de ignición doble (5000 a 7000 voltios) está montado en el lado derecho del
motor y suministra a las dos bujías de ignición.
(a)
El alternador del motor suministra potencia para la ignición del motor.
(b)
La ignición se active cuando tres condiciones están presente.
1) La llave esta puesta ON.
2) El relé de arranque eta energizado.
3) El alternador esta proporcionado potencia (La AGB está siendo motorizada por el
motor neumático.
(c)
La ignición solamente se requiere para prender el la mezcla de aire y combustible
en la cámara de combustión y se desactiva cuando la luz de arranque (starter light) se
100
apaga
(d)
Una falla de la bobina de ignición del alternador, podría prevenir cualquier intento de arranque
adicional sobre ese motor.
c.
La Unidad de Control Eléctrico (ECU)
(1) La ECU recibe entradas desde varias fuentes para controlar y monitorear las funciones
del motor y reduciendo la carga de trabajo del piloto.
(2) La ECU es un dispositivo de estado solido montado por debajo de la carcasa del
compresor la cual esta potenciada por el alternador o potencia del la aeronave.
(3) La ECU se enfría por flujo de aire desde el marco de álabes ciclónicas.
(4) La ECU provee señales par indicaciones en la cabina de mando
(5) La ECU suministra:
(a)
Una función de compartición de carga
(b)
Sistema de Estabilización de Torque
(c)
Afina/Ajusta la velocidad del NP para cumpliendo con la referencia de las RPM
previamente seleccionada por el interruptor INC/DEC en el colectivo.
(6) En el evento de una falla de la ECU, el piloto puede supeditar la ECU momentariamente
avanzando las palanca de control del motor (PCL –palancas de control de potencia) a
(LOCKOUT) desvío entonces retardándolo manualmente para controlar el motor.
101
(7) Para regresar a la ECU fuera de LOCKOUT, las palancas de control del motor (PCL) tiene
que ser movida a la posición IDLE (marcha lenta) y entonces pueden ser retornadas a
posición FLY para operaciones normales
(8) El sistema de emparejamiento de Torque/Compartición aumenta potencia en el motor que
está produciendo baja potencia para mantener el torque de los motores aproximadamente
igual.
(9) El sistema de limitación de temperatura limita el flujo de combustible cuando la TGT
alcanza los límites máximos.
(10) La protección de sobre velocidad protege la turbine de potencia de sobre velocidades
destructivas.
(11)
El sistema de protección de sobre velocidad NP recibe una señal de velocidad de
la turbina de potencia desde el sensor de Torque y sobre velocidad. .
(12)
El sistema está configurado para disparar a 106%+1% RPM 1 o 2 y dará lugar a
un flujo reducido de combustible inicial y se cicla hasta que la causa del exceso de velocidad
se elimina o se reduce RPM% gradualmente.
d.
La Unidad Digital Electrónica (DEC)
(1) El DEC, tanto como la ECU, recibe entradas de varias Fuentes para controlar y
monitorear las funciones del motor, reduciendo la carga de trabajo del piloto.
(2) La DEC es un dispositivo regulador de estado sólido montado por debajo de la carcasa
del compresor y es potenciado por el alternador o corriente del sistema eléctrico de la
aeronave.
(3) La DEC es enfriada por flujo de aire proveniente del la carcasa ciclónica.
(4) La DEC proporciona señales para indicaciones en la cabina de mando.
102
(5) La DEC proporciona:
(a)
Una función de compartimiento de carga.
(b)
Respuesta transitoria de Caída
(c)
Sistema de Estabilización de Torque
(d) Afina/Ajusta la velocidad del NP para cumpliendo con la referencia de las RPM
previamente seleccionada por el interruptor INC/DEC en el colectivo.
(6) En el evento que la DEC mal funciona, el piloto puede supeditar la DEC momentariamente
avanzando las PCL (ENG POWER CONT) a (LOCKOUT) bloqueo, entonces retardando la
PCL manualmente para controlar el motor.
(7) Para regresar la DEC a modo automático, la PCL tiene que ser movida a la posición IDLE
(marcha lenta) entonces retornada a la posición FLY para continuar operaciones normales.
(8) El sistema de emparejamiento de Torque/Compartición aumenta la potencia en el motor
que está produciendo baja potencia para mantener el torque de los motores
aproximadamente igual.
(9) El sistema de limitación de temperatura limita el flujo de combustible cuando la TGT
alcanza los límites máximos.
(10)
El sistema contra arranque caliente (HSP) automáticamente previene sobre temperatura
durante arranque apagando el motor durante arranques del motor
(11)
La protección de sobre velocidad protege la turbine de potencia de sobre
velocidades destructivas.
(12)
El sistema está configurado para disparar a 120% ± 1% RPM 1 o 2 y dará
lugar a un cierre de flujo de combustible el cual provoca que el motor se apague.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál componente suministra potencia eléctrica al motor?
Pregunta: ¿Cómo recibe la cabina de mando la señal NG?
Pregunta: ¿Qué pasa si la señal NG se pierde?
6.
Actividad / paso de Aprendizaje 6. Identificar las características
operacionales del sistema de combustible del motor T700-GE-700.
a.
Componentes del Sistema de Combustible del Motor (en orden del flujo de combustible)
(1)
Bomba reforzadora impulsada por el motor.
103
(a)
Una bomba reforzadora de succión de baja presión impulsada por el motor está instalada
en la parte frontal de la caja de engranajes de accesorios .
(b)
La bomba reforzadora impulsada por el motor aumenta la presión de combustible
y presuriza los pasajes de combustible dentro de la caja de engranajes de accesorios.
(2)
Sistema de advertencia de presión de combustible.
(a)
La luz de precaución de presión de combustible (FUEL PRESS) aparecerá
cuando la presión de combustible baja debajo de 9 psi debido a una falla de la bomba
reforzadora de baja presión, o una fuga de aire en el sistema de succión del combustible
(b)
Esta luz puede aparecer cuando la presión de combustible cae, debido a la falla
de la bomba reforzadora de baja presión o una fuga de aire en el sistema de succión del
combustible.
(c) El efecto variará dependiendo del tamaño de la fuga.
.
(d) El efecto será más serio a baja potencia del motor
104
(e) Una fuga suficientemente grande puede causar un apagón.
(3) Filtro de Combustible
(a)
Desvío Inminente: El botón rojo se sobresalta a la presión alcanzar un diferencial
de presión entre 8-10 psi indicando estar en sobre paso.
(b)
Un interruptor eléctrico active las luces de precaución #1 FUEL FLTR BYPASS o
#2 FUEL FLTR BYPASS para indicar un sobre paso del filtro cuando la presión alcanza
18-22 psi.
(4) Unidad Hidromecánica (HMU)
(a)
La unidad Hidromecánica (HMU), que está instalada en y impulsada por la AGB,
recibe combustible filtrado a través de los pasajes contrales de la AGB.
(b)
La HMU contiene una bomba de alta presión que envía combustible a la cámara
de combustión
(c)
El control principal de distribución de combustible de la HMU responde
principalmente a tres entradas principales.
:
1) Cambio de Paso del Colectivo a través del LDS
105
2) Las palancas de control a través del PAS
3) Entradas de la ECU/DEC para Gobernación de Combustible
(d)
La HMU también responde a:
1) La Temperatura de Entrada del Compresor (T2)
2) Presión de Descarga del Compresor (P3)
3) Velocidad Ng
(e)
Además del flujo de medición del combustible, la HMU posiciona los eslabones de
las álabes guías variables por medio de un pistón hidráulico que se extiende del lado
izquierdo de la HMU.
(f)
Las nueve funciones de la HMU son:
1) Bombeo de Combustible (bomba de alta presión impulsada por NG)
2) Medición del flujo de combustible (La válvula medidora principal controlada por el
piloto, la HMU y la ECU/DEC)
3) Compensación Por el Paso del Colectivo a través del LDS (aumento/decremento
del flujo de combustible vía el movimiento del colectivo).
4) Limitación de Aceleración/declaración del flujo de combustible (limitar la rata de
movimiento de la válvula medidora).
5) Limitación de NG y Apagado de NG (Máximo NG 103% y Apagado a 110%)
6) Posicionamiento de Las álabes guía (las IGV, álabes variables y AISBV)
7) Motor de torque para ajustar el gobernador NG (interface de la ECU/HMU o
DEC/HMU, supeditación del piloto por medio de ECU/DEC LOCKOUT – Bloqueo).
8) Supeditación por el PAS que permite el control manual de la ECU/DEC cuando
inoperante (ECU / DEC bloqueo - LOCKOUT)
9) Ventilación de vapor para cebar el sistema de combustible (PCL en la posición de
bloqueo se abre un orificio de ventilación en el casco de la HMU, permitiendo al piloto
poder purgar el sistema de combustible utilizando la bomba de cebada o la bomba de
cebada sumergida
(g)
NG.
Limitación de NG – Limitación de NG puede ser una función de gobernación de
106
1) La HMU mecánicamente calcula y ajusta la velocidad máxima NG de acuerdo con la
información proveído por el sensor T2, o una limitación física en la que la velocidad
NG es "Limitada por Flujo máximo de combustible”
2) El tipo de limitación que se efectúa depende de la T2 (temperatura en la entrada del
motor)
(h)
Tres funciones principales de la HMU que afecta el ajuste del flujo de combustible
por medio de la válvula de medición son:
1) Una entrada del LDS ajusta la válvula dosificadora.
107
a)
La dosificación de combustible se ajusta manualmente por los
movimientos del colectivo por medio del LDS.
b)
Aumentando o bajando el colectivo aumenta o disminuye el flujo de
combustible.
2) Un movimiento del PAS coloca la potencia a un nivel de máxima disponibilidad
a) Fijado por el PCL a través del husillo de alimentación disponible (PAS)
b)
Establece los límites máximos de potencia que nunca pueden ser
superados por los movimientos del colectivo
c) El LDS no tiene resorte interno para establecer una posición predeterminada, si el
PAS se parte en dos (un balazo lo corta en dos), el nivel de potencia no cambia,
sin embargo, todas las funciones del PAS se pierden.
3) Un ajuste (entrada) a la ECU/DEC por medio del motor de Torque se refiere a:
a)
Afinación (ajuste de precisión) de salida de NG que actúa sobre la turbina
de potencia.
108
b)
El motor de torque actúa como un interfaz entre la ECU y la demanda de
dosificación a la HMU.
c)
Afinación de la HMU por la ECU/DEC reduce la carga del piloto
manteniendo automáticamente NP y NR constante (gobernación de NG)
manteniendo los niveles de potencia delo motores estrechamente emparejados
(carga compartida) y previene que la TGT llegue a niveles destructivos (limitación
de TGT
(5) Enfriador Líquido a Líquido – El combustible fluye a través del enfriador liquido a liquido,
transfiriendo el calor del aceite al combustible que proporciona una mayor atomización del
combustible para combustión más eficiente.
(6) La Unidad de Presurización y Sobre Velocidad (POU)/Válvula de drenaje y sobre
velocidad (ODV)
(a)
La Unidad de Presurización y Sobre Velocidad (POU)
1) Envía combustible por medio del múltiple de arranque al cebador para el arranque
del motor.
2) Envía combustible a través del múltiple principal de combustible para los
inyectores para las operaciones del motor
3) Reduce el fluyo de combustible para evitar una sobre velocidad del motor cuando el
sistema de sobre velocidad se activa como detectado por la ECU a 106±1% NP
4) Purga el combustible de los inyectores de cebada y el múltiple principal durante el
apagado para prevenir depósitos acumulados en la superficie (coking)
(b)
Válvula de Sobre Velocidad y Drenaje (ODV)
109
1) Envía combustible a través del múltiple principal de combustible a los inyectores
para el arranque, aceleración y operaciones del motor
2) Purga combustible del múltiple principal de combustible durante el apagado para
prevenir depósitos acumulados en la superficie (coking).
3) Controla la sobre velocidad cerrando el flujo de combustible del motor mientras
un exceso de velocidad este presente a 120±1% NP.
4) Corta el combustible para prevenir arranques calientes cuando es activada por el protector
contra arranque caliente (HSP).
(7) El Múltiple Principal de Combustible y Los Doce Inyectores de Combustible.
(a)
Situado en el casco difusor
(b)
Proporciona combustible a los 12 inyectores que están igualmente espaciadas
alrededor de la cámara del anillo de combustión
b.
Secuencia de Flujo de Combustible
110
(1) Combustible fluye desde la válvula selectora de combustible hacia la bomba reforzadora
de combustible del motor.
(2) Hacia sensor de presión y el filtro.
(3) A través de la HMU
(4) Hacia enfriador líquido a líquido
(5) A través de la POU/ODV
(6) A los inyectores de combustible
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Porque funciona el sistema de combustible con presión negativa?
Pregunta:
Pregunta:
Pregunta:
Que sucede cundo el filtro de combustible se obstruye?
Como compensa el motor por las demandas de potencia variables con el cambio de paso del
colectivo?
Como se controla el motor con las PCL (ENG POWER CONT) en bloqueo (LOCKOUT)?
7.
Actividad /paso de Aprendizaje 7. Identifique las características
operacionales del sistema de arranque del motor T700-GE-700.
a.
Sistema de Arranque del Motor
(1) Un Sistema automático de arranque que simplifica el arranque del motor controlando
varios sistemas neumáticos y eléctricos durante el proceso de arranque.
(2) Interruptores y controles asociados con el arranque del motor incluye el interruptor de Air
Source Heat/Start Switch (interruptor de fuente de aire calefacción/arranque) y las palancas
de control de los motores (ENG POWER CONT).
(a)
El interruptor Air Source Heat/Start Switch selecciona la fuente de aire que se
utiliza para el arranque del motor.
111
1) La APU se utiliza para arranques normales del motor.
2) Otras Fuentes utilizadas para el arranque del motor incluye una fuente externa o
el otro motor.
(b)
Las PCL ajusta los límites de flujo de combustible y aloja los interruptores de
anulación y descontinuación de arranque.
(3) Sistema de Arranque Automático
(a)
El botón de arranque en las PCL activan el sistema automático de arranque
cuando la PCL está en posición “OFF”.
(b)
Un relé de arranque controla varias funciones:
1) Abre la válvula de arranque del motor dirigiendo aire comprimido hacia motor de
arranque neumático para impulsar la sección NG y ilumina las luz de precaución de
arranque.
2) Activa el sistema de ignición y de cebado automático
3) Desactivación de la calefacción en la cabina de mando y el sistema anti-hielo de
la entrada del motor.
4) Cerrando de las válvulas APU/Desviación de Arranque (solamente la APU
Turbomach)
5) Activa el interruptor de anulación en la PCL.
(c)
Si mal funciona el sistema de arranque automático, el piloto puede completar un
arranque manual oprimiendo el botón de arranque hasta que la velocidad NG llega a un
minino de 52% entonces suelta el botón.
PRECAUCION: Para evitar daños a los actuadores de los interruptores de arranque, no mueva la
palanca (ENG POWER CONT desde la posición IDLE hacia OFF mientras presiona el
botón de arranque.
b.
Sistema Neumático
(1) Aire comprimido procede de la APU, el motor No.1, Motor No.2 o Fuentes externas.
(2) El sistema se compone de tubos y válvulas que envía el aire comprimido de la fuente
seleccionada para arrancar los motores, suministrar calor a la cabina, presurizar el sistema de
combustible de alcance largo (ERFS), o exportar aire a otro helicóptero para un arranque a
compañero.
(a)
Las Válvulas de Arranque del Motor
1) Ubicadas en el compartimiento del enfriador de aceite, en el lado interior del
mamparo de cada motor.
2) Aire entrando a la válvula es filtrado para remover impuridades.
3) Cuando se oprima el interruptor de arranque, la válvula de arranque del motor se
abre eléctricamente abierta por una válvula solenoide permitiendo que aire fluya
112
desde la fuente hacia arrancador del motor que se está arrancando.
(b)
Válvula de Arranque Sangrado Cruzado
1) Las válvulas son eléctricamente controladas por el interruptor, “air source
heat/start, “ y actuados para permitir que el múltiple neumático sea presurizado por el
motor.
2) Los relés de arranque previenen que la válvula de arranque sangrado cruzado y la
válvula de arranque del motor que abran al mismo momento.
3) No hay indicaciones en la cabina de la posición de la válvula.
4) Hay una marca índice indicando la posición de la posición de la válvula y se
encuentra en el eje de la válvula.
(c)
La Válvula de Arranque y Desvió de la APU
1) Ubicada en el lado izquierdo inferior de la cámara de combustión de la APU en
una APU Turbomach pero no requerido en una APU Garrett.
2) La válvula abre para un arranque APU y cierra para un arranque del motor.
3) La válvula de arranque sangrado cruzado se acciona eléctricamente permitiendo
el aire en exceso se permita escapar afuera hasta que se necesite para el arranque
del motor.
4) Durante el arranque y operación de la APU, la válvula de arranque y desvío
permite que algún aire sangrado de la APU se escape para prevenir una perdida en el
compresor.
(d)
Arrancador del Motor
1) El arrancador neumático impulsado por aire sangrado, impulsa la sección NG vía
la AGB y PTO (Toma de Potencia)
2) El arrancador se desengancha de la AGB por medio de un embrague de una vía
cuando NG excede la RPM del arrancador.
113
3) Un sensor magnético en el motor de arranque alimenta una señal de velocidad
NG al interruptor de velocidad (circuito de autoarranque) para afectar el desengancho
del arrancador entre 52 y 65% NG.
4) Operaciones de arranque extendidas puede causar daños debido a la alta
temperatura del aire sangrado que impulsa el motor de arranque (aproximadamente
400 º F).
5)
c.
Refiérase al TM 1-1520-237-10 para limitaciones de arranque.
Arrancado del Motor Con La APU
(1) El siguiente escenario es con el APU activado, de acuerdo al capítulo 8 del TM 1-1520237-10, procedimientos de arranque del motor oprimiendo el botón de arranque con la
PCL en la posición de “OFF”, apagado.
(a)Con el motor apagado
(1) Presione el botón de Arranque del motor hasta que ocurra un aumento en Ng.
(2)
Libere el botón de Arranque del motor y verifique que la luz del Arrancador
se mantiene iluminada.
(3)
Si la luz del Arrancador no se mantiene iluminada, el Arranque automático
está mal funcionando, y un Arranque manual tiene que hacerse.
(4)
Verifique el TGT está debajo de 150°C para una turbina T700 ó 80°C para
el T701D/CC antes de avanzar las PCL.
(5) Si la TGT está sobre 150°C, continúe presionando el botón del Arrancador, lo cual
motorice la sección de Ng, hasta que la TGT esté dentro de límites.
(6)
Una vez que las PCL’s han sido avanzadas lentamente a la posición de
IDLE, el flujo de combustible comienza, empiece el reloj y note las siguientes
114
indicaciones:
a. No tiene indicación de TGT dentro de 45 segundos.
b. No tiene indicación de presión de aceite del motor dentro de 45 segundos.
c. No tiene % RPM 1 ó 2 o % RPM R dentro de 45 segundos.
1) La luz de precaución de ENGINE STARTER desaparece antes de alcanzar 52%
de velocidad Ng.
2) La temperatura de TGT (“TGT TEMP”) alcanza 850°C para el motor T700, o
851°C para el motor T701D/CC antes de alcanzar IDLE (63% velocidad Ng).
d. Mal funciones y Acciones del piloto
(1) Típicamente, hay cinco mal funciones que pueden experimentarse durante la secuencia
de arranque del motor siendo el APU la fuente de aire.
(a) SI la luz de precaución desaparece cuando el botón del Arrancador se suelta, el
Sistema de Arranque Automático está mal funcionando; el piloto debe conducir un
arranque manual.
NOTA: Si aparece una luz de ENGINE STARTER cuando el botón de arrancar en soltado y la PCL está en la
posición de OFF, el intento de arrancar puede ser continuado presionando y sosteniendo presionado el
botón del arrancador hasta alcanzar entre 52% y 65% Ng, luego soltamos el botón.
(b) Si no hay un aumento en TGT, presión de aceite o % RPM 1 ó 2 dentro de 45
segundos, conduzca un apagado de emergencia.
1) La causa de no tener un aumento de TGT dentro de 45 segundos podría ser la
llave de ignición está todavía en la posición de OFF.
2) No gire la llave a ON al notar esto pues, encenderá todo el combustible en el área
de combustión causando un posible arranque caliente.
PRECAUCIÓN: Si se intenta un Arranque con la llave de ignición en OFF, no la ponga en ON. Complete
un Procedimiento de apagado de emergencia (EMER ENG SHUTDOWN).
3) No hay % RPM 1 ó 2, podría ser causado al arrancar un motor con el seguro anti
ráfagas todavía sin remover.
(c) Si la TGT aumenta por encima de 850º C durante el Arranque del motor, se
completará un apagado de emergencia y se motorizará el arrancador hasta que la
TGT esté por debajo de 538° C.
(d) Si se cae el Arrancador del motor antes de alcanzar 52 % Ng, complete un apagado
de emergencia.
1) La sección de Ng del motor necesita asistir al arrancador hasta este alcanzar 52%
Ng.
2) Si el Arrancador se desconecta muy rápido, podría resultar en un arranque
caliente.
115
(e) Si la luz de precaución del arrancador de mantiene iluminada sobre 65% Ng, hale
hacia abajo la PCL del motor mal funcionando para accionar el micro interruptor de
aborto.
1) Si esto no causa que el Arrancador se desconecte, la válvula de arranque está
atascada en la posición abierta.
2) En este caso, la fuente de aire debe ser removida según requerido.
e. Métodos Alternos de Arranque del Motor
(1) Hay tres fuentes adicionales de aire para Arranque de los motores
(a) Fuente de Tierra
1) La fuente auxiliar de potencia de tierra (AGPU), provee potencia eléctrica AC y una
fuente externa de aire usados para el arranque de los motores.
2) El Arranque del motor usando el AGPU es idéntico al del APU, excepto que la
fuente de aire está conectada al receptáculo en el lado izquierdo del helicóptero y
la toma eléctrica al receptáculo eléctrico del lado derecho. El Arranque de los
motores utilizando la planta auxiliar externa (AGPU), es similar a un arranque con
el APU excepto que la fuente de aire está conectada en el receptáculo del lado
izquierdo de la aeronave y la fuente de potencia AC se conecta en el lado
derecho.
3) Para el uso de una fuente externa de aire, el interruptor de AIR SOURCE
HEAT/START tiene que estar apagado ("OFF").
(b)
Sistema de Arranque en Equipo
1) Aeronave a Aeronave es otro método de arrancar las turbinas.
2) Procedimientos para este método se encuentran el TM1-1520-237-MTF.
(c)
Sistema de arranque sangrado cruzado del motor
1) Presión desde el compresor del motor que esta funcionando impulsa el
116
arrancador del otro motor.
a)
Un arranque cruzado puede resultar en una perdida de18% torque en el
motor que está funcionando
b)
La APU se debe se utilizado para arranques en condición de vuelo.
2) Para realizar un arranque cruzado, los siguiente requisitos tienen que cumplirse:
a)
El interruptor AIR SOURCE HEAT/START estará en la posición ENG.
b)
La #1 NG tiene que estar sobre 90% y la luz de aviso #1 ENG ANTI ICE
ON no tiene que estar prendida.
c)
La PCL del motor #1 en posición FLY con RPM R a 100% y los
generadores funcionado.
d)
El colectivo se puede aumentar para mantener la NG a 90%.
(2) Arranque de Un Motor Sin Potencia Eléctrica (CA)
(a)
Cuando la bacteria es la única fuente de potencia DC y hay una fuente de aire
disponible, solamente el motor No. 1 puede ser arrancado.
(b)
El motor No. 1 tiene que ser arrancado primero porque la válvula de arranque del
motor No. 2 no funciona sin corriente eléctrica directa (CD) de la barra eléctrica CD
principal.
(c)
Ninguno de los instrumentos funcionaran hasta que potencia eléctrica CA se hace
disponible desde un generador que esta funcionando o fuente externa.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Puede la APU arrancar ambos motores simultáneamente?
Pregunta: A cual NG debe la luz de precaución desaparecerse?
Pregunta: Con un motor funcionando, cual velocidad NG se debe mantener para realizar un arranque
cruzado al otro motor?
Pregunta: Como se desengancha manualmente el arrancador?
8.
Actividad / paso de Aprendizaje 8. Identificar las características
operacionales del sistema de control del motor T700-GE-700..
a.
El sistema de control del motor esta diseñado para mantener una velocidad NP constante
usualmente 100% (20,900 Rpm)
(1) Si la NP se estabiliza a menos de 96% (20,064 rpm) o mayor a 101% (21,109 rpm), el
sistema de gobernación NP no está gobernando.
(2) El sistema de control del motor contiene los siguientes componentes:
117
(a) La Unidad de Control Electrónica (ECU)/Control Electrónico Digital (DEC)
(b) Cuadrante de Control del Motor (Palancas de Control-PCL)
(c) El Sistema de Demanda de Potencia (LDS)
(d) Husillo de Potencia Disponible (PAS)
(e) El Interruptor De Afinación de Velocidad del Motor.
(f) La Unidad Hidromecánica (HMU)
(g)
Unidad de Presurización y Sobre Velocidad (POU)/Válvula de Sobre Velocidad y
Drenaje (ODV)
b.
Unidad de Control Electrónica/Control Electrónico Digital
(1) La ECU es un regulador de estado sólido montando por debajo la carcasa del compresor.
(a)
La cara frontal de la ECU sobresale la carcasa de torbellino.
(b)
La ECU es enfriada por flujo de aire a través de la carcasa de torbellino.
(c)
Hay cuatro conexiones eléctricas en la parte trasera de la ECU.
(d)
Ellos se conectan a los componentes de control del otro motor hacia a los
sistemas de la aeronave.
(2) La DEC es un dispositivo regulador de estado solido montado por debajo la carcasa del
compresor.
(a)
La cara frontal de la DEC sobresale la carcasa de torbellino.
(b)
La DEC no tiene una cobija de insolación.
(c) La DEC es enfriada por flujo de aire a través de la carcasa de torbellino.
(d)
Hay cuatro conexiones eléctricas en la parte trasera de la DEC, las cuales
conectan a otros componentes de control del motor para probar los sistemas de células y
a conectarse a equipo diagnostico.
(3) La ECU/DEC proporciona:
(a)
Una función de compartición de carga.
(b)
Respuesta Transitoria de Caída
(c)
Estabilización del Sistema de Torque
(d)
Ajusta la Velocidad del Motor para satisfacer la velocidad de referencia
previamente seleccionada
(4) Sistema de Emparejamiento de Torque / Sistema de Compartimiento de Carga
118
(a)
Sistema de Emparejamiento de Torque / Sistema de Compartimiento de Carga
aumenta la potencia en el motor de torque más bajo para mantener los torques
aproximadamente igual.
(b)
El sistema no permite que un motor reduzca potencia para emparejarse con el
motor de baja potencia.
(c)
Si un motor falla al lado alto, el motor saludable intentará aumentar el torque y
llevar el torque hacia arriba hasta que llegue a 3% sobre la velocidad de referencia NP
(100%)
(5) Sistema de Limitación de Temperatura
(a)
El sistema de limitación de temperatura limita el flujo de combustible cuando el
requisito es tan grande que la temperatura del motor alcanza el valor limite de
aproximadamente 843 °C.
(b)
El flujo de combustible se reduce para mantener una TGT constante.
(c)
Es normal ver un aumento transitorio de temperatura sobre 850°C TGT cuando
el piloto pide potencia máxima.
(d)
Limitación de TGT no previene sobre temperatura durante arranque del motor,
perdidas en el compresor, o cuando el motor se esta operando en bloqueo (LOCKOUT
(6) Unidad Indicadora Central TGT
119
(a)
El sistema indicadora de TGT consiste sensores termoeléctricos transmitiendo a
un indicador de temperatura de TGT- (TGT TEMP).
(b)
El conjunto del indicador tiene dos lecturas digitales que indican temperaturas
muy precisas.
(7) Sistema de Prevención de Arranque Caliente (Hot Start) (HSP) - Automáticamente
evita la sobre temperatura en el motor de arranque apagando el motor.
(a)
El sistema HSP requiere potencia CA suministrada a la DEC.
(b)
El sistema HSP recibe señales de:
1) El sensor NP.
2) La bobina NG del alternador.
3)
El arnés par termoeléctrico (TGT) para cumplir con esta función.
(c)
El piloto puede deshabilitar el HSP para propósitos de arranques de emergencia
oprimiendo y manteniendo el botón de prueba de sobre velocidad (TEST A/B) para el
motor que se está arrancando durante la secuencia de arranque del motor.
(8) El Sistema de Gobernación NP
(a)
El sistema de Gobernación de velocidad de la turbine de potencia (NP) monitorea
la señal enviada desde el sensor NP
(b)
Se varía el flujo de combustible accionando el motor de torque dentro de la HMU.
(c)
La gobernación NP constante se rige entre ±1% de la velocidad siendo detectada
de NP
(9) El sistema de Protección de Sobre Velocidad NP T700
120
(a)
El sistema de Protección de Sobre Velocidad NP recibe una señal de velocidad de
la turbina de potencia del sensor de torque y sobre velocidad
(b)
Cuando NP excede 22,200 rpm, una salida del sistema de protección activa un
solenoide en el POU, reduciendo el flujo de combustible
(c)
Cuando la velocidad cae por debajo de 22,200 rpm, el solenoide cierra hasta que
los requerimientos de flujo se restablecen.
(d)
El Sistema NP de Protección de Sobre Velocidad NP T700
1) Cualquier fuente tiene suficiente potencia para hacer funcionar el sistema ,
haciéndolo independiente del sistema de gobernación NP
2) El sistema de protección de sobre velocidad NP incluye dos circuitos de sensores
separados (A y B).
3) Cada circuito cierra un interruptor de estado sólido cuando la NP llega a 22,200
±200 rpm.
4) Ambos interruptores tienen que ser cerrados antes que el solenoide en la POU se
energiza..
5) Botones de prueba en la cabina de mando son proveídos para ambos circuitos A
y B..
a)
Los botones de prueba permite que el sistema de protección de sobre
velocidad pueda ser comprobado mientras que el motor está operando con
velocidad de turbina en un rango normal.
b)
En el modo de prueba, con ambos botones oprimido y mantenidos
adentro, el sistema de protección de sobre velocidad NP se activa, hará un ciclo
(deceleración y aceleración) hasta que los botones de prueba son soltados.
c)
Una comprobación de sobre velocidad NP no tiene que ser realizada
durante vuelo porque esto resultará en una pérdida de potencia..
(e)
El sistema de Protección de Sobre Velocidad NP T700D/CC
121
1) Cuando NP excede 25,000 ±250 rpm (119.6 ± 1%), un salida del sistema de
protección active un solenoide en la ODV.
2) Esto apaga el flujo de combustible, causando que el motor se apague.
3) El sistema de protección de sobre velocidad incluye dos circuitos sensor de sobre
velocidad (A Y B).
4) Cada circuito cierra un interruptor de estado sólido cuando NP llega 25,000 ±250 rpm
(119.6 ± 1%).
5) Ambos interruptores tienen que ser cerrados antes que el solenoide en la ODV
esta energizado.
6) La DEC contiene validación de señal para entradas de señales seleccionadas
dentro del sistema de control eléctrico.
a)
Señales están continuamente validadas cuando el motor esta
continuamente operando en marcha lenta o más.
b)
Si ocurre una falla sobre una señal, el componente que ha fallado o
circuito relacionado será identificado por un código de falla pre-seleccionado
c)
(10)
Es posible de tener más que una falla detectada.
Señales en la cabina desde la ECU
122
(a)
La ECU suministra señales a los indicadores de % RPM 1 y 2, indicador %TRQ,
indicador TGT TEMP y grabador histórico.
(b)
En el evento que haiga un mal funcionamiento de la ECU, el piloto puede
supeditar la ECU/DEC momentariamente avanzando las PCL (ENG POWER CONT)
hacia LOCKOUT, entonces retardándola para controlar el motor manualmente.
(c)
Para sacar la ECU de LOCKOUT, la PCL (ENG POWER CONT) tiene que ser
movida a IDLE entonces retornada a la posición FLY para operaciones normal.
(11)
Señales desde la DEC
(a)
La DEC suministra señales a los indicadores %RPM 1 y 2, indicador %TRQ,
indicador de TEMP TGT y el grabador histórico.
(b)
También suministra validaciones de señal, entradas de señales seleccionadas
dentro del sistema de control eléctrico..
(c)
Señales son continuamente convalidadas cuando el motor esta operando en IDLE
y más.
123
(d)
Si ocurre una falla de una señal seleccionada, el componente o el circuito
relacionado serán identificados por un código preseleccionado mostrado en el indicador
de torque del motor.
(e)
En el evento de una falla del DEC, la DEC puede ser retirado por mantenimiento
solamente, y el motor puede ser reiniciado una vez se ha efectuado. .
c.
Cuadrante De Control del Motor – El cuadrante de control del motor consiste de:
(1) Dos Palancas de Control de la Turbina (ENG POWER CONT-PCL)
(a)
El tope secundario del cuadrante del motor, dos topes de bloqueo, el conjunto del
cuadrante, y un seguro en cada palanca de control de potencia del motor previenen
mover las palancas a menos del tope de marcha lenta.
(b)
Cuando el apagado es requerido, la palanca de control de potencia del motor
debe ser halada levemente hacia abajo, al mismo tiempo el destrabe del seguro debe ser
oprimido, entonces la palanca de control de potencia del motor puede ser movida a
menos del tope de marcha lenta (IDLE).
(2) Dos selectores del sistema de combustible (ENG FUEL SYS) con tres posiciones:
(a)
OFF
(b)
DIR
(c)
XFD
(3) Dos manijas T de apagado de emergencia de los motores; cuando halado atrás
enganchan las manijas de control de combustible y arma el sistema de apagado de
encendidos.
(4) Cada palanca ( ENG POWER CONT) almacena un botón de arranque en la base atrás se
puede ajustar hasta cuatro posiciones.
Precaución:
(a)
OFF
(b)
IDLE detent
(c)
FLY detent
(d)
LOCKOUT
Cuando se controla el motor con las PCL en LOCKOUT, el motor responde mucho mas
rápido y el sistema del limitación de la TGT esta inoperativo. Debe tener cuidad no exceder
los limites de TGT y de mantener % RPM R y RPM 1 & 2 en el rango de operaciones
normales.
(5) Cada palanca (ENG POWER CONT) de control puede ser halada hacia abajo para
abortar un arranque.
d. Movimiento del PCL mueve el cable del PAS (husillo de Potencia disponible) para mecánicamente
apagar el combustible y ajustar la NG.
124
(1) La palanca de control de potencia está conectada a través de un control de empujetracción en el husillo de potencia disponible en el control de combustible del motor.
(2) El husillo puede alimentar de forma mecánica bloquear el combustible o establecer
velocidades permisibles NG para operar entre IDLE y FLY
(3) El ajuste de las manijas (ENG POWER CONT) representa la cantidad máxima de
potencia que puede ser suministrada por el motor si lo exige la ECU/DEC o el LDS.
(4) Cuando la manija (palanca) de control (ENG POWER CONT) se mueve completamente
hacia adelante a la posición de bloqueo (LOCKOUT), la manija de control sobrepasa la
ECU/DEC para manualmente ajustar la configuración de potencia
(a)
Limitación de TGT automática se desactiva para proporcionar el motor con
potencia adicional en caso de una emergencia.
(b)
Protección de sobre velocidad NP y NG sigue funcionando para proteger los
componentes del motor de sobre velocidades peligrosas.
e.
Sistema de Demanda de Carga (LDS)
125
(1) Con las PCL en FLY, la ECU/DEC y la HMU responde a señales del colectivo para
controlar la velocidad del Motor.
(2) La conexión mecánica a la HMU se realiza por medio de la mezcladora de vuelo hacia
husillo de demanda de carga (LDS).
(3) Una señal de demanda de carga desde un potenciómetro en el mezclador del colectivo y
una señal de velocidad del rotor de un sensor magnético en el módulo de entrada son
alimentados a la DEC del motor donde son procesados para proporcionar una mejor
anticipación de la demanda de carga, reduciendo de ese modo caídas del rotor.
(4) Unido a la unidad mezcladora al lado derecho está un cable que se encuentra asegurado
con un pasador de seguridad en caso de una mal función del LDS.
(a)
El piloto puede ejercer suficiente presión sobre los controles para romper el
pasador de seguridad liberando el atrancamiento.
(b)
Ya que el pasador de seguridad se ha partido, el husillo del LDS saltara a un nivel
de máximo potencia.
(5) Mal Funciones – Un modo de mal función resulta en una máxima aportación del LDS a la
HMU sin importar la posición del colectivo.
(a)
Esta condición puede resultar en potencia excesiva impulsando el rotor durante
un estado auto rotativo porque la DEC no tendrá suficiente autoridad para poder reducir el
torque a cero.
(b)
Dependiendo en la severidad de la mal función, la habilidad de la DEC para
emparejar los torques del motor bajo la mayor parte de las condiciones de vuelo puede
ocultar la mal función.
(c)
Detección por las tripulaciones aéreas puede ser difícil, pero las indicaciones
siguientes son síntomas de este mal funcionamiento del sistema de demanda de carga.
:
1) En Tierra:
126
a)
ENG POWER CONT en IDLE - NG 3 a 4% superior a lo normal
b)
ENG POWER CONT a FLY – División de Torque (mal funcionamiento
simple)
2) En el vuelo:
El despegue inicial (durante el aumento del colectivo) - Aumento en
división de torque (fallo simple).
a)
Descenso con potencia baja (Bajando el colectivo a mínimo) –
Aumento rápido de NP y NR.
b)
3) Otro modo de mal funcionamiento podría ser un cable atascado o atrapado
que puede resultar en aportación mínima a la HMU sin importar la posición del
colectivo.
Esta condición puede limitar la potencia máxima disponible del motor
afectado.
a)
Yéndose a LOCKOUT no resultara en la terminación de esta
condición.
b)
f.
Sistema de Control del Motor
(1) Un interruptor de control de RPM del motor en las empuñaduras de colectivos
controla la velocidad de ambos motores simultáneamente.
(2) No hay capacidad de ajuste individual.
(3) Se utiliza para suministrar una señal a la ECU / DEC para controlar % RPM 1 y 2
según sea necesario.
g.
(a)
El interruptor de control ENG RPM permite el ajuste entre 96% y 100%.
(b)
El piloto puede anular el control del copiloto.
La conexión HMU-ECU/DEC-POU/ODV
127
(1) HMU
(a)
La HMU es una bomba de alta presión que secuencia combustible a la POU /
ODV.
(b)
La HMU es sintonizada, o afinada, por la ECU / DEC, para variar el flujo de
combustible para controlar la salida del motor (diseñado para fallar a un ajuste de
potencia máxima).
(c)
La HMU es ajustada por la ECU/DEC para proporcionar limitaciones de TGT.
(d)
Las funciones de ECU / DEC hacia a la HMU pueden ser anuladas colocando la
PCL en (ENG POWER CONT) en (LOCKOUT) bloqueo.
(2) POU/ODV
(a)
El solenoide de sobre velocidad en el POU reduce el flujo de combustible y la
ODV cierra el flujo de combustible cuando las condiciones de sobre velocidad son
detectados por el ECU / DEC.
(b)
Después que se activa una condición de sobre velocidad del motor la función de
reencender de la ODV es dirigida por la DEC para regresar el flujo de combustible y
activar el sistema de re-encendido.
(3) ECU/DEC
(a)
Los circuitos de la ECU / DEC utilizan la gobernación de Np1 o Np2 de la HMU
para proporcionar control/afinación a la HMU.
(b)
La ECU / DEC dirige la HMU reducir el combustible cuando los valores de la TGT
alcanza niveles de limitéis.
(c)
Load sharing (HMU, PAS, LDS are inoperative in lockout)
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Si la potencia del alternador se pierde hacia al motor, será que la ECU/DEC sigue
funcionando?
Pregunta:
Pregunta:
Que previene el HSP (protector sobre arranque caliente) automáticamente?
Cual sistema mantiene el motor con el torque a un par igual aproximado?
9.
Actividad /paso de Aprendizaje 9. Identificar las características
operacionales del sistema anti-hielo del motor de la T700-GE-700.
a. Anti-hielo del motor se realiza por dos sistemas, un sistema de anti-hielo de entrada del motor y un
sistema de anti-hielo del motor las cuales previene la acumulación de hielo que puede restringir el
suministro de aire hacia la sección del compresor. Ambos sistemas son activado por los
interruptores ENG ANTI-ICE NO.1 y NO 2.
128
(1)
Sistema de Anti-Hielo de La Entrada del Motor
(a)
Disponible a 4°C y menos.
(b)
Puede o no puede estar disponible a 4°C – 13°C
(c)
No disponible a 13°C y más
(d)
Luces de Aviso de Anti-Hielo del Motor
1) La luz #1 ENG ANTI-ICE ON indica que la válvula de sangrado de entrada antihielo/arranque del motor No. 1 está abierta.
2) La luz #2 ENG ANTI-ICE ON indica que la válvula de sangrado de entrada antihielo/arranque del motor No. 2 está abierta.
3) La luz #1 ENG INLET ANTI-ICE ON indica que la temperatura de entrada de antihielo del motor No. 1 esta a > 93°C
4) La luz #2 ENG INLET ANTI-ICE ON indica que la temperatura de entrada de antihielo del motor No. 2 esta a > 93°C.
129
(e) La entradas d los motores se mantienen de helados utilizando aire sangrado de la 5a etapa de los
motores suministrado abriendo la AISBV.
(2) Anti-hielo del Motor
(a)
El sistema de anti-hielo del motor es un sistema pasivo y active proporcionando
protección de anti-hielo utilizando transferencia de calor del aceite del motor y aire
sangrado de la 5ta etapa controlado por el piloto.
1) Aire sangrado de la 5ta etapa de la sección del compresor (aire 5ta etapa) se
dirige desde la AISBV a través de ductos hacia al marco del frente del motor.
2) Aire caliente es dirigido por ductos alrededor la carcasa exterior, dentro de cada
álabe ciclónico por medio de una serie de deflectores y hacia los álabes guía de
entrada.
(b)
La válvula de arranque y anti-hielo del motor abre durante arranques y se
mantiene abierta durante condiciones de baja potencia hasta que el motor llega a 88 a
92% NG, dependiendo en la temperatura del exterior con anti-hielo apagado (OFF.
130
1) Potencia para operar las válvulas normalmente son proporcionadas desde la
barra primaria No.1 y No. 2 CD para que el rendimiento no sea alterado con la
perdida de corriente del sistema de la aeronave.
2) Durante el arranque del motor, potencia para operar la válvula de anti-hielo de
entrada del motor No. 1 es suministrada por la barra esencial CD No. 1.
3) La luz de aviso #1 ENG INLET ANTI-ICE ON y #2 ENG INLET ANTI-ICE ON
reciben potencia de las barras primaria CD No. 1 y No. 2.
(c)
El interruptor ENG ANTI-ICE active la AISBV para permitir aire caliente de la 5ta
etapa ser canalizado hacia motor para suministrar anti-hielo a la sección del compresor.
b.
Limitaciones
(1) A niveles de potencia del motor de TRQ a 10% o menos, capacidad para anti-hielo no
puede ser suministrado a cabo de limitaciones de sangrado del motor.
(a)
Evite operaciones bajo condiciones niveles extremos de baja potencia tal como
alta tasas de de descenso (1900 pies por minuto o mas), o operaciones de la calefacción
en tierra por debajo de 100% RPM R, durante condiciones de formación de hielo.
(b)
alta.
El sistema de calefacción de ser apagado antes de iniciar una tasa de descenso
(2) Con el aire de sangrado del motor prendido, el torque disponible por cada motor se
reduce como lo siguiente:
(a)
Con anti-hielo del motor prendido, potencia máxima disponible se reduce 20%.
(b)
Con la calefacción del motor prendida en la cabina/artillero, la potencia máxima
disponible se reduce 5%.
.
(c)
Con aire sangrado extraído, el flujo de combustible durante operaciones de dos
motores aumenta por 90 libras por hora (LBS/HR).
.
131
(3) El sistema de detección de hielo esta calibrado para 100 KIAS.
(4) Cuando de vuela a velocidades superior a 100KIAS, el medidor de acumulación de
hielo indicara mayor cantidad de agua líquida (LWC) que la condiciones actuales existen.
(5) Para que un helicóptero se les permita volar en condiciones de hielo traza o leve,
tiene que tener lo siguiente:
(a)
Anti-hielo de las parabrisas
(b)
Calor en los tubos Pitot
(c)
Anti-hielo de los Motores
(d)
Una válvula Modulante de anti-hielo del Motor
(e)
Tubo Sensor de Aire del Ambiente
(6) Vuelo en condiciones de helamiento leve no se recomienda sin anti-hielo en las Palas del
rotor.
(7) Para el vuelo en condiciones de helamiento moderado, todos los equipos mencionados
anteriormente y un sistema de anti-hielo de las palas del rotor tiene que estar instalado y
operativo.
(8) Vuelo en condiciones de helamiento fuerte o severo está prohibido.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Aparte de aire sangrado, que se utiliza para ayudar en el anti-hielo del motor?
Pregunta: El anti-hielo de la entrada del motor automáticamente se activa entre que rango de
temperaturas?
Pregunta: Con el anti-hielo del motor activado, cuanto se debe reducir el TRQ máximo disponible?
10. Actividad / paso de aprendizaje 10. Identificar las características operacionales del sistema de
UH-60A /L Supresor infrarrojo de vuelo estacionario (HIRSS
a.
El sistema HIRSS proporciona supervivencia al helicóptero de misiles infrarrojos por todo el rango
de vuelo
(1) El HIRSS no tiene piezas movibles.
132
(2) Contiene un centro desmontable de tres etapas el cual reduce la radiación de la temperatura
de la superficie metálica y de los gases de escape y previene la vista directa de las superficies
calientes del motor.
b.
Mientras se esté operando en un ambiente no hostil, el deflector interno puede ser removido para
mejorar el rendimiento del helicóptero.
(1) El HIRSS canaliza los gases de escape calientes a través del centro de tres etapas y un deflector
interno para inducir un flujo de aire para enfriamiento desde el compartimento del motor y las tomas de
entrada.
(2)
Las tres etapas centrales y el deflector interno están cubiertas con un material de baja
reflectividad
(3) Para mayor enfriamiento, los gases de escape calientes son conducidos hacia afuera y hacia
abajo por el motor, alejados del helicóptero por el deflector de escape, donde aire de
enfriamiento adicional es proveído por el flujo de aire descendente del rotor principal
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál es el propósito del sistema IHIRRS?
11.
Actividad / paso de aprendizaje 11 Identificar los procedimientos de
emergencia relacionados con el motor T700-GE-700, los procedimientos adecuados a seguir, y los
límites asociados.
a.
Aquellos pasos que tienen que ser ejecutados inmediatamente en una situación de emergencia están
subrayados.
(1)
Estos pasos tienen que ser ejecutados sin referencia a la lista de chequeos.
(2)
Los pasos que no están subrayados deben ser cumplidos con el uso de la lista de chequeos
(3) El símbolo "O" se usa para indicar "si se ha instalado".
(4) Las funciones que son responsabilidad del piloto no en los controles, se indicará con un círculo
alrededor del número de paso, es decir, ④.
b.
9.10 LA FALLA DE UN MOTOR
ADVERTENCIA: No responder a la advertencia ENG OUT ni al audio hasta verificar TGT TEMP, Ng
SPEED y %RPM 1 y 2.
El motor # 2 está empezando a fallar como se indica por la TGT reducida, %TRQ y presión de aceite.
1.
Colectivo - Ajustar para mantener % RPM R..
2.
Cargas/provisiones externas – Lanzar (si es requerido).
3.
Establecer velocidad para un motor.
Si vuelo continuado no es posible:
4.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA POSIBLE.
Si vuelo continuado es posible:
133
5.
c.
. ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
9.13 FALLA DE DOS MOTORES
ADVERTENCIA: No responder a las advertencias ENGINE OUT ni al audio hasta verificar la TGT TEMP y
el %RPM R.
AUTORROTAR
d.
9.14 % RPM R DECRECIENDO
Si la unidad de control de uno de los motores falla hacia el lado bajo y el otro motor no es capaz de
proveer suficiente torque, el % RPM R disminuirá.
Precaución:
Cuando el motor es controlado con la palanca ENG POWER CONT en LOCKOUT, la reacción del motor
es mucho más rápida y el sistema de limitación TGT está inoperante. Se tiene que tener cuidado de no
exceder los límites TGT y de mantener % RPM R y % RPM 1 y 2) dentro del régimen operacional.
NOTA
Si el %RPM R se reduce de 100% a 95 - 96% durante vuelo estable, chequear % TRQ 1 y 2. Si los
% TRQ 1 y 2 están iguales y por debajo del Torque Máximo Disponible, intentar aumentar el % RPM R
con el interruptor de afinación ENG RPM.
1.
Colectivo – Ajustar para controlar % RPM R.
2.
Palanca ENG POWER CONT (motor con bajo % TRQ/TGT TEMP) – LOCKOUT.
Mantener el % TRQ aproximadamente 10% por debajo del otro motor.
3. ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
e.
9.15 % RPM R % RPM R INCREMENTANDO
Un aumento del % RPM R resultará de una falla hacia el lado alto del sistema de control del motor. Los %
RPM 1 y 2 (Np) aumentarán con el % RPM R del rotor. Aumentar el colectivo probablemente aumentará
la TGT TEMP del motor defectuoso por arriba de 900º C. Si una unidad de control de motor falla hacia el
lado alto:
1.
Palanca ENG POWER CONT (motor con alto % TRQ/TGT TEMP) – Retardar.
Mantener %TRQ aproximadamente 10% por debajo del otro motor.
2.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
Si el motor afectado no responde al movimiento de la palanca ENG PWR CONT entre FLY y IDLE, la
HMU puede estar fallando internamente.
Si esto ocurre:
f.
9.16
3.
Establecer velocidad para un motor..
4.
Ejecutar APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
5.
Referirse al procedimiento de emergencia para falla de un motor..
% RPM INCREMENTANDO/DECRECIENDO (OSCILACIÓN).
134
Es posible que ocurra una falla que pueda causar que el motor afectado oscile. El otro motor responderá
al cambio de potencia, también oscilando usualmente con amplitudes menores. Las oscilaciones del
motor causarán oscilaciones de torque. La acción correctiva sugerida al piloto es halar hacia atrás la
palanca ENG POWER CONT del motor sospechado hasta que la oscilación cese. Si la oscilación
continúa, la palanca ENG POWER CONT debe ser regresada a la posición FLY y la otra palanca ENG
POWER CONT debe ser halada hacia atrás hasta que la oscilación cese. Una vez que el motor que está
fallando haya sido identificado, éste debe ser colocado en LOCKOUT y controlado manualmente.
1.
Establecer velocidad para un motor.
2.
Lentamente retarde la palanca ENG PWR CONT del motor sospechado.
Si la oscilación cesa:
3.
Coloque ese motor en LOCKOUT y controle manualmente la potencia.
4.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
Si la oscilación continúa:
5.
Coloque la palanca ENG PWR CONT de regreso a FLY y retarde la palanca ENG
PWR CONT del otro motor.
Cuando la oscilación cesa:
g.
6.
Coloque el motor en LOCKOUT, controle la potencia manualmente.
7.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
9.17 DIFERENCIA DE % DE TORQUE ENTRE LOS MOTORES 1 y 2.
Es posible que ocurra un malfuncionamiento que pueda causar una diferencia de % TRQ entre ambos
motores sin un cambio significante en el % RPM R. Esta diferencia de % TRQ puede ser corregida con el
control manual de la palanca ENG POWER CONT del motor afectado.
1
Si la TGT TEMP de un motor excede el limitador (700) 850°C, 701C, 701D/CC7
875°C con el motor de baja potencia por arriba de 50% de TRQ o 901°C con el motor de
potencia baja por debajo de 50% de TRQ), retardar la palanca ENG POWER CONT de
ese motor para reducir la TGT TEMP. Retardar la palanca ENG POWER CONT para
mantener el torque del motor manualmente controlado aproximadamente 10% por
debajo del otro motor.
2.
Si el límite de TGT TEMP en cualquiera de los motores no es excedido,
lentamente retardar la palanca ENG POWER CONT con alto % TRQ y observar el %
TRQ del motor con baja potencia
3.
Si el % TRQ del motor con baja potencia aumenta, palanca ENG PWR CONT con
alta potencia – Retardar para mantener el % TRQ aproximadamente 10% por debajo del
otro motor (El motor con alta potencia ha sido identificado como el motor con la falla hacia
el lado alto)..
4.
Si el % TRQ del motor con baja potencia no aumenta, o el % de RPM R
disminuye, palanca ENG POWER CONT – Regresar el motor con alta potencia a FLY (el
motor con baja potencia ha sido identificado con una falla hacia el lado bajo).
135
5.
Si potencia adicional es requerida, palanca ENG POWER CONT del motor con
baja potencia, mover momentáneamente a LOCKOUT y ajustar para poner % TRQ
aproximadamente 10% por debajo del otro motor.
6.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
h. 9.18 ENTRADA EN PÉRDIDA DEL COMPRESOR DEL MOTOR
Una entrada en pérdida del compresor normalmente es reconocida por una detonación resonante o un
ruido seco notable y posible guiñada de la aeronave. Estas reacciones están acompañadas normalmente
por un aumento rápido de TGT TEMP y fluctuaciones en las indicaciones de Ng SPEED, % TRQ y %
RPM) del motor afectado. En la eventualidad de una entrada en pérdida del compresor:
1.
Colectivo – Reducir.
Si la condición persiste:
2.
Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – Retardar. (TGT TEMP debe
disminuir).).
3.
Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – FLY.
Si la condición de entrada en perdida se repite:
i.
9.19
9.19A
4.
Establecer velocidad para un motor.
5.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
6.
Referirse al procedimiento de emergencia para falla de un motor.
LA PRECAUCIÓN #1 OIL FILTER BYPASS o #2 OIL FILTER BYPASS APARECE.
1.
Palanca ENG PWR CONT – Retardar
2.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
LA PRECAUCIÓN CHIP #1 ENGINE o CHIP #2 ENGINE, #1 ENGINE OIL PRESS o #2 ENGINE OIL
PRESS, #1 ENGINE OIL TEMP o #2 ENGINE OIL TEMP APARECE.
1.
Establecer velocidad para un motor.
2.
Palanca ENG POWER CONT (motor afectado) – Retardar (para reducir torque).
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece
por arriba de los límites máximos:
j.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
4
Refiérase al procedimiento de emergencia para falla de un motor.
9.19 La Precaución Presión de Aceite del Motor Alta Aparece
1.
ENG Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – Retardar (para reducir el
torque).
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece
por arriba de los límites máximos:
136
2.
Establecer velocidad para un motor.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
4.
Refiérase al procedimiento de emergencia para falla
de un motor.
k. 9.19 PRESIÓN DE ACEITE DEL MOTOR BAJA,
1.
Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – Retardar (para reducir el torque).
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece
por arriba de los límites máximos:
l.
2.
Establecer velocidad para un motor.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
4.
Refiérase al procedimiento de emergencia para falla de un motor.
9.19 LA PRECAUCIÓN ENGINE OIL TEMP APARECE,
1
Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – Retardar (para reducir el torque).
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece
por arriba de los límites máximos:
2.
Establecer velocidad para un motor.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
4.
Refiérase al procedimiento de emergencia para falla de un motor.
m. 9.19 LA PRECAUCIÓN ENGINE CHIP APARECE
1.
Palanca ENG PWR CONT (motor afectado) – Retardar (para reducir el torque).
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece por arriba de
los límites máximos:
2.
Establecer velocidad para un motor.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado).
4.
Refiérase al procedimiento de emergencia para falla de un motor.
n. 9.20 Falla del Eje de Alta Velocidad del Motor.
La falla del eje puede ser total o parcial. Una falla parcial puede ser caracterizada al principio como nada
más que como un fuerte cascabeleo de alta velocidad y una vibración que viene del área del motor. Una
falla completa estará acompañada de un ruido explosivo que resultará en una disminución repentina a
cero del % TRQ en el motor afectado. El % RPM del motor afectado aumentará hasta que el sistema de
sobre velocidad sea activado.
137
o.
1.
Colectivo – Ajustar.
2.
Establecer velocidad para un motor.
3.
APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado). No intente volver a
arrancar.
3.
Referirse al procedimiento de emergencia para fallas de un motor.
9.21 IMPACTO DE RAYOS.
ADVERTENCIA: El impacto de rayos puede resultar en pérdida de las funciones de control de vuelo
automático, los controles del motor y/o la potencia eléctrica.
El impacto de rayos puede causar que uno o ambos motores inmediatamente desarrollen máxima
potencia sin protección de limitación TGT o de sobre velocidad. Los sistemas de instrumentos también
pueden estar inoperantes. Si esto ocurriera, la tripulación de vuelo tendría que ajustar la(s) palanca(s)
ENG POWER CONT del(os) motor(es) que está(n) mal funcionando según sea requerido para controlar el
% RPM por medio del sonido y tacto. Si fuera práctico, el piloto debe reducir la velocidad a 80 KIAS. Esto
reducirá la criticidad de tener exactamente la velocidad correcta del rotor a 100%
1.
Palancas ENG POWER CONT – Ajustar según sea requerido para controlar % de
RPM.
2.
ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA POSIBLE.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: Cuales son los pasos subrayados para falla de un motor?
Pregunta: Como se reconoce una entrada en pérdida (falla) del compresor
del motor ?
138
Centro de Excelencia de Aviación del Ejército
Estadounidense
Fuerte Rucker, Alabama
Enero del 2013
NOTAS DEL ESTUDIANTE
TITULO: SISTEMA INSTRUMENTO DE MANDO (CIS)
011-8143
EL PROPONENTE DE ESTAS NOTAS DE ESTUDIANTE ES:
Brigada 110a de Aviación
1er Batallón - 212a Regimiento de Aviación
ATTN: ATZQ-ATB-LH
Fuerte Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: DECLARACIÓN DE RESTRICCIÓN A EXTRANJEROS: El material contenido en
este folleto ha sido revisado por el que instruye y/o el que desarrollo el entrenamiento y
se determino que la información contenida es dominio público. Este folleto se puede
diseminar libremente a todo estudiante militar de todos los países extranjeros sin
restricción.
139
INTENCIONALMENTE EN BLANCO
140
:
OBJETIVO TERMINAL DE APRENDIZAJE
ACTIVIDAD: Identificar las características de los componentes y los modos de operación del Sistema
Instrumentos de Mando de Navegación (NCIS).
CONDICION: Sin el uso de referencias, ayudas de adiestramiento o asistencia, y en el entorno del salón
de clase.
NORMAS:
Describir las características de operación del HSI, VSI, Modo Selector CIS Panel Selector
de Modo HSI/VSI, y el Procesador NAV CIS Según el Manual del Operador.
1. Paso/Actividad de Aprendizaje 1. Identificar las características de operación del Indicador de Situación
Vertical (VSI).
a. Ubicación y descripción: Hay dos VSI instalado en el UH-60. Son instrumentos idénticos,
montados a cado lado del panel de instrumentos.
(1) Cada VSI presenta actitud de cabeceo y balanceo, régimen de viraje, resbalamiento y
patinaje, y mandos de dirección del Sistema de Mandos de Instrumentos (CIS).
(2) Cada VSI muestra información idéntica con relación al curso.
(3) EL Procesador del Sistema de Mandos de Instrumentos (CISP) utiliza tres indicadores en el
VSI para mostrar la información procesada, la barra de mando de balanceo, la barra de
mando de cabeceo y el indicador de posición del colectivo.
b. Componentes del VSI:
(1)
Barra de Mando de Balanceo:
(a) La Barra de Mando de Balanceo opera conjuntamente con CISP.
(b) Provee mandos procesados de balanceo para adquirir y/o rastrear un rumbo o curso
deseado en los modos de Rumbo (HDG) o Navegación (NAV) y para mantener un ángulo
de banqueo de 0° en el modo Ida al Aire (GA).
(2)
Barra de mando de Cabeceo:
(a) La Barra de mando de cabeceo opera conjuntamente con el CISP.
(b) Provee mandos de cabeceo procesados para mantener velocidad en los modos del
Sistema de Aterrizaje Instrumental (ILS) NAV, GA, y el Sistema de Posicionamiento
Global (GPS).
141
(3)
Indicador de Posición (CPI):
(a) El CPI opera conjuntamente con el CISP para proveer una indicación visual relativa a
donde el colectivo debe estar para mantener una altitud, un régimen de ascenso o
pendiente de planeo deseado (p.ej. si el CPI está alto, mueva el colectivo hacia abajo
para centrar el CPI entre los dos triángulos).
(b) Durante aproximaciones ILS o VOR con NAV activado, un modo de nivelación proveerá
mandos de posición del colectivo que, cuando son seguido, mantendrán la altitud del
helicóptero
(4)
Aviso de Ida al Aire (GA):
(a) El aviso de Ida al Aire (GA) se ilumina en cualquier momento que el interruptor GA en
bastón de cíclico del piloto o copiloto es oprimido.
(b) Cuando el modo GA es activad, la barra de mando de cabeceo y la barra de mando de
balanceo se encajaran en la posición centrada e inmediatamente el CISP proveerá al CPI
y a la barra de mando de balanceo que, cuando es seguido, resulta en un régimen de
ascenso de 500 ± 50 pies-por-minuto a un ángulo de banqueo de cero grados.
(c) Cinco segundos después de que el interruptor GA es oprimido:
1) El CISP provee cambios de paso cíclico a la barra de mando de cabeceo que, cuando
seguidos, resulta en una Velocidad Indicada (KIAS) de 80 nudos para el ascenso.
2) El aviso GA se apagara cuando se termine el modo GA al activar cualquier otro modo
de navegación en el panel selector de modo CIS.
(5)
Aviso Altura de Decisión (DH):
142
(a) El aviso DH se ilumina independientemente para el piloto y el copiloto. Siempre que el
altímetro radar este en operación y que el indicador de altitud y la presentación en los
altímetros radar respectivos, esté a o por debajo del ajuste de altitud radar L (low bug).
(b) Al operar en el VOR o ILS NAV, un sub modo de nivelación es automáticamente activado
cuando la altitud radar se va por debajo del ajuste más alto de cualquiera de los ajuste
low bug de altímetro radar del piloto o copiloto.
(6) Aviso de Marcador de Radiobaliza (MB): El aviso del Marcador Radiobaliza (MB) Andy el
acorde asociado con el marcador radiobaliza será oído, dependiendo del ajuste del
control de volumen, cuando el helicóptero se encuentra cerca o sobre el transmisor del
marcador radiobaliza.
(7) Esfera: Cada VSI incorpora una esfera movible que es blanca en la parte superior y
negra en la parte inferior con una línea de horizonte blanca que divide los dos colores.
El interfaz de blanco y negro representa la línea de horizonte.
(8) Escala e Índice de Angulo de Banqueo: La Escala de Angulo de Banqueo y el Índice de
Angulo de Banqueo indican el ángulo de banqueo actual desde la vertical mediante el
registro de un índice móvil contra una escala fija. La Escala de ángulo de Banqueo tiene
marcas de referencias en la derecha e izquierda del índice a 10°, 20°, 30°, 45°, 60° and
90°.
143
(9) Botón de Afinación de Cabeceo: El botón permite ajustar al horizonte artificial hacia
arriba (climb) desde al menos 4º a no más de 10º o hacia abajo (dive) desde al menos
8º a no más de 20º.
(10) Botón de Afinación de Balanceo: El botón permite ajustar al horizonte artificial desde al
menos 8º a no más de 20º a la derecha e izquierda del vertical.
(11) Puntero de Desviación de Trayectoria de Planeo:
(a) El Puntero de Desviación de Trayectoria de Planeo (GS) representa la posición
relativa de la trayectoria de planeo al helicóptero (Si el puntero está arriba del centro,
el helicóptero está por debajo de la trayectoria de planeo).
(b) A cado lado de la marca de referencia del centro hay puntos, cada uno representado
0.25° arriba o debajo de la trayectoria de planeo
(12) Puntero de Desviación de Curso:
144
(a) El Puntero de Desviación de Curso representa la posición de la referencia de curso,
en el Indicador de Situación Horizontal (HSI), relativo al helicóptero.
(b) La escala representa a la derecha o izquierda del curso. Cada punto desde el centro
(en curso) es 1.25° para el Localizador (ILS) o 5° para el VOR.
(c) El piloto tiene que volar en la dirección del puntero de desviación de curso para
recobrar la trayectoria en curso.
(13) Inclinómetro: Cada VSI tiene un Inclinómetro (bola de afinación) montado en la parte
delantera inferior del panel para proveer una indicación sin alimentación de potencia de
un resbalamiento o un patinaje.
(14) Indicador de Régimen de Viraje:
(a) Los indicadores de régimen de viraje operan independientemente el uno del otro
mediante los interruptores TURN RATE en los paneles MODE SEL.
(b) Un viraje de cuatro minutos (1.5º por segundo) es indicado cuando el indicador está al
espesor de una aguja fuera de cualquier lado del centro (blanco-sobre-negro), un
viraje de dos minutos (3º por segundo) es indicado cuando el indicador está al
espesor de dos agujas fuera de cualquier lado del centro(blanco-sobre-blanco).
(15) Cada VSI tiene cuatro banderolas de advertencia: Mando (CMD), Trayectoria de Planeo
145
(GS), Navegación (NAV), y Actitud (ATT).
(a) La Banderola de Advertencia de Actitud está en la parte superior derecha del VSI y
esta rotulada ATT, aparece cuando ocurre una falla de potencia o RPM bajo en el
giróscopo vertical seleccionado. Además, puede aparecer por la pérdida de las
señales de un AHRS o el malfuncionamiento del VSI
(b) La Banderola de Advertencia de Trayectoria de Planeo está en la parte inferior
derecha del VSI y esta rotulada GS, aparece cuando el modo ILS esta seleccionado
y la señal de trayectoria de planeo al Puntero de Desviación de Trayectoria de
Planeo no es confiable o se pierde.
(c) La Banderola de Advertencia de Navegación está en la parte inferior izquierda del VSI
y esta rotulada NAV, aparece si la señal de navegación no es confiable o se pierde.
(d) La Banderola de Advertencia de Mando rotulada CMD está en la parte superior
izquierda de la caratula del VSI. Se mantiene fuera de la vista cuando se aplica
potencia inicial al procesador CIS. Cuando cualquier interruptor selector de modo
CIS esta encendido y el sistema de navegación está operando adecuadamente, la
banderola CMD no está a la vista.
(e) Durante el funcionamiento, si la señal de navegación se convierte en no confiable, o
se pierde, la banderola CMD se hará visible.
146
(f) En helicópteros equipados con un procesador CIS digital, la banderola CMD no se
hará visible cuando la señal de navegación no es confiable o se pierde.
(g) La banderola NAV se hará visible cuando la señal de navegación no es confiable aun
con un CIS digital.
Comprobación de aprendizaje.
Pregunta:
¿Qué muestra actitud de cabeceo y balanceo, régimen de viraje, resbalamiento y patinaje y
los mandos de dirección del Sistema de Instrumentos de Mandos (CIS)?
Pregunta:
¿Qué utiliza tres indicadores de la VSI para presentar la información procesada, la barra de
mando de balanceo, la barra de mando de cabeceo y el indicador de posición del colectivo?
Pregunta:
¿Qué va a mostrar cuando la aeronave está por debajo del ajuste L (low bug) de altitud de
radar más bajo?
Pregunta:
¿Cómo se presenta un viraje estándar (3º por segundo) en el indicador de régimen de viraje?
2. Paso/Actividad de Aprendizaje 2. Identificar los componentes y las características operativas del
Indicador de Situación Horizontal (HSI).
a. Hay dos indicadores de situación horizontal (HIS) instalados en la aeronave UH60, en el panel de
instrumentos del piloto y del copiloto, que muestran información de rumbo, marcación y
desviación de curso y proveen información del curso y rumbo seleccionado al CISP.
b. Componentes del HSI:
(1)
Indicador de distancia restante Doppler-GPS/Obturador de Ventana de Distancia:
(a) Indicador de distancia restante Doppler-GPS muestra la distancia numérica en kilómetros
147
a/desde el curso (modo To-Go) o el waypoint de destino fijado en el equipo Doppler/GPS.
(b) El Obturador de la Ventana de Distancia cubre el Indicador de Distancia Restante
Doppler/GPS cuando el Doppler/GPS no es el modo de navegación seleccionado.
(2) Indicador de Curso Seleccionado:
(a) El Indicador de Curso Seleccionado muestra el curso/radial VOR seleccionado o el curso
de entrada del localizador seleccionado al grado más cercano. Este indica la misma
información mostrada en el puntero de curso seleccionado.
(b) El Indicador de Curso Seleccionado y el puntero de curso seleccionado mostrarán
siempre la misma información.
(3)
Puntero de Curso Seleccionado:
(a) El botón de curso (CRS) seleccionado gira el puntero de curso seleccionado para
mostrar el acimut del curso mostrado en el indicador de curso seleccionado. Una vez
puesto, el puntero girara con la caratula del compas.
(b) El Puntero de Curso Seleccionado y el Indicador de Curso Seleccionado mostrarán
siempre la misma información.
(4) Botón Selector de Curso:
(a) El botón selector CRS se usa para fijar el puntero de curso seleccionado al curso
deseado. El indicador de curso seleccionado mostrara también la representación
numérica del curso deseado.
(b) Una vez puesto, el puntero de curso seleccionado girara con la caratula de compas y
148
estará centrado en la línea de referencia superior cuando el helicóptero está volando el
curso seleccionado.
(5) Barra de Desviación de Curso:
(a) La Barra de Desviación de Curso indica la desviación lateral izquierda o derecha desde el
curso seleccionado en el Indicador de Curso Seleccionado.
(b) Una escala está marcada con puntos a cada lado del centro (en curso). Cada punto
representa 1.25º para ILS y 5º para VOR.
(6) Flecha A-Desde: La Flecha A-Desde indica que el helicóptero está volando hacia o desde
una estación VOR seleccionada.
(7) Línea de Referencia: La línea de referencia indica el rumbo de la aeronave en la caratula del
compas.
(8) Banderola de Advertencia NAV:
(a) La banderola de advertencia NAV se retrae de la vista cuando una señal confiable de
navegación está siendo aplicada al HSI.
149
(b) La banderola gira con la caratula de compas.
(9) Banderola de Advertencia HDG:
(a) La banderola de advertencia HDGI es visible cuando ocurre una falla en el sistema
indicador direccional (sistema de compas magnético).
(b) Los giroscopios de desplazamiento del piloto y del copiloto o las señales del AHRS,
suministran señales de actitud de cabeceo y balanceo a los indicadores de situación
vertical, al sistema de control de vuelo.
(10) Caratula de Compas:
(a) La Caratula de Compas es una escala de 360º que gira para mostrar datos de rumbo.
(b) El rumbo del helicóptero se lee en la parte superior de la caratula de compas, (línea de
referencia superior).
150
(11) Marcador de Rumbo Seleccionado: El Marcador de Rumbo Seleccionado se usa para
seleccionar el rumbo usado por el CISP para el modo HDG.
(12) Botón Selector de Rumbo: El botón Selector HDG opera en conjunción el Marcador de
Rumbo Seleccionado; le permite al piloto seleccionar cualquiera de los 360 rumbos.
(13) Puntero de Marcación No.1: El puntero de marcación No.1 solamente opera en conjunción
con el equipo Doppler/GPS. Este indica la información direccional para el equipo de
navegación Doppler/GPS (datos brutos de A/Desde).
(14) Puntero de Marcación No.2: El puntero de marcación No.2 opera en conjunción el receptor
de Alcance Omnidireccional VHF (VOR) o de Radiogoniometría Automática (ADF). El puntero
se lee en contra de la caratula de compas e indica la marcación magnética a la estación VOR
o ADF.
151
Comprobación de Aprendizaje.
Pregunta:
¿Cuándo el obturador de la ventana de distancia cubre la indicación de distancia restante del
Doppler/GPS?
Pregunta:
¿Qué representa cada uno de los puntos de la barra de desviación de curso en los modos
ILS y VOR?
Pregunta:
¿Qué opera conjuntamente con el puntero de marcación No.2?
3. Paso/Actividad de Aprendizaje 3. Identificar las características/modos operativas del panel de
selección HSI/VSI.
NOTA:
Los interruptores en los paneles de selección de modos VSI/HSI y CIS pueden cambiar de
estado cuando el interruptor BRT/DIM–TEST del panel de precauciones/avisos es colocado en
TEST. Las indicaciones originales pueden ser restauradas presionando los interruptores
afectados.
a. Panel Selector de modo HSI/VSI:
(1) Hay dos paneles de selección de modo instalados en la aeronave UH60 que son idéntico y
están montados en los paneles de instrumentos del piloto y copiloto. El panel del piloto
controla todas las señales enviadas al CISP para presentación en los instrumentos HSI y VSI.
(2) La fila superior de interruptores selecciona una función particular de navegación (provee
datos brutos). La fila inferior permite que cada piloto seleccione el giróscopo VSI y
redundancia de régimen de viraje del Sistema de Actitud de Referencia de Rumbo (AHRS),
seleccionar las salidas CRS y HDG del HSI, y seleccionar la señal del puntero de marcación
No. 2 del HSI. (Salidas de CRS y HDG del HSI del piloto o copiloto).
(3) Cuando la potencia AC es inicialmente aplicada a la aeronave los rótulos de la fila inferior de
152
interruptores se iluminan NORM para el TURN RATE y VERT GYRO, PLT para el CRS HDG
y ADF para el BRG 2.
b. Componentes del panel HSI/VSI:
(1)
HSI/VSI.
Hay un total de ocho interruptores en cada uno de los paneles selectores de modo
(a) DPLR
(b) VOR/ILS
(c) BACK CRS
(d) FM HOME
(e) BRG 2
(f) VERT GYRO
(g) CRS HDG
(h) TURN RATE
(2) Los modos son manualmente apagados por separado oprimiendo el interruptor de modo
cuando la lectura ON está iluminada.
c.
Hay cinco reglas que se aplican a los indicadores HSI/VSI en el helicóptero UH-60. Estas normas
son referidas como la "Regla de 5".
(1)
Regla #1 – El puntero de marcación #1 está subordinado solamente al Doppler/GPS.
(2) Regla #2 – El puntero de marcación #2 puede tener dos señales de entrada, ya sea desde el
VOR o el ADF.
(3) Regla #3 – La Barra de Desviación de Curso (HSI) puede tener una de tres señales de
entrada, ya sea el Doppler/GPS, VOR, o Localizador.
(4) Regla #4 – El Puntero de Desviación de Curso (VSI) puede tener una de cuatro señales de
entrada, ya sea el Doppler/GPS, VOR, Localizador o FM Home.
(5) Regla #5 – La Barra de Mando de Cabeceo en el VSI puede tener una de cinco señales de
entrada, ya sea el Doppler/GPS, VOR, Localizador, FM Home, o Rumbo.
d. Características de los interruptores:
(1)
Interruptor tipo botón pulsador.
(2)
La selección esta "activada" cuando está iluminada (la fila superior solamente).
(3) Las señales de navegación tiene que estar disponible o los modos de navegación no
funcionarán (DPLR, VOR/ILS, BACK CRS, FM HOME).
153
(4) Al presionar el interruptor CRS HDG en el panel selector de modo HSI/VSI del piloto
selecciona las salidas de curso y rumbo del HSI del piloto e ilumina el rotulo PLT en ambos
paneles.
(5) Al presionar el interruptor CRS HDG en el panel selector de modo HSI/VSI del copiloto
selecciona las salidas de curso y rumbo del HSI del copiloto e ilumina el rotulo CPLT en
ambos paneles.
(6) Ambos interruptores CRS HDG, del piloto y del copiloto, mostraran información idéntica en
todo momento.
NOTA:
Si no hay interruptores seleccionados en el panel de selección de modo HSI/VSI, el CISP en el
modo apagado y la selección de NAV en el panel selector de modo CIS no tiene efecto.
e. Características del Panel Selector de Modo HSI/VSI:
(1) La información de navegación, AHRU giróscopo y selector de curso se alimenta a los
instrumentos y al Procesador del Sistema de Mando de Instrumentos (CISP), seleccionando
el (los) interruptor (es) correspondiente(s) en el panel de selección de modo. Mandos de
dirección del CISP están basados en el curso fijado en el Indicador de Curso Seleccionado y
mostrado en el HSI del piloto o copiloto, dependiendo en la selección del interruptor selector
de modo CRS HDG (PLT o CPLT). Esto significa que el curso deseado puede ser recibido de
cualquiera de los Indicadores de Curso Seleccionados.
NOTA:
El puntero de marcación No.1 en el HIS siempre esta acoplado al Equipo de Navegación
Doppler/ GPS y no tiene interruptor.
(a) Panel Selector de Modo del Piloto – El panel selector de modo HSI/VSI del piloto
selecciona la señal de navegación, el giróscopo y curso que se aplicara al HSI y VSI del
piloto y también selecciona el CISP.
(b) Panel Selector de Modo del Copiloto – El panel selector de modo HSI/VSI del copiloto
selecciona la señal de navegación, el giróscopo y curso que se aplicara al HSI y VSI del
copiloto.
154
(1)
Interruptor Selector BRG 2:
(a) El interruptor BRG 2 le permite al piloto o copiloto el seleccionar, independiente el uno del
otro, la fuente de la señal (VOR o ADF) asociada con el puntero de marcación No. 2 del
respectivo HSI.
(b) ADF es la selección que va por diseño cuando es aplicada la potencia.
(2)
Interruptor Selector VERT GYRO:
(a) El interruptor Vertical Gyro selecciona cual giróscopo vertical impulsa las indicaciones de
actitud y la banderola de advertencia de actitud en el VSI.
NOTA:
Puede utilizar cualquier combinación de los dos paneles ya que cualquier giróscopo es capaz
de accionar ambos instrumentos.
(b) El oprimir el interruptor conmuta entre NORM y ALTR.
(c) NORM es la selección por diseño en ambos paneles cuando se suministra energía
eléctrica.
1)
Panel selector de modo HSI/VSI del piloto.
a) Señales de Actitud NORM al VSI del piloto vienen del giróscopo derecho (#2) o
del sistema AHRS.
b) Señales de Actitud ALTR al VSI del piloto vienen del giróscopo izquierdo (#1) o
del sistema AHRS.
2)
Panel selector de modo HSI/VSI del copiloto.
a) Señales de Actitud NORM al VSI del copiloto vienen del giróscopo izquierdo (#1)
o del sistema AHRS.
b) Señales de Actitud ALTR al VSI del piloto vienen del giróscopo derecho (#2) o
del sistema AHRS.
155
NOTA: "Mando" sobre la información de curso y rumbo solo puede ser tomado, no se puede transferir.
(3)
Interruptor selector CRS/HDG:
(a) El interruptor CRS HDG en los paneles selectores de modo HSI/VSI selecciona las
señales de información de curso y rumbo del HSI del piloto o del copiloto (cualquiera de
los dos) para el uso del procesador CIS.
(b) Cuando potencia es aplicada inicialmente PLT es mostrado en ambos paneles y la
información sobre rumbo y curso es tomada del HSI piloto.
(c) Los paneles selectores del piloto y copiloto indican la misma indicación (PLT o CPLT).
(d) Oprimir el interruptor CRS HDG en el panel selector de modo HSI/VSI del piloto
selecciona la salidas del HSI del piloto e ilumina el rotulo PLT en ambos paneles.
(e) Oprimir el interruptor CRS HDG en el panel selector de modo HSI/VSI del copiloto
selecciona la salidas del HSI del copiloto e ilumina el rotulo PLT en ambos paneles
HSI/VSI.
NOTA:
Puede utilizar cualquier combinación de los dos paneles ya que cualquier giróscopo es capaz
de accionar ambos instrumentos.
(4)
Interruptor selector TURN RATE
(a) Interruptor selector TURN RATE selecciona el giróscopo de régimen viraje que impulsa la
aguja de régimen de viraje en el VSI.
(b) Ambos paneles son automáticamente puesto a NORM cuando la potencia eléctrica es
aplicada a la aeronave.
(c) Oprimir el interruptor conmuta entre NORM y ALTR.
1)
Interruptor selector TURN RATE en el panel selector de modo HSI/VSI del piloto.
a) NORM: Señales de régimen de viraje al VSI del piloto vienen del giróscopo
derecho o del sistema AHRS.
b) ALTR:
Señales de régimen de viraje al VSI del piloto vienen del giróscopo
156
izquierdo o del sistema AHRS.
2)
Interruptor selector TURN RATE en el panel selector de modo HSI/VSI del
copiloto.
a) NORM - Señales de régimen de viraje al VSI del copiloto vienen del giróscopo
izquierdo o del sistema AHRS.
b) ALTR - Señales de régimen de viraje al VSI del copiloto vienen del giróscopo
derecho o del sistema AHRS.
(5)
NOTA:
Interruptor selector modo FM HOME:
Cualquier momento que el FM HOME esta activado con cualquiera de DPLR/GPS o VOR, el
sistema se divide en dos partes. Las señales de FM HOME son solamente mostradas en los
VSI. Las señales de DPLR/GPS o VOR, cualquiera que este activado, serán mostradas en los
HSI.
(a) El modo FM HOME acopla las señales de recalada FM del FM #1 al CISP.
(b) El modo FM HOME es activado por el encendido y la selección de la función HOME en el
cuadro de control del FM #1 Andy seleccionar el interruptor FM Home.
(c) Para que el modo FM HOME pueda ser activado, el interruptor selector de modo ILS no
debe estar encendido (ILS sin seleccionar), y el rotulo FM HOME tiene que estar
iluminado y el interruptor NAV en el panel selector de modo CIS tiene que estar puesto en
ON.
(d) Con el rotulo FM HOME del piloto iluminado el panel selector de modo HSI/VSI envía
señales de recalada FM al CISP.
(e) Las señales de recalada FM del CISP son aplicadas al puntero de desviación VSI y la
banderola de advertencia de navegación y, si NAV es seleccionado, a la barra de mando
de balanceo.
(f) Activado bien los interruptores de modo DPLR/GPS o VOR con el modo FM HOME
157
seleccionado en primer lugar hará que el modo FM HOME se desactive.
(g) Si el modo DPLR/GPS o VOR ya esta activado, el modo FM HOME puede ser activado
siguiendo los pasos indicados. (FM #1 encendido con el modo HOME seleccionado, FM
HOME seleccionado en el panel selector de modo, y NAV ON en el panel selector de
modo CIS.
(6)
Interruptor BACK CRS:
(a) El modo BACK CRS es un sub modo del modo ILS NAV y es activado seleccionando ILS
en primer lugar y luego BACK CRS.
(b) Siempre que BACK CRS este iluminado, las señales de curso del localizador son
invertidas por el CISP y provee mandos direccional cíclicos para balanceo, que cuando
son adecuadamente seguidos permitirán al piloto realizar una aproximación de localizador
de curso trasero de la misma manera que una aproximación ILS de curso frontal. El
curso deseado de entrada tiene que estar fijado en el Indicador de Curso Seleccionado
del HSI.
(7)
Interruptor selector VOR/ILS:
(a) Cuando VOR o ILS está iluminado; la unidad de navegación VHF AN/ARN-123 está
acoplada al CISP.
(b) Señales VOR:
1) La Unidad de Control del Receptor (RCU) AN/ARN-123 envía señales al CISP.
Cuando una frecuencia VOR esta sintonizada, se ilumina VOR en panel selector de
modo VSI/HIS. El CISP envía señales al puntero de desviación de curso, la barra de
desviación de curso y la barra de mando de balanceo (si NAV ha sido seleccionado)
para la navegación del curso.
2) El modo VOR se desactiva cuando el interruptor encendido VOR es oprimido, o
cuando un modo diferente es seleccionado. (DPLR/GPS, FM Home, o se sintoniza
una frecuencia ILS.)
158
(c) Señales ILS:
1) El CISP ilumina el rotulo ILS si la frecuencia del localizador está sintonizada y envía
señales a el puntero de desviación de curso; la barra de desviación de curso; y si
NAV esta seleccionado, la barra de mandos de balanceo, barra de mandos de
cabeceo y el indicador de posición del colectivo.
2) El modo ILS se desactiva cuando el interruptor encendido ILS es oprimido o cuando
un modo diferente es seleccionado. (DPLR/GPS, FM Home, o se sintoniza una
frecuencia VOR.)
NOTA:
Cuando ILS y NAV conjuntamente seleccionados, cualquiera que sea la velocidad de la
aeronave esta ahora acoplada a la barra de mandos de cabeceo. Para restablecer la velocidad,
desactive NAV, ajuste la velocidad y active de nuevo NAV. Mantener velocidad está limitada
de 70 a 130 nudos.
(8)
Interruptor selector DPLR/GPS:
(a) El modo DPLR/GPS se selecciona activando el Equipo de Navegación Doppler/GPS
(DGNS) luego seleccionando el interruptor DPLR/GPS en el selector de modo VSI/HSI y el
interruptor NAV en el selector de modo CIS.
(b) Seleccionando el interruptor DPLR/GPS en el panel selector de modo VSI/HSI ilumina el
interruptor DPLR/GPS y envía mandos del CISP al puntero de desviación de curso, barra
de desviación de curso, oculta el obturador de ventana de distancia restante, y si NAV
esta seleccionado, a la barra de mando de cabeceo.
(c) The DPLR/GPS mode is disengaged when the lighted DPLR GPS switch is pressed, or
VOR/ILS mode is selected.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta:
¿Cuáles son las tres entradas a la Barra de Desviación de Curso (HSI)?
Pregunta:
¿Cuáles son las cinco entradas a la Barra de Mando de Balanceo en el VSI?
Pregunta:
¿Cuál interruptor en panel selector de modo HSI/VSI mostrará identificación idéntica a todo
momento?
4. Paso/Actividad de Aprendizaje 4: Identificar las características operativas del sistema selector de
159
modo del Sistema de Instrumentos de Mandos (CIS).
a. Panel CIS MODE SEL:
(1) Los paneles de selector de modo CIS le permiten al piloto seleccionar uno de tres modos de
navegación (Rumbo, Navegación, o Altitud) para dirigir las señales de navegación al CISP
para mostrar las señales de mando.
(2) El CIS procesa información de datos de navegación, actitud de la aeronave, velocidad, y
altitud para proveer indicaciones visuales para el control del cíclico y el colectivo, según sea
necesario, para mantener rumbo, altitud y para navegar durante operaciones de en-ruta y de
aproximación.
b. Ubicación y descripción:
(1)
El UH-60 tiene un panel CIS MODE SEL instalado en el panel de instrumentos del piloto.
(2) Los tres interruptores son interruptores tipo botón pulsadores, que cuando activado enciende
o apagan el rotulo ON para ese modo.
c. Componentes de Panel Selector de Modo CIS:
(1)
Interruptor HDG (Rumbo):
(a) Seleccionar el interruptor HDG enciende el rotulo ON indicando que el modo rumbo esta
activado.
(b) Con HDG ON seleccionado las señales de rumbo y balanceo son dirigidas al CISP para
mandos de dirección que le permiten al piloto mantener el rumbo deseado siguiendo las
indicaciones de la barra de mandos de balanceo.
(2) Interruptor NAV (Navegación): Seleccionar el interruptor NAV enciende el rotulo ON y
provee mandos de dirección/rumbo para adquirir y rastrear un curso VOR, DPLR/GPS, ILS, o
160
intercepción FM deseado. Durante navegación ILS proporciona un indicador de posición de
colectivo para adquirir y rastrear un haz de senda de planeo y una barra de mandos de
cabeceo para mantener velocidad.
NOTA:
Las señales del panel selector de modo HSI/VSI del piloto tienen que estar presente para que el
interruptor NAV funcione.
(3) Interruptor ALT (Altitud): Seleccionar el interruptor ALT enciende el rotulo ON y dirige señales
de presión barométrica y señales de posición del bastón colectivo al CISP.
d. Modos de Operación del Interruptor del Panel Selector de Modo CIS – Los modos de operación
son Apagado, Rumbo, Altitud, Navegación, e Ida al Aire.
(1) Modo Apagado – El CISP está en el modo apagado al momento de aplicación inicial de potencia
eléctrica y se mantiene en el modo apagado hasta que el piloto selecciona bien HDG, NAV o ALT en el
Panel Selector de Modo CIS. Para que el modo NAV pueda funcionar, primero hay que seleccionar un
modo (DPLR/GPS, VOR, ILS, o FM HOME) en el panel selector de modo VSI/HIS del piloto.
NOTA:
Seleccionar el interruptor de modo HDG acopla el marcador de rumbo seleccionado barra de
mandos de balanceo. Señales del CISP causan que la barra de mando de balanceo cíclico del VSI a
desviarse en la dirección de la respuesta de control requerida.
(2)
Modo rumbo:
(a) El modo HDG ayudar a mantener un viraje proveyendo 1º de mando de balanceo por
cada grado de error de rumbo hasta un límite de mando de balanceo de
aproximadamente 20º.
(b) Cuando es correctamente ejecutado, el mando resulta en adquirir el rumbo seleccionado
sin rebasarlo más de una vez y un error de rastreo de no más de 2º y dirige alas
niveladas cuando el rumbo seleccionado es alcanzado.
(c) El modo HDG se encenderá automáticamente si se selecciona NAV y la aeronave no está
dentro de ±10° del curso seleccionado en el modo VOR NAV o dentro de ± 2.5° del
centro del curso del localizador en el modo ILS NAV. El modo HDG entonces
automáticamente se apagara cuando la aeronave esta dentro de 10ºdel curso
seleccionado en el modo VOR NAV o dentro 2.5º del curso del localizador en el modo ILS
NAV.
(3) Modo de Mantener Altitud (ALT Hold):
161
(a) El modo de mantener altitud acopla ya sea el altímetro barométrico o de radar
(dependiendo del sub modo) al indicador de posición del colectivo que, cuando se sigue
correctamente, le permitirá mantener la altitud dentro de ±50 pies.
(b) El modo ALT Hold puede ser manualmente activado en el modo VOR NAV y es
automáticamente activado en el modo ILS NAV.
1) Durante una aproximación ILS, el modo ALT ON automáticamente se active cuando
el helicóptero esta fuera de la zona de captura de la trayectoria de planeo. Cuando el
helicóptero entra en la zona de captura de la trayectoria de planeo, el modo ALT ON
se desactiva automáticamente.
2) La lógica CISP provee selección automática del modo ALT ON cada vez que el modo
NAV esta activado y una frecuencia de localizador esta seleccionada.
3) Para referenciar de nuevo e4l modo de mantener altitud con una frecuencia de
localizador seleccionada, desactive NAV y luego active de nuevo NAV. ALT ON se
activara automáticamente al activar de nuevo NAV
(c) Cuando el interruptor ALT el selector de modo CIS del piloto es oprimido, el CISP provee
señales de mando para el colectivo, las cuales cuando son correctamente ejecutadas,
causan que el helicóptero mantenga la altitud dentro de ±50 pies. El modo mantener
altitud se sincroniza en la altitud a que fue accionado para regímenes verticales de hasta
200 pies por minuto y provee ejecución de señales de altitud entre -1000 y +10,000 pies a
velocidades aéreas de 70 a 150 KIAS.
NOTA:
ALT puede ser seleccionado fuera de los parámetros de acoplamiento, pero no mantendrá
altitud dentro de ±50 pies de la altitud que fue accionado.
(4)
Modo Navegación:
(a) Con uno de los modos de navegación seleccionado (DPLR/GPS, VOR, ILS, o FM HOME)
el interruptor CIS NAV selecciona el CISP y acopla el sistema de navegación
seleccionado en panel selector de modo HSI/VSI del piloto a la barra de mandos de
balanceo. La barra de mandos de balanceo muestra la información de dirección
necesaria para mantener o adquirir una trayectoria/rumbo deseado.
(b) Modo Navegación ILS:
1) El modo ILS NAV es establecido sintonizando una frecuencia de localizador en
receptor de navegación, seleccionando ILS en el Panel Selector de Modo VSI/HSI y
seleccionando NAV en el panel CIS MODE SEL del piloto.
2) Cuando el modo ILS NAV es seleccionado, la barra de mandos de cabeceo esta
acoplada al indicador de velocidad al momento de la activación NAV, las cuales
cuando son correctamente ejecutadas, resulta en mantener una velocidad que no
debe desviarse más de cinco nudos de la velocidad indicada existente al momento
que el modo ILS NAV es activado.
3) Cuando el helicóptero esta dentro de 2.5° del curso seleccionado, el sensor de haz
del CISP capturara el haz lateral del localizador. La lógica del procesador apagara la
lectura ON del interruptor HDG y la intercepción final del curso de aproximadamente
45°sera mostrada en la barra de mandos de balanceo. Adquisición y rastreo del
curso final de aproximación estarán basadas en las señales de desviación lateral del
localizador.
162
4) Cuando el helicóptero entra en la zona de captura del curso o trayectoria de planeo,
los mandos del CISP son:
a) Automáticamente desactivar el modo HDG y ordenar un ángulo de intercepción
de 45º para interceptar el curso ILS seleccionado (indicador de curso
seleccionado en el HSI).
b) Apagar la lectura ON del interruptor mantener ALT para desactivarlo y desviar
hacia arriba el indicador de posición de colectivo, para avisarle al piloto de la
transición de mantener altitud a rastreo de trayectoria de planeo.
NOTA:
El modo mantener altitud debe ser manualmente desactivado durante aproximaciones de
localizador, localizador curso-trasero, VOR, y ADF.
5)
Sub-modos:
a) Modo de Aproximación – El modo aproximación, un submodo del modo ILS NAV,
será automáticamente accionado cuando el helicóptero captura la trayectoria de
planeo.
1
Provee un mando limitado al indicador de posición del colectivo, el cual
cuando es correctamente ejecutado, causara que el helicóptero adquiera y
rastree la trayectoria de planeo libre de oscilaciones a velocidades de
aproximación desde 130 KIAS hasta 50 KIAS.
2
El CISP automáticamente desactivara el modo de mantener altitud y causara
que apague la lectura ON del interruptor ALT y proveerá un movimiento hacia
arriba del indicador de posición del colectivo para asistir en la adquisición y el
rastreo del plano de la trayectoria de planeo.
3
Los mandos de la barra de mandos de balanceo están limitados a 15°
durante el sub-modo aproximación.
b) Modo Curso Trasero – El modo curso trasero (Back Course) es un submodo del
modo ILS NAV y es accionado por la señal concurrente de ILS ON y BACK CRS
ON del selector de modo HSI/VSI del piloto.
163
(c) Modo Navegación VOR:
1) El modo navegación VOR (VOR NAV) es establecido seleccionando el interruptor
VOR/ILS en el selector de modo VIS/HIS y presionando el interruptor NAV en el
selector de modo CIS.
a) El CISP provee un mando limitado de balanceo para el cíclico, el cual cuando es
ejecutado, causará que el helicóptero adquiera y rastree el curso manualmente
seleccionado en el HSI.
b) Si la posición del helicóptero está en exceso de 10º del curso VOR seleccionado
en el Indicador de Curso Seleccionado en el HSI, causará que la intercepción
inicial del curso sea hecha en el modo rumbo (HDG ON) hasta que el helicóptero
este dentro la zona de captura.
c) Cuando el helicóptero entra en la zona de captura, la lógica del CISP ordena al
modo rumbo a desactivarse y a la barra de mandos de balanceo a mostrar un
ángulo de intercepción de 45º para interceptar el curso VOR seleccionado en el
indicador de curso seleccionado en el HSI.
d) Sub-modo Pasaje de Estación – Cuando se pasa arriba de la estación VOR, el
CISP revierte al submodo paso de estación y se mantiene en este submodo por
30 segundos. Los mandos de balanceo para el cíclico durante el submodo paso
de estación serán obtenidos de la señal de referencia de curso del HSI . (no se
ilumina el interruptor HDG ON ).
(d) Modo de Nivelación: El modo nivelación provee a los pilotos un mando seleccionable de
baja altitud.
1) Este modo es automáticamente accionado cuando la altitud de radar baja por debajo
del ajuste fijado en la banderola de advertencia de baja altitud del altímetro de radar
del piloto o del copiloto, cualquiera que tenga el ajuste más alto.
2) El modo nivelación será activado cuando cualquiera de los modos VOR NAV o ILS
NAV estén activados, y será desactivado mediante la selección de otro modo o
cuando una señal válida de altitud de radar no esté presente.
(5) Modo Ida al Aire El modo ida al aire procesa señales de entrada de actitud de balanceo y
cabeceo, régimen de altitud, posición del bastón colectivo, y velocidad además de las señales
de mando internamente generadas de velocidad y velocidad vertical para proveer indicación
de balanceo cíclico, cabeceo cíclico y posición de colectivo.
164
(a) El modo ida al aire se activará cuando cualquiera de los pilotos oprima el interruptor GA
(Ida al Aire) en la empuñadura del control cíclico.
(b) Cuando el modo ida al aire es activado, el CISP inmediatamente provee una indicación de
posición del colectivo, la cual cuando es obedecida, resultará en un régimen de ascenso
de 500 + 50 pies por minuto a cero ángulo de inclinación lateral. Cinco segundos después
de que el interruptor GA es oprimido, el CISP proveerá mandos de barra de cabeceo
cíclico, los cuales cuando son ejecutados, resultarán en un ascenso a 80-KIAS
(c) El modo ida al aire es desactivado cambiando a otro modo en el selector de modo CIS del
piloto.
Comprobación de Aprendizaje:
Pregunta:
Los paneles selectores de modo CIS le permiten al piloto seleccionar uno de ¿Cuáles tres
modos?
Pregunta:
El modo de mantener altitud acopla ya sea altímetro barométrico o de radar (dependiendo en
sub modo) al indicador de posición del colectivo, el cual correctamente ejecutado, le permitirá
mantener altitud dentro de ¿Cuántos pies?
¿Cuál modo de mantener CIS debe ser manualmente desactivado durante las
aproximaciones de localizador, curso trasero del localizador, VOR y ADF?
Pregunta:
Pregunta:
Si la posición del helicóptero esta en exceso de 10º desde el curso fijado en el VOR
seleccionado en el indicador de curso seleccionado del HSI, ¿en qué modo se efectuara la
intersección inicial del curso?
165
Ejercicio de Práctica
Paso/Actividad de Aprendizaje # 1
Pregunta:
¿Que muestra actitud de cabeceo y balanceo, régimen de viraje, resbalamiento y
deslizamiento, y los mandos de dirección del Sistema de Instrumentos de Mandos (CIS)?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que utiliza tres indicadores en la VSI para mostrar la información procesada, la barra
mandos de balanceo, la barra de mandos de cabeceo y el indicador de posición del colectivo?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que provee los mandos procesados de balanceo para adquirir y/o rastrear un curso o rumbo
deseado en los modos Rumbo (HDG) o Navegación (NAV) y para mantener un ángulo de
banqueo de 0° en el modo Ida al Aire (GA)?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que indicaciones le provee al piloto el modo Ida al Aire?
Respuesta:
Pregunta:
¿Qué se mostrara cada vez que la aeronave esta en o por debajo del ajuste L (low bug) del
altímetro de radar?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cómo se representa la posición del plano de la trayectoria de planeo en relación al
helicóptero?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cómo se representa un viraje de régimen estándar (3º por segundo) en el indicador de
régimen de viraje?
Respuesta:
Paso/Actividad de Aprendizaje # 2
Pregunta:
¿Que representa cada punto de la barra de desviación de curso en los modos de navegación
ILS y VOR?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que indica la presentación de la banderola de advertencia NAV?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que opera solamente en conjunto con el puntero de marcación No.1?
Respuesta:
Pregunta:
¿Con que opera el puntero de marcación No. 2?
166
Respuesta:
Pregunta:
¿Que se utiliza para seleccionar el rumbo deseado usado por el CISP en el modo HDG?
Respuesta:
Paso/Actividad de Aprendizaje #3
Pregunta:
Los interruptores en los paneles HSI/VSI y selector de modo CIS pueden cambiar de estado
cuando el interruptor BRT/DIM-TEST panel de precaución/aviso ¿está puesto en qué?
Respuesta:
Pregunta:
¿Que controla todas las señales enviadas al CISP para la presentación en los instrumentos
HSI y VSI?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuáles son las tres señales de entrada a la Barra de Desviación de Curso (HSI)?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuáles son las cinco señales de entrada a la Barra de Mando de Balanceo en la VSI?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuál interruptor en el modo selector de HSI/VSI mostrará información idéntica a todo
momento?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuál será la indicación en el lado del copiloto que indica que las señales de actitud
provienen del giróscopo izquierdo (#1) o el sistema AHRS?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuál interruptor en el selector de modos HSI/VSI solamente puede ser tomado, no se puede
transferir?
Respuesta:
Pregunta:
El modo FM HOME acopla las señales de recalada FM de ¿Qué receptor/transmisor FM?
Respuesta:
Pregunta:
Cuando esta seleccionado ILS y NAV conjuntamente con él, cualquiera que sea la velocidad
de la aeronave esta ahora acoplada a la barra de mandos de cabeceo. Para restablecer la
velocidad, se desactiva, se ajusta la velocidad y luego se resume la navegación. Mantener
velocidad está limitada entre ___ a ___ nudos.
Respuesta:
Paso/Actividad de Aprendizaje #4
167
Pregunta:
Los paneles selectores de modo CIS le permiten al piloto el seleccionar uno de ¿Cuáles tres
modos?
Respuesta:
Pregunta:
Con HDG ON seleccionado, las señales de rumbo y balanceo son dirigidas al CISP para
proporcionar mandos de dirección que le permitirán al piloto el mantener el rumbo
seleccionado mediante el seguimiento de ¿qué?
Respuesta:
Pregunta:
El modo mantener altitud acopla ya sea el altímetro barométrico o de radar (dependiendo del
sub modo) al indicador de posición del colectivo lo cual cuando es adecuadamente seguido le
permitirá mantener altitud hasta dentro de ¿cuántos pies?
Respuesta:
Pregunta:
La lógica CISP provee selección automática del modo ALT ON siempre que el modo NAV
este activado y una frecuencia _____ este sintonizada con el ILS seleccionado?
Respuesta:
Pregunta:
Cuando el helicóptero entra en la zona de captura del curso, el CISP automáticamente
desactiva el modo HDG y envía señales para interceptar el curso ILS seleccionado a _____
grados (el mostrado en indicador de curso seleccionado en el HSI).
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuál modo de mantener CIS debe ser manualmente desactivado durante las
aproximaciones localizador, curso trasero del localizador, VOR y ADF?
Respuesta:
Pregunta:
Si la posición del helicóptero esta en exceso de 10º del curso VOR seleccionado fijado en el
indicador de curso seleccionado en el HSI, la intercepción inicial del curso debe ejecutada en
¿Qué modo?
Respuesta:
NOTAS
168
Centro de Excelencia de Aviación del Ejercito
Estadounidense
Fuerte Rucker, Alabama
Enero del 2013
NOTAS DEL ESTUDIANTE
TITULO: SISTEMA HIDRAULICO
011-8147
EL PROPONENTE DE ESTAS NOTAS DE ESTUDIANTE ES:
Brigada 110a de Aviación
1er Batallón - 212a Regimiento de Aviación
ATTN: ATZQ-ATB-LH
Fuerte Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: DECLARACIÓN DE RESTRICCIÓN A EXTRANJEROS: El material contenido en
este folleto ha sido revisado por el que instruye y/o el que desarrollo el entrenamiento y
se determino que la información contenida es dominio público. Este folleto se puede
diseminar libremente a todo estudiante militar de todos los países extranjeros sin
restricción.
169
ESTA PÁGINA DEJADA EN BLANCO INTENCIONADAMENTE
170
OBJETIVO TERMINAL DE APRENDIZAJE
ACTIVIDAD:
Identificar las funciones y componentes de los sistemas hidráulicos y controles de vuelo
del UH-60A/L.
CONDICION:
En un aula, dado las referencias oportunas, notas de estudiante de sistemas hidráulicos y
controles de vuelo y cualquier ayuda al adiestramiento pertinente.
NORMAS:
Describir los sistema de control de vuelo, sistemas hidráulicos y sistemas de detección
/aislamiento de fugas según el TM 1-1520-237-10, capítulos 2, 8 y 9.
A.
OBJETIVO DE APRENDIZAJE A
ACTION:
Identificar las funciones y componentes de los sistemas hidráulicos y controles de vuelo
del UH-60A/L.
CONDITION:
Dado el acceso a las ayudas o dispositivos de adiestramiento apropiados, las notas del
estudiante, el TM 1-1520-237-10 y el TM 1-1520-237 CL.
STANDARD:
Describir la perspectiva general de los controles de vuelo de UH-60A/L y el sistema
hidráulico según TM 1-1520-237-10 Capítulo 2, sección V & VI.
1.
Actividad/paso de aprendizaje 1. Identificar las características operacionales de los sistemas
hidráulicos y controles de vuelo.
a. Descripción de los sistemas.
(1) El sistema de controles de vuelo consiste en controles de helicóptero convencional doble,
llamados palanca cíclica, bastón colectivo y pedales.
(2) Entradas de control son transmitidos al sistema del rotor por vínculos mecánicos y servos
hidráulicos.
(a) Entradas de control de vuelo de piloto son asistidos por el sistema de asistencia al piloto,
171
sistema de aumento de la estabilidad (SAS), estabilización de trayectoria de vuelo (FPS),
servos reforzadores y afinación de cabeceo, balanceo y guiñada
(b)
Los controles del piloto y copiloto se envían por separado a la vinculación de combinación
(CUBIERTA SUPERIOR DE LA CABINA DE MANDO) para cada eje de control. Resultados de los
controles de la cabina van por acoplamiento mecánico desde los servos de asistencia al piloto a la unidad
mezcladora.
(c)
La unidad mezcladora combina, suma y acopla las entradas cíclica, colectivo y de guiñada.
Proporciona una salida proporcional mediante los vínculos mecánicos, a los controles del rotor principal y
de cola.
(d)
Entradas al rotor de cola van a la cabina de mando superior al cuadrante delantero, luego por
cables, poleas al cuadrante trasero, a los servos de rotor de cola.
(3) Los controles de vuelo son un sistema de control mecánico hidráulicamente impulsados con
dos servos primarios hidráulicos. Los servos primarios proporcionan la fuerza para mover los
sistemas de rotor.
172
(4)
Los controles de vuelo se pueden relacionar a su ubicación en la aeronave como sigue:
(a) Sección delantera de la cabina de mando, estación de pilotos y copilotos (bajo el piso)
(b) Sección media de la aeronave (cabina, cubierta de control de vuelo hidráulica) de los
compartimientos interiores a los traseros y la cubierta hidráulica de los controles de vuelo
en la cubierta superior de la cabina.
(c) Sección cola - interior del botalón de cola y el pilón vertical.
(5)
Tres sistemas hidráulicos se utilizan en el helicóptero para suplir la presión hidráulica.
(a) Todos son totalmente independientes y cada uno es plenamente capaz de proporcionar la
presión hidráulica de control de vuelo para redundancia del sistema.
(b) El sistema No.1 hidráulico suministra la presión para:
1)
Servos primarios - primera etapa (adelante, atrás y lateral)
2)
Servo del rotor de cola - primera etapa
173
(c) El sistema No.2 hidráulico suministra la presión para:
1)
Servos primarios - segunda etapa (adelante, atrás y lateral)
2)
Modulo de asistencia al piloto - (Boost, SAS y Pitch Trim)
(d) El sistema hidráulico de respaldo suministra la presión a lo siguiente:
1) Sistemas hidráulicos no.1 y No.2 (para situaciones de emergencia y chequeos de
tierra)
2)
Servo del rotor de cola - segunda etapa
174
3)
Acumulador de la APU - recarga de presión
b. Operación de los controles de vuelo
(1) Movimiento de los controles de vuelo por el piloto o copiloto se transmiten mecánicamente a
la cubierta hidráulica de control de vuelo.
(2) Movimiento se transmite por acoplamiento mecánico al afinador de cabeceo, balanceo y
guiñada.
(3) Servos/actuadores de asistencia al piloto ayudan (asisten) al piloto en los ejes de cabeceo,
balanceo y guiñada mediante las entradas de los sistemas SAS, Trim y Boost.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: La ___ ___ combina, suma y acopla las entradas cíclicas, de colectivo y de guiñada.
Pregunta: ¿Qué sistema hidráulico suministra la presión a los módulos de asistencia del piloto?
Pregunta: ___ sistemas hidráulicos se utilizan en el helicóptero para suministrar la presión hidráulica.
2. Actividad/paso de aprendizaje 2. Identificar el nombre del componente, localizaciones y propósito de
los controles de vuelo y sistemas hidráulicos del colectivo, cíclico y pedales.
a. Sistema de control de vuelo del colectivo
175
(1) Colectivo (del piloto y del copiloto) (sección delantera de la cabina)
(a) Entradas de doble control colectivo del piloto y del copiloto son enviadas / encuentran,
bajo el piso de la cabina, travesaños de la puerta, por tubos push-pull hacia detrás del
asiento de los pilotos, al armario de control (armario de escoba) a la cubierta superior de
la cabina.
(b) Un control de la fricción en el colectivo del piloto puede activarse para ajustar la cantidad
de fricción y evitar el arrastramiento del bastón colectivo.
(c) El colectivo de copiloto se extiende telescópicamente para facilitar el acceso. Se guarda
girando la empuñadura y empujando la palanca hacia atrás.
176
(d) Cada bastón colectivo tiene empuñaduras idénticas con interruptores para los varios
sistemas de helicóptero.
(2)
Sistema de control de vuelo del cíclico
(a) Cíclico (del piloto y del copiloto) (sección delantera de la cabina)
177
1) Entradas de doble control del cíclico del piloto y del copiloto son enviadas /
encuentran, bajo el piso de la cabina, travesaños de la puerta, por tubos push-pull
hacia detrás del asiento de los pilotos, al armario de control (armario de escoba) a la
cubierta superior de la cabina.
2) Cada bastón cíclico tiene empuñaduras idénticas con interruptores para los varios
sistemas de helicóptero.
(3) Sistema de control de vuelo de pedales
Pedales (del piloto y del copiloto) (sección delantera de la
cabina)
178
(b)
Entradas de doble control de pedales del piloto y del copiloto son enviadas / encuentran, bajo el
piso de la cabina, travesaños de la puerta, por tubos push-pull hacia detrás del asiento de los pilotos, al
armario de control (armario de escoba) a la cubierta superior de la cabina.
(c)
Los pedales son ajustables (adelante y atrás) por la manija T PED ADJ, usada para ajustar a la
longitud de las piernas del piloto individual.
1)
Los pedales están equipados con interruptores que, cuando se presionan, desactivan las
características de afinación de guiñada.
179
2)
La parte superior de cada pedal es para frenos de las ruedas individuales.
b. Sistema hidráulico.
(1)
de la cabina)
Asistencia al piloto (Plataforma delantera hidráulica de control de vuelo, cubierta superior
(a) Los servos de asistencia al piloto se encuentran en la plataforma delantera hidráulica de
control de vuelo y son presurizados por el sistema hidráulico nº 2.
(b) Componentes de la asistencia al piloto consisten en lo siguiente:
1) Tres actuadores de afinación (Cabeceo, balanceo y guiñada) (el afinador de cabeceo
es hidráulico)
2) Tres actuadores SAS (Cabeceo, balanceo y guiñada)
3)
Tres servos reforzadores (colectivo, guiñada y cabeceo)
(c)
Actuadores de afinación (Plataforma delantera hidráulica de control de vuelo, cubierta superior de
la cabina)
1)
Hay tres actuadores de afinación, los dos cuadros grises son actuadores de guiñada y de
balanceo (guiñada a izquierda, balanceo a la derecha). El afinador de cabeceo es un actuador hidráulico.
180
2)
El afinador mantiene el cíclico (cabeceo y balanceo) y los pedales en la posición deseada.
3)
Funcionamiento correcto del afinador guiñada requiere el interruptor BOOST en el panel de
control de vuelo automático este activado.
(d)
Servos reforzadores (Plataforma delantera hidráulica de control de vuelo, cubierta superior de la
cabina)
1)
Tres servos reforzadores, colectivos, guiñada y cabeceo, están instalados entre los actuadores de
afinación y la unidad mezcladora (MMU). Reducen las fuerzas de control de cabina.
2)
Los reforzadores proporciona el efecto de dirección asistida a los controles de vuelo. Esto elimina
retroalimentación del control de la unidad mecánica mezcladora y los actuadores SAS.
3)
Los servos reforzadores de colectivo y guiñada son presurizados / encendidos y apagados
pulsando el interruptor marcado BOOST en el panel AUTO FLIGHT CONTROL.
4)
El servo reforzador de cabeceo es presurizado / encendido cuando el (los) interruptor(es) SAS 1
y/o 2 SAS está(n) encendido.
(e)
Actuadores SAS (Plataforma delantera hidráulica de control de vuelo, cubierta superior de la
cabina)
181
1)
Los actuadores SAS están montados sobre los componentes de asistencia al piloto para los
controles de vuelo de guiñada, balanceo y cabeceo.
2)
El SAS mejora estabilidad dinámica en los ejes cabeceo, balanceo y guiñada
3)
Entrada del actuador SAS a los controles de vuelo son después de salidas del reforzador, para
que no sean sentida en los controles de vuelo por los pilotos.
(f)
Panel de interruptores del sistema de Control de vuelo automático (AFCS) (Cabina de mando –
sección delantera de la aeronave)
182
1) Panel de control AFCS, en la consola inferior (centro), proporciona selección de
ON/OFF de las siguientes funciones por separado.
a) ESTABILIZADOR
b) SAS 1 SAS 2
c) TRIM
d) FPS
e) REFORZADORES
2) Dos interruptores FAILURE ADVISORY POWER ON RESET, que cuando son
presionados, restablecen las funciones de la computadora seleccionadas para SAS 2,
TRIM y FPS.
3) Los interruptores RESET tienen ocho luces de segmento de aviso de falla que están
presentadas en dos caras de interruptores FAILURE ADVISORY, para ayudar a
evaluar la naturaleza de la degradación
(g)
Unidad mecánica mezcladora (MMU) (Plataforma hidráulica de control de vuelo, sección media,
cubierta superior de la cabina)
1) La MMU está diseñada para reducir mecánicamente el acoplamiento de control
inherente compensando el efecto de la entrada de control. La MMU tiene cuatro
funciones mecánicas básicas y cuatro características adicionales que se tratarán más
adelante en esta lección.
a) Salidas de guiñada de la MMU descienden a través de la plataforma hidráulica de
control de vuelo al interior de la parte superior de la cabina, al cuadrante
delantero.
b) El cuadrante delantero es el punto donde la entrada del pedal de cola se
transfiere a los cables del rotor de cola.
183
c) Los cables del rotor de cola se unen al cuadrante trasero, montado en la caja de
engranajes del rotor de cola, transmitiendo los movimientos de cable de rotor de
cola a una barra de control en el servo del rotor de cola.
(h)
Servos primarios (Plataforma hidráulica de control de vuelo, sección trasera, cubierta superior de
la cabina)
1)
Tres servos primarios dobles (dos etapas) están montados en la plataforma hidráulica de control
de vuelo, sección trasera de la parte superior de la cabina, justo adelante de la caja de engranajes de la
transmisión principal.
2) Estos servos de doble etapa se nombran (mirando de frente a la aeronave desde
parte delantera):
a) Adelante
(derecha)
b) Atrás
(centro)
c) Lateral
(izquierda)
c. Módulos de la Bomba Hidráulica Plataforma hidráulica de control de vuelo, cubierta
superior de la cabina)
184
(1)
Tres bombas hidráulicas proporcionan presión hidráulica para mover los servos primarios.
(2) Todos son independientes entre sí. La bomba de respaldo es completamente capaz de
proporcionar la presión hidráulica para redundancia del sistema si falla una o dos bombas.
(3) El módulo de la bomba hidráulica Nº 1 está montado en el módulo accesorio izquierdo de la
transmisión principal. Es impulsada por la Nr de la transmisión principal.
(4)
El módulo de la bomba hidráulica Nº 2 está montado en el módulo accesorio derecho de la
transmisión principal. Es impulsada da por la Nr de la transmisión principal.
(5)
El módulo de la bomba de reserva, montada en e impulsada por un motor eléctrico de corriente
alterna, está situada justo adelante del módulo de la bomba hidráulica Nº 1.
d.
Módulo de lógica hidráulica (cabina - interior de la cabina)
(1) En la parte superior de la cabina hacia adelante, bajo la insonorización, hay paneles de relé
de mano derecha e izquierda que contienen los relés de lógica hidráulica.
185
(2) Los módulos de lógica hidráulica siguen una secuencia para tratar el malfuncionamiento del
sistema hidráulico.
(3) Los módulos de lógica vigilan continuamente el funcionamiento de los sistemas hidráulicos y
sus respectivas bombas.
(4) Las salidas de la lógica de módulos cierran las válvulas de cierre, comandan a la bomba de
respaldo a operar y encienden las luces del panel de aviso/precaución notificando al piloto de
una falla.
e.
Computador AFCS (cabina de mando - interior)
(1) Dentro de la consola inferior central, justo detrás de la puerta de la computadora, se
encuentra el ordenador SAS2, TRIM y FPS.
(2) Las funciones SAS2, Trim y FPS son controladas y las fallas vigiladas, por este equipo digital
que ilumina las luces de cápsula de aviso de fallas.
f.
Cuadrante delantero de rotor de cola (parte superior de la cabina - interior, bajo la insonorización)
(1) Los controles de guiñada pasan a través de la plataforma hidráulica de control de vuelo, la
186
parte superior de la cabina y consisten en lo siguiente:
(a) Cuadrante delantero
(b) Cables del rotor de cola (6 total, 3 por lado)
(c) Cuadrante trasero del rotor de cola
1) Dos resortes cilíndricos están conectados al cuadrante. Si un cable se parte, los
resortes cilíndricos permiten al cuadrante operar normalmente. Permiten el vuelo y el
control total con sólo un cable conectado. Perdida de un cable de rotor de cola se
indicará mediante la aparición de la precaución TAIL ROTOR QUADRANT. Ningún
cambio en las características de manejo debe ocurrir si sólo un cable falla.
2) Si ambos cables de control del rotor de cola fallan, un resorte centrador colocará el
eslabón del servo del rotor de cola para proveer 10½ grados de paso. Esto permitirá
el vuelo en centraje a alrededor de 25 KIAS hasta 145 KIAS (estas velocidades
variarán con el peso bruto). (un servo de cola tiene que estar presurizado).
g. Acumulador de la APU (la parte de atrás de la cabina interior - detrás de los paneles de
compartimiento sobre las celdas de combustible)
187
(1) El acumulador de la APU almacena y suministra el fluido hidráulico, presurizado por una
carga de nitrógeno, al motor de arranque hidráulico de la APU.
(2) La bomba de reserva o una bomba de mano recarga al acumulador.
(a) El acumulador tiene una válvula eléctrica de arranque hidráulico de la APU con una
palanca de arranque manual que forma parte de la válvula. Esta es para en caso de
emergencia.
(b) Acumuladores dobles (2 kit de acondicionamiento para el invierno) son utilizados en
operaciones de clima frío.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Qué sistema normalmente acciona/presuriza los servos de asistencia al piloto?
Pregunta: ¿Qué controles son mantenidos cuando se engancha la afinación y se activan los sistemas de
afinación de cabeceo, balanceo y guiñada?
Pregunta: Mover el cíclico hacia delante o atrás causará que el servo primario ___ y ___ moverse,
inclinando la placa oscilante hacia adelante o atrás.
B. OBJETIVO DE APRENDIZAJE B
ACTIVIDAD:
Describir los componentes y características de los controles de vuelo y los sistemas
hidráulicos.
CONDICION:
En un aula, dado las referencias pertinentes, notas de estudiantes de los controles de
vuelo y los sistemas hidráulicos y cualquier ayuda al adiestramiento pertinente.
NORMAS:
Describir los componentes y características de los controles de vuelo y los sistemas
hidráulicos según el TM 1-1520-237-10, capítulo 2, sección V & VI.
1. Paso/actividad de aprendizaje 1. Identificar la descripción del componente, ubicación, función y
características generales de los controles de vuelo en la cabina.
188
a. Interruptores en la empuñadura del colectivo – Cada empuñadura del colectivo, la del piloto y
copiloto, tiene lo siguiente:
(1) Botón/interruptor HOOK EMER REL - Activa la liberación de emergencia del gancho de carga
externa mediante la activación de un cartucho explosivo eléctricamente disparado.
(2) Botón pulsador /interruptor de palanca LDG LT PUSH ON/OFF, EXT y RETR - Activan la luz
de aterrizaje encendida y apagada; el EXT la extiende y el RETR la retrae y almacena la luz
de aterrizaje.
(3) Interruptores SRCH LT ON, OFF, BRT, y DIM
(a) Cuando se pulsa el interruptor de SRCH LT en ON/OFF, la lámpara irá a ON/OFF, esto
arma el interruptor de control del pulgar.
(b) Pulsar el interruptor BRT DIM hacia adelante/atrás controla el nivel iluminación de 250
189
vatios 0.
(4) EXT, L, R y RETR - Poner el interruptor en cualquiera de las cuatro direcciones mueve la luz
de búsqueda en esa dirección seleccionada.
(5) Interruptor de control del pulgar SVO OFF, 1ST STG y 2ND STG.
(a) Permite al piloto o copiloto para apagar los servos primarios seleccionados. Si ambos
pilotos mueven su interruptor de selección de servos primarios el primer servo
seleccionado se apaga.
(b) Los sistemas están conectados de manera que el servo primario seleccionado se apaga,
a menos que la etapa opuesta está por debajo de la presión mínima.
(6) Interruptor ENG RPM, INCR y DECR
(a) Los interruptores controlan ambos motores ECU / DEC para controlar el % RPM 1 y 2.
(b) Permite el ajuste de la velocidad de motor piloto entre 96 y 100%. El interruptor del piloto
sobrepasa el control de copiloto.
NOTA:
Si él %RPM R se reduce de 100% a 95-96% durante vuelo constante, chequear los %TRQ 1
y 2. Si los %TRQ 1 y 2 son iguales, intente aumentar el %RPM R con interruptor de afinación
de ENG RPM.
(7) Interruptor de control del HUD (rotulado BRT, DIM, MODE y DCLT)
(a) El interruptor controla las múltiples operaciones del Sistema de Presentación a la Altura
de la Vista (HUD). PG UP/DWN se mueve a través de páginas, BRT/DIM ajusta la
luminosidad de la pantalla.
(b) DCLT reduce la interferencia de las pantallas que se han seleccionado.
b. Interruptores en la empuñadura del cíclico - cada empuñadura cíclica idéntica contiene:
190
(1) Interruptor de pulgar STICK TRIM, FWD, L, R, y AFT (parte superior central del cíclico)
(a) Activación en cualquiera de las cuatro direcciones mueve el bastón cíclico hacia esa
dirección seleccionada.
(b) Soltar el interruptor STICK TRIM detiene el movimiento cíclico.
(2)
Operación CIS Interruptor de habilitar GA (interruptor botón pulsador superior izquierdo)
(a) Cuando se presiona el interruptor proporciona una indicación de la posición del colectivo.
Siguiendo la indicación de posición del colectivo dará como resultado un régimen de
ascenso de 500±50 ppm a cero ángulos de inclinación.
(b)
Cinco segundos después aparece un comando de la barra de paso cíclico, que cuando se sigue,
resultará en un ascenso a 80 KIAS.
(c)
El modo de ida al aire es desactivado al cambiar a cualquier otro modo de navegación en el
selector de modo CIS del piloto.
(3) Funcionamiento de sistema de Volcano Interruptor de habilitar el GA. (Si está instalado)
(4)
TRIM REL - Cuando se pulsa, se desacopla o libera la referencia afinación cíclica y las fuerzas de
gradiente del bastón.
(5) Interruptor de apagado PNL LTS
(a)
Cuando se presiona, las luces del panel de cabina de mando y las luces del panel de
precaución/aviso se apagan. Esto es para la atenuación con el uso de visores de visión nocturna.
191
(b)
Cuando se presiona otra vez, todas las luces atenuadas vuelven a las intensidades previamente
ajustadas.
(6) Botón pulsador CARGO REL -Inicia la liberación eléctrica normal del gancho de carga
externa.
(7) Interruptor ICS/RADIO - Un interruptor de control de eje de balancín de dos posiciones, el
tope hacia arriba activa el sistema de comunicación interna (ICS), y el tope de abajo activa la
transmisión de radio.
(8)
Interruptor de Giro Rápido Hacia Arriba del Estabilizador Montado en el Cíclico.
(a) Instalado en cada bastón cíclico debajo de la empuñadura es un interruptor manual tipo halar de
giro rápido hacia arriba del estabilizador.
(b) Este interruptor provee al piloto y al copiloto con accesibilidad rápida para el giro rápido hacia
arriba del estabilizador.
(c) El interruptor de giro de cíclico está eléctricamente conectado en paralelo con la posición del
interruptor MAN SLEW-UP del panel del estabilizador.
(d) Cuando el interruptor es accionado, el borde de salida del estabilizador comenzará a moverse hacia
arriba y continuará hasta que el tope límite superior sea alcanzado o el interruptor sea soltado.
c. Pedales
(1) Interruptores de afinación
(a) Los interruptores de afinación en el pedal proporcionan un medio de desacoplar las
entradas de afinación de guiñada.
(b) Presionar los interruptores desactiva la función de retención de rumbo de la estabilización
de trayectoria de vuelo (FPS) por debajo de 60 nudos de velocidad aérea indicada (KIAS).
(c) El helicóptero debe mantener el último rumbo al momento que se soltaron los dos
interruptores en los pedales.
(2) Frenos de pedales
192
(a) Los frenos de disco se encuentran en los pedales de cada piloto.
(b) Pueden activarse presionando hacia adelante en la parte superior de los pedales.
(c) Pedales de mano derecha operan el montaje de freno de mano derecha y los pedales de
mano izquierda operan el montaje de freno de mano izquierda.
(3) Mango en T Ajustador de Pedal
(a) El mango en T ajustador de pedal se encuentra a cada lado del panel de instrumentos,
rotulado PED ADJ.
(b) Cuando el mango en T ajustador de pedal es halado se libera el seguro del pedal.
1) El Ajustador del pedal está accionada por resorte y moverá los pedales hacia atrás.
193
2) Aplicar presión hacia delante a los pedales estos se moverán hacia adelante,
ajustando los pedales a la posición deseada para la longitud de las piernas de piloto.
3) Cuando el mango en T PED-ADJ ADJ es soltado de los pedales son asegurados a la
posición de referencia.
d. Panel de interruptores misceláneos (consola central superior)
(1) Interruptor TAIL SERVO NORMAL, BACKUP
(a) El interruptor TAIL SERVO controla las etapas hidráulicas del servo de cola rotor y
suministra presión al servo seleccionado para mover el rotor de cola.
(b) La posición BACKUP simultáneamente cierra la etapa del servo de rotor de cola y abre la
etapa No 2 del servo del rotor de cola.
e. Panel de Control Automático de Vuelo (AFCS) (consola central, centro)
(1) El panel de control AFCS tiene dos secciones; Control del estabilizador y Control automático
de vuelo.
(a) Interruptor de control del estabilizador
194
1)
Interruptor (LH) MAN SLEW UP, DN, y OFF (interruptor tipo triángulo coronado de resorte
centrado de puerta levadiza) - Proporciona el movimiento de arriba-abajo del estabilizador.
2) Botón TEST (CNTR), (botón rojo)
3)
AUTO CONTROL RESET Switch (RH)
(2) Interruptores SAS 1 & SAS 2
(a) SAS 1
1) Un interruptor de botón pulsador que activa o desactiva funciones electrónicas e
hidráulicas del SAS 1.
2) “ON" se iluminará de verde cuando el SAS 1 está activado y se apagara cuando este
desactivado.
(b) SAS 2
1) Un interruptor de botón pulsador que activa o desactiva funciones electrónicas e
hidráulicas del SAS 2.
2) “ON" se iluminará de verde cuando el SAS 2 está activado y se apagara cuando este
desactivado.
(c) El reforzador de cabeceo es hidráulicamente presurizado al mismo tiempo que sea SAS
está en la posición "ON".
(3) Interruptor TRIM
(a) Interruptor botón pulsador de acción alterna que activa o desactiva todos los sistemas de
afinación de controles incluyendo los actuadores de afinación electromecánicos (guiñada,
balanceo y colectivo) y el actuador de afinación electrohidráulico (cabeceo).
(b) ON se iluminará de verde cuando los sistemas de afinación estén activos y se apagará
cuando sean desactivados.
(4) Interruptor FPS
(a) Interruptor botón pulsador de acción alterna que activa o desactiva el FPS.
(b) “ON se iluminará de verde cuando el FPS esté activo y se apagará cuando sea
desactivado.
(5) Interruptor BOOST
(a) Interruptor botón pulsador de acción alterna que activa o desactiva la presión hidráulica al
BOOST (servos reforzadores de colectivo y guiñada).
(b) “ON se iluminará de verde cuando están presurizados y se apagará cuando están
despresurizados.
(6) Aviso de falla, “POWER ON RESET”
195
(a) Se trata de dos interruptores botón pulsador que reinician las funciones de la
computadora SAS2, TRIM y FPS.
(b) Los controles de vuelo se deben sujetar en el momento que se presionan los
interruptores.
(c) Los interruptores tienen ocho luces de segmentos FAILURE ADVISORY que se iluminan
en la faz del interruptor para indicar el componente del sistema que ha fallado.
f.
Interruptor BACKUP HYD PUMP (adelante, mano izquierda, consola superior)
(1) Interruptor BACKUP HYD PUMP - Un interruptor de tres posiciones, que controla el sistema
hidráulico de respaldo.
(a) OFF - (adelante) Apaga la bomba hidráulica de respaldo.
(b) AUTO - (centro) Si la presión hidráulica desciende por debajo de los niveles normales de
presión en los sistemas hidráulicos No.1 o no.2, el sistema de respaldo automáticamente
debe suministrar presión hidráulica.
(c) ON - (atrás) Activa el sistema hidráulico de respaldo cuando está disponible la
alimentación de potencia de la aeronave o de fuente externa.
196
g.
Interruptor HYD LEAK TEST (Adelante, mano izquierda, consola superior)
(1) Interruptor HYD LEAK TEST - Un interruptor de tres posiciones que las prueba las funciones
de lógicas hidráulica de aislamiento de detección de fugas (LDI) de los sistemas hidráulicos.
(a) TEST - (adelante) Cuando en esta posición, todos los componentes del sistema LDI se
comprueban eléctricamente.
(b) NORM - (centro) Coloca la lógica hidráulica y sistema LDI al funcionamiento normal del
sistema. El sistema vigila el funcionamiento de los sistemas hidráulicos automáticamente
para reaccionar a fugas y fallas mecánicas.
(c) RESET - (atrás) Después de completar una prueba de fuga hidráulica, el interruptor
deberá ser desplazado momentáneamente a reset, permitiendo que la
precauciones/avisos y las características de la lógica hidráulico del LDI se restablezcan.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Cuáles son las tres posiciones del interruptor de la bomba hidráulica BACKUP?
Pregunta: ¿Dónde está situado el mango en T del ajustador pedal?
Pregunta: ¿Para qué se utiliza el interruptor GA (Ida al Aire)?
2. Paso/actividad de aprendizaje 2. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de los controles de vuelo y los hidráulicos en el área de la cabina de
carga.
197
a. Paneles de relé a la mano izquierda/derecha
(1) Módulos lógicos
(a) Hay dos módulos de lógica, uno en el panel de relés izquierdo y el otro en el panel de
relés derecho. Los módulos de lógica se utilizan para controlar el funcionamiento de los
sistemas hidráulicos.
(b) Los módulos de lógica vigilan continuamente el funcionamiento de los sistemas
hidráulicos por medio de las entradas recibidas de interruptores de presión; interruptores
de bajo nivel de fluido en los módulos de bomba y los interruptores de control en el
sistema hidráulico.
(a) Las salidas de los módulos de lógica serán; encender cápsulas o leyendas en el panel de
precaución/aviso notificando el piloto de una falla, cerrar las válvulas de cierre o
comandar la bomba de reserva a operar.
(2) Cuando un interruptor de bajo nivel fluido en el reservorio de la bomba hidráulica detecta una
pérdida de fluido, el módulo de lógica sigue la secuencia LDI de 3 pasos.
(3) PASO 1 - Operación del módulo de lógica hidráulico para una fuga en el sistema hidráulico
No. 1.
198
(a) Cuando el interruptor de bajo nivel de fluido del reservorio de la bomba hidráulica detecta
la pérdida de fluido, la función LDI del módulo de lógica hidráulica aísla/cierra la primero
etapa del servo de rotor de cola a través de la válvula de cierre de la primera etapa del
servo d rotor cola situada en el módulo de transferencia de n º 1
(b) La bomba de respaldo se activa y produce presión hidráulica, válvula de cierre de la
segunda etapa del servo de rotor de cola se abre y se presuriza el servo del rotor de cola.
(c) Las precauciones “#1 RSVR LOW y #1 TAIL RTR SERVO y los avisos BACK-UP PUMP
ON y #2 TAIL RTR SERVO ON” aparecen.
(4) PASO 2 - El módulo de transferencia Nº 1 tiene una válvula transbordadora (T.V.).
(a) Si aparece la precaución #1 HYD PUMP, la fuga, no ha sido aislada por el LDI y la bomba
hidráulica No.1 no está proporcionando suficiente presión
(b) Presión hidráulica de la bomba de respaldo moverá la válvula transbordadora dentro del
módulo de transferencia no. 1, aislando una fuga si es bomba / en las líneas hacia el lado
de la bomba hidráulica No.1.
(c) LDI recibe la señal de la pérdida de presión en la bomba hidráulica de Nº 1 y abre la
válvula de cierre de servo de rotor de cola en el módulo de transferencia Nº 1, cierra la
199
válvula de cierre de la segunda etapa del servo de rotor de cola.
(d) Después de realizar estas acciones, LDI no proporcionará ninguna acción adicional para
el aislamiento de fugas.
(e) La precaución #1 TAIL RTR SERVO y el aviso #2 TAIL RTR SERVO ON desaparecen.
(5) PASO 3 - La aparición de la precaución de BACK-UP RSVR LOW valida el que todavía existe
fuga en la bomba hidráulica Nº 1, pero que la fuga es en la primera etapa del servo primario.
(a) Cuando aparece esta precaución, una acción inmediata piloto es necesaria para aislar la
primera etapa de los servos primarios mediante el interruptor SERVO OFF de cualquier
colectivo.
(b) Si no se toma acción por el piloto, la pérdida del fluido hidráulico sistema de respaldo
ocurrirá, resultando en la pérdida funcional del servo primario no. 1, los servos (dos
etapas) del rotor de cola y la bomba de respaldo.
(6) PASO 1 - Operación del módulo de lógica hidráulico para una fuga en el sistema hidráulico
No. 2.
200
(a) Cuando el interruptor de bajo nivel de fluido en el reservorio de la bomba hidráulica no.2
detecta una pérdida de fluido, la función de módulo de lógica del LDI despresuriza los
servos de asistencia al piloto (módulo de transferencia de Nº 2, válvula de cierre
secundaria).
(a) Las precauciones BOOST SERVO OFF, TRIM FAIL, FLT PATH STAB y SAS OFF
aparecen en la cabina de mando
1) Los pilotos tendrán un aumento de cargas de pedal y colectivo asociadas con las
operaciones de BOOST inoperante.
2) La función de los componentes de asistencia al piloto no es esencial para el control
del helicóptero y por lo tanto no tiene redundancia del sistema.
(7) PASO 2 - Cuando aparece la precaución #2 HYD PUMP la fuga no ha sido aislada por LDI.
(a) La bomba hidráulica Nº 2 ya no proporciona suficiente presión causando que la
precaución #2 HYD PUMP se ilumine.
(b) La bomba de respaldo se activará automáticamente iluminando el aviso BACK-UP PUMP
ON.
(c) Presión hidráulica de la bomba de respaldo moverá la válvula transbordadora (T.V.)
201
dentro del módulo de transferencia no.2 para aislar la fuga si es la bomba/hacia el lado de
la bomba hidráulica Nº 2.
(d) LDI recibe la señal de la pérdida de presión en la bomba hidráulica del nº 2 abre la
válvula de cierre a la asistencia al piloto.
(e) Cuando la lógica hidráulica del LDI devuelve automáticamente la presión abriendo válvula
de cierre del área de asistencia al piloto en el módulo de transferencia, se apagan las dos
luces de presión, las precauciones BOOST SERVO OFF y SAS desaparecerán y los
pilotos tendrán cargas normales de pedal y colectivo.
(f) La precaución FLT STAB PATH permanecerá encendida hasta que el piloto haga un
MODE RESET en el panel de control AFCS presionando los interruptores POWER ON
RESET.
(g) Si la fuga fue en la bomba hidráulica nº 2 las luces que permanecen iluminadas son #2
RSVR LOW, #2 HYD PUMP y BACK-UP PUMP ON.
(h) Después de realizar estas acciones, LDI no proporcionará ninguna acción adicional para
el aislamiento de fugas.
(8) PASO - 3. La aparición de la precaución de BACK-UP RSVR LOW valida el que todavía
existe fuga en la bomba hidráulica Nº 2, pero que la fuga es en la segunda etapa del servo
primario.
202
(a) Cuando aparece esta precaución, acción inmediata del piloto es necesaria en el
aislamiento de la segunda etapa de los servos primarios mediante el interruptor SERVO
OFF de cualquier colectivo.
(b) Si no se toma acción por el piloto, la pérdida del fluido hidráulico sistema de respaldo
ocurrirá, resultando en la pérdida funcional del servo primario no. 2, todos los
componentes del área de asistencia al piloto y la bomba de respaldo.
b. Ordenador digital SAS 2, TRIM, FPS (AFCC)
203
(1) El ordenador digital SAS 2, TRIM, FPS está situado en la consola central trasera.
(2) El equipo proporciona vigilancia de fallas.
(3) Tiene la capacidad de cerrar individualmente la alimentación al SAS 2, Trim (eje de cabeceo,
balanceo o guiñada) o FPS en respuesta a fallos de componentes.
(4) Normalmente, cuando esto ocurre, la computadora hace que la cápsula luz apropiada de
Aviso de Falla aparezca y las precauciones/avisos FPS y/o TRIM aparezcan.
(a) Control de autoridad de un SAS solos es de 5%, de dos es 10%.
(b) El ordenador SAS2/FPS procesa las señales a los respectivos actuadores SAS para
estabilidad dinámica.
c.
Acumulador de la APU (adelante, centro, parte superior, sección de transición)
(1) El acumulador de la APU, ubicado en el techo de la cabina trasera tiene una carga de
204
nitrógeno y de fluido hidráulico y suministra la carga de presión hidráulica para el motor de
arranque hidráulico de la APU.
(a) Fluido hidráulico en el acumulador es comprimido por una carga de nitrógeno.
(b) Kits de acumulador doble se usan para operaciones en clima frío.
(2) La bomba de mano del acumulador de la APU (parte trasera de la cabina, lado izquierdo) se
utiliza para cargar manualmente el acumulador en el caso de falle el arrancar la APU.
(3) Interruptor de presión del acumulador (parte trasera de la cabina, lado izquierdo)
(a) El interruptor ilumina la luz de aviso APU ACCUM LOW en el panel de precaución/aviso
cuando la presión hidráulica está por debajo de lo normal.
(b) La luz de aviso APU ACCUM LOW desaparece cuando la carga de nitrógeno de
acumulador alcanza la presión normal.
(4) El manómetro de presión del acumulador muestra la presión de la carga de nitrógeno dentro
205
del acumulador de la APU.
(a) La presión mínima aceptable es de 2800 psi según se revisa en el prevuelo.
(b) La carga de nitrógeno se le da servicio en el manómetro de presión a través de la válvula
de servicio con una tapa amarilla.
(c) Cuando no hay ningún líquido hidráulico, este manómetro registra la carga de nitrógeno
en el acumulador.
(d) Se utilizan dos tipos de manómetros en el UH-60.
(5) Funcionamiento del acumulador de la APU.
(a) Con la aplicación de la energía de la batería, el mango en T APU FIRE en posición y el
interruptor APU CONT en la posición ON, la válvula eléctrica del arrancador hidráulico de
la APU se abre para permitir que el líquido hidráulico a presión del acumulador pase al
arrancador hidráulico APU.
206
(b) El interruptor de presión activa la luz de aviso APU ACCUM LOW.
(c) La bomba hidráulica de respaldo no se enciende hasta que se coloque el interruptor
GENERATOR APU en la posición ON.
(d) Dentro del acumulador de la APU, hay cuatro cámaras.
1) Cámara A contiene la precarga de nitrógeno y está separada de la cámara B por un
pistón flotante.
2) Cámara B contiene fluido hidráulico que es expulsado de la cámara B, por el
nitrógeno a presión de la cámara A, al motor de arranque hidráulico de la APU a
través de la válvula de arranque hidráulico de la APU eléctrica / palanca de arranque
manual.
3) Cámara C permite que el retorno del fluido hidráulico desde el motor de arranque
hidráulico al acumulador.
4) Cámara D esta ventilada a la atmósfera.
5) La válvula de arranque hidráulico de la APU eléctrica tiene una palanca de la válvula
de arranque manual que es para el uso de emergencia, en caso de que falle la
válvula de arranque eléctrica y de uso por mantenimiento.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál es el mínimo psi en el manómetro para arrancar la APU?
Pregunta: ¿Donde están dos de los módulos de lógica localizadas?
Pregunta: ¿Qué componentes vigilan los interruptores de nivel bajo de fluido en los reservorios en los
módulos de bomba hidráulica?
3. Paso/actividad de aprendizaje 3. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de los controles de vuelo delanteros en la cubierta de la hidráulica.
a. Accionadores de afinación.
207
(1)
Accionadores de afinación proporcionan un gradiente positivo de bastón.
(2) Los accionadores incorporan embragues corredizos para permitir entradas de control piloto si
un accionador se atasca.
(a)
Funcionamiento del sistema de afinación es continuamente vigilado por el SAS 2, TRIM y el
computador FPS.
(b)
Si ocurre un mal funcionamiento, el (los) accionador(es) apagará(n) el eje afectado, y se iluminan
las precauciones TRIM FAIL y FLT PATH STAB en el panel de precaución/aviso.
(c)
Las fuerzas de guiñada y balanceo son desarrolladas por accionadores electromecánico de
afinación.
(d)
Funcionamiento correcto del afinador de guiñada requiere que el interruptor BOOST en el panel
AFCS este en la posición ON.
(e)
Resortes de gradiente de fuerza permiten al piloto sobrepasar los embragues en caso de un
atascamiento para que el piloto tenga el 100% de control.
(3) Afinación de guiñada (lado izquierdo, controles de vuelo delanteros en la plataforma
hidráulica, caja gris).
208
(a) El accionador de afinación de guiñada proporciona posicionamiento de control de vuelo
de guiñada, referencia y gradiente de fuerza en el eje de guiñada.
(b) La afinación de guiñada produce una señal de la posición de afinación de guiñada; esta
señal es enviada al SAS2, TRIM y computadora FPS.
(c) La fuerza requerida para sobrepasar el embrague de afinación de guiñada es un máximo
de 80 libras.
(d) Entradas de guiñada de la FPS se hacen mediante el accionador de afinación de guiñada.
(4) Afinación de balanceo (centro, controles de vuelo delanteros en la plataforma hidráulica, caja
gris).
(a) El accionador de afinación de balanceo proporciona posicionamiento del control de vuelo
de balanceo cíclico, referencia y gradiente de fuerza en el eje balanceo.
(b) El movimiento de afinación de balanceo produce una señal que se envía al SAS2, TRIM y
computadora FPS.
(c) La fuerza requerida para sobrepasar el embrague de afinación de balanceo es un máximo
de 13 libras.
209
(d) Entradas de balanceo de la FPS se hacen mediante el accionador de afinación de
balanceo.
(5) Afinación de cabeceo (componente hidráulico más al frente en los accionadores de asistencia
al piloto)
(a)
Las fuerzas de afinación de cabeceo son desarrolladas por un accionador de electro
hidromecánico que es presurizado por el sistema hidráulico No 2.
(b)
El accionador de afinación de cabeceo proporciona posicionamiento del control de vuelo de paso
cíclico, referencia y fuerza gradiente en el eje de cabeceo.
(c) El movimiento de afinación de cabeceo produce una señal que se envía al SAS2, TRIM y
computadora FPS.
(d) Un movimiento brusco del afinador de cabeceo provocará un cambio en la actitud de
cabeceo y un movimiento cíclico longitudinal correspondiente de aproximadamente 1/2
pulgada.
1) Esta condición será detectada por la computadora SAS/FPS, la cual desacopla las
funciones de TRIM y FPS en el eje de cabeceo y activa las precauciones TRIM FAIL y
FLT PATH STAB.
2) Si ocurre la falla, presione los interruptores POWER ON RESET simultáneamente y
luego suelte. Si la falla regresa, controle el eje afectado manualmente.
(6) Funcionamiento del sistema de afinación.
210
(a) Cuando afinación esta activada en el panel AFCS, el afinador de cabeceo, balanceo y
guiñada mantienen la posición de cabeceo y balanceo del cíclico, así como la de los
pedales de rotor de cola.
(b) Cuando el interruptor está encendido, el sistema de afinación proporciona gradiente y
retén con fuerza para el cabeceo, balanceo y guiñada.
(c) Cuando se desactiva, la gradiente de fuerza del sistema de afinación y el retén se
liberados, y fuerzas ligeras de control están presentes. Piloto debe estar en los controles.
(d) Cada empuñadura del bastón cíclico contiene un interruptor de afinación del bastón
marcado STICK TRIM, FWD, L, R y AFT.
1) Cuando se activa la afinación, pulsando el botón STICK TRIM (en una de las cuatro
direcciones) girará la actitud de referencia. El cíclico se mueve en la dirección del
movimiento del interruptor.
211
2) El cíclico se mueve por el interruptor STICK TRIM en solamente una dirección a la
vez.
(e) Cuando el piloto aplica una fuerza al bastón cíclico con el interruptor enganchado,
interruptor TRIM REL recortar no deprimido, se siente una combinación de fuerza de
retención y gradiente.
(f) El piloto puede remover la fuerza presionando el interruptor de pulgar TRIM REL en la
empuñadura del cíclico, colocar los controles en la posición deseada y luego soltar el
interruptor TRIM REL.
1) Cuando se suelta el interruptor, el sistema de afinación proporciona gradiente y
retención de fuerza para cabeceo y balanceo.
2) Al ser presionado, se libera el sistema de afinación y fuerzas ligeras de control cíclico
están presentes.
(g) Funcionamiento correcto del afinador de guiñada requiere que el interruptor BOOST en el
panel AFCS este en la posición ON.
b. Servos reforzadores.
212
(1) Hay tres servos reforzadores (colectivo, cabeceo y guiñada) instalados en la plataforma
hidráulica de control de vuelo, frente a la unidad mezcladora.
(a) Los servos reforzadores de colectivo y guiñada son encendidos y apagado pulsando el
botón marcado BOOST en el panel AFCS.
(b) El servo reforzador de cabeceo se enciende y apaga presionando uno o ambos botones
SAS marcan SAS 1 o SAS 2 en el panel AFCS.
(2) Servo reforzador de colectivo
(a) El servo reforzador de colectivo reduce fuerzas de control y la retroalimentación bastón
colectivo.
(b) Aparición de precaución BOOST SERVO OFF indica que no hay presión hidráulica en el
servo reforzador de colectivo ni de guiñada, o que se atasco la válvula piloto del servo
reforzador de colectivo o de guiñada.
(c) Un movimiento brusco del servo reforzador del colectivo aumentará las fuerzas del
213
colectivo tanto como150 libras en el colectivo y moverá el colectivo a todo hacia arriba o
hacia abajo.
1)
El piloto debe contrarrestar esta fuerza al colectivo para controlar la aeronave.
2) Apagando el servo reforzador hará que las fuerzas control del colectivo y de guiñada
disminuyan al nivel de fuerzas con los reforzadores apagados que se experimenta
cuando se realizar la comprobación de los controles de vuelo.
(3) Servo reforzador de guiñada.
(a) El servo reforzador de guiñada reduce las fuerzas y la retroalimentación de control del
pedal.
(b) Aparición de la precaución BOOST SERVO OFF indica que no hay presión hidráulica en
el servo reforzador de guiñada o de colectivo o que se atasco la válvula piloto en
cualquier servo reforzador, el de guiñada o de colectivo.
(c) Un movimiento brusco de servo reforzador de guiñada aumentará la fuerza de guiñada
tanto como 250 libras en los pedales y moverá un pedal completo hacia adelante y el
pedal opuesto completo atrás.
1)
El piloto debe contrarrestar esta fuerza para controlar el avión.
2)
Apagando el servo reforzador hará que las fuerzas control del colectivo y de guiñada disminuyan
al nivel de fuerzas con los reforzadores apagados que se experimenta cuando se realizar la comprobación
de los controles de vuelo.
(4) Servo reforzador de cabeceo
214
(a)
El servo reforzador de cabeceo, montado en el conjunto de afinación de cabeceo, reduce las
fuerzas de control y de retroalimentación SAS de cabeceo.
(b)
El servo reforzador de cabeceo es encendido y apagado pulsando los interruptores SAS 1 o SAS
2 en el panel AFCS.
(c)
Una falla de movimiento brusco del servo de cabeceo aumentará las fuerzas de control
longitudinal del cíclico (aproximadamente 20 libras).
(d)
Las fuerzas de control aumentadas pueden ser eliminadas apagando los interruptores SAS en el
panel AFCS.
215
(5)
Accionadores SAS
(a)
Hay tres accionadores SAS (guiñada, balanceo y cabeceo) instalados en la plataforma hidráulica
de controles de vuelo frente a la unidad mezcladora.
(b)
Los servos reforzadores de guiñada, balanceo y cabeceo SAS y el reforzador de cabeceo se
encienden y apaga presionando los botones marcados SAS 1 o SAS 2 en el panel AFCS.
(c)
El servo reforzador de cabeceo también se enciende y apaga presionando uno o ambos botones
SAS marcados SAS 1 o SAS 2 en el panel AFCS.
(d) Los SAS aumentan la estabilidad dinámica y proporcionan amortiguación a corto plazo en
los ejes de cabeceo, balanceo y guiñada.
1) Accionadores SAS están montados en los ensamblajes de cabeceo, balanceo y
guiñada de asistencia al piloto.
2) Presión hidráulica a los SAS se aplica cuando se presiona el interruptor SAS 1 en el
panel AFCS, también se activa el amplificador de SAS 1.
3)
Presión hidráulica a los SAS se aplica cuando se presiona el interruptor de SAS 2 en el panel
AFCS, el ordenador de SAS 2 también está activado.
(e)
Falla de SAS puede o no puede ser acompañado de una indicación de falla/aviso.
216
1)
Entrada eléctrica errática a un accionador SAS puede causar oscilaciones moderadas de la
trayectoria de la punta de palas que a menudo son acompañadas con sonidos resonantes o "golpeteo"
que se puede sentir en los controles cíclicos o pedales.
2)
Sin embargo, ningún malfuncionamiento SAS, puede físicamente manejar los controles de vuelo
de los pilotos.
3)
Pilotos deben apagar el SAS que está mal funcionando.
(f) Autoridad de control del SAS
1) Con una SAS encendido, la autoridad de control del SAS es 1/2 autoridad de
control o de 5%.
2) Ambos SAS en proporciona autoridad de control del 10%.
(g)
Falla de SAS sin ninguna indicación de aviso de.
1)
Entrada eléctrica errática a un accionador SAS puede causar oscilaciones moderadas de la
trayectoria de la punta del rotor que a menudo son acompañadas con sonidos resonantes o "golpeteo"
que se puede sentir en los controles cíclicos o pedales.
2) Sin embargo, ningún malfuncionamiento SAS, puede físicamente manejar los
controles de vuelo de los pilotos.
3)
Falla del SAS 2 es generalmente, pero no necesariamente, acompañado por una indicación de
aviso/falla.
4)
Falla de un componente de SAS 1 no será acompañada de una indicación de aviso/falla ya que el
SAS 1 no contiene las capacidades de diagnóstico.
5) Si el helicóptero experiencia movimiento errático de la trayectoria de la punta del
rotor, sin indicación de aviso/falla, apague los interruptores SAS por separado
para determinar cuál SAS ha fallado.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: Los servos reforzadores de colectivo y guiñada se encienden y apaga pulsando el interruptor
marcado ___ en el panel AFCS.
Pregunta: ¿Qué dos luces del panel de precaución/aviso iluminarán si ocurre una falla en el sistema de
TRIM?
Pregunta: Los SAS mejoran la estabilidad dinámica y proporcionan amortiguación a corto plazo en los
ejes de ___, ___ y ___.
217
4. Paso/actividad de aprendizaje 4. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de la sección media de la aeronave (cabina, en la plataforma
hidráulica de controles de vuelo).
a. La unidad mecánica mezcladora (MMU) está diseñada para reducir el acoplamiento de control
inherente compensando por el efecto causado por una entrada de un control.
(1) La unidad mezcladora combina, sumas y acopla las entradas cíclicas, de colectivo y de
guiñada.
(2) Proporciona señales de salida proporcionales, mediante vínculos mecánicos, a los controles
del rotor principal y de cola.
(a) Colectivo a cabeceo (mezcla)
218
1) La unidad mezcladora compensa los efectos de cambios en el flujo descendente del
rotor sobre el estabilizador causada por cambios de paso del colectivo.
2) La unidad mezcladora proporciona entrada hacia adelante al rotor principal según
colectivo se aumenta y entrada hacia atrás según se disminuye el colectivo.
(b) Colectivo a balanceo (mezcla)
1) La unidad mezcladora compensa por los momentos de balanceo y tendencia
translacional causados por cambios en el empuje del rotor de cola.
2) La unidad mezcladora proporciona entrada lateral izquierda al sistema del rotor
principal según colectivo se aumenta y entrada de lateral derecho según se disminuye
el colectivo.
(c) Colectivo a Guiñada (mezcla)
219
1) La unidad de mezcla compensa los cambios en el efecto de torque causados por
cambios en la posición del colectivo.
2) La unidad mezcladora aumenta el paso de cola rotor según el colectivo se incrementa
y disminuye el paso del de rotor de cola según el colectivo se disminuye.
(d) Guiñada a Cabeceo (mezcla)
1) La unidad mezcladora compensa por los cambios del empuje vertical en el
componente del rotor de cola inclinado según se cambia el paso del rotor de cola.
2) La unidad de mezcla proporciona una entrada hacia atrás al sistema de rotor principal
según se incrementa el paso del rotor de cola y entrada hacia adelante según se
disminuye el paso del rotor de cola.
(e) Colectivo/Velocidad a Guiñada (Acoplamiento Electrónico)
220
1) Esta mezcla es además de la mezcla mecánica de colectivo a guiñada. Ayuda a
compensar el efecto de torque causado por cambios en la posición del colectivo.
2) Tiene la capacidad de disminuir el paso del rotor de cola según aumentan la
velocidad y haciendo más eficientes el rotor de cola y la aleta comba. A medida que
disminuye la velocidad, ocurre lo contrario.
(f) Colectivo a LDS (sistema de demanda de carga/husillo)
1)
Aporta las contribuciones de demanda de carga de motor mecánicamente a la
HMU.
a) Brazos en la unidad mezcladora mueven los cables recíprocos de demanda d
carga (LDS) que están conectados a los motores HMU.
b) Al extremo del mezclador del cable, un perno/pasador de cizalla se proporciona
para evitar un atascamiento de cable de LDS del colectivo, en caso de fuerzas
excesivas en la falla de demanda de carga cizallará el perno.
(g) Sensores/transductores de posición del colectivo (2 o 3 electrónicos)
221
1) Hay dos (tres dependiendo de las modificaciones) sensores de posición del bastón
colectivo que se encuentran en el mezclador de control de vuelo en el lado derecho.
a) Un sensor/transductor d posición del colectivo envía señales al computador SAS
2, TRIM y FPS para acoplamiento electrónico de colectivo/velocidad a guiñada.
b) El segundo sensor/transductor de posición del colectivo envía señales el sistema
de estabilizador para operaciones de estabilizador. Además, envía las señales al
CISP darle comandos al puntero del colectivo.
c) El tercer sensor/transductor de posición del colectivo envía las señales para
proporcionar entradas eléctricas a las ECU/DEC de los motores para mejor
previsión de demanda de carga.
(h) Una plataforma de mantenimiento, con una característica deslizante de proa/popa, se
encuentra en la parte superior la MMU.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: El sistema de demanda de carga proporciona una señal de ___ al huso de demanda de carga
en el control hidromecánico de combustible del motor mediante un control reciproco.
Pregunta: Un ___ se proporciona para evitar un atascamiento del cable LDS del colectivo en caso de falla
de la demanda de carga.
5. Paso/actividad de aprendizaje 5. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de la parte superior de la cabina trasera - plataforma hidráulica de
control de vuelo.
222
a. Módulos de bomba hidráulica
(1) Tres módulos de bomba hidráulica son combinación de reservorios y bombas hidráulicas.
(a) Los módulos de bomba hidráulica nº 1, bomba hidráulica Nº 2 y de la bomba de respaldo
son idénticos e intercambiables.
(b) El módulo de la bomba hidráulica de n º 1 está montado en el módulo de accesorio de la
transmisión principal izquierdo. Es impulsado por el rotor principal % RPM R.
(c) El módulo de la bomba hidráulica de Nº 2 está montado en el módulo de accesorio de la
transmisión principal derecho. Es impulsado por el rotor principal % RPM R.
223
(d) El módulo de la bomba de respaldo está montado en e impulsado por un motor eléctrico
de CA.
1) Una válvula de despresurización en el módulo de la bomba de respaldo le permite al
motor llegar hasta velocidad nominal antes de aplica una carga hidráulica, que reduce
la carga excesiva de corriente CA.
2) Cuando se enciende el motor de CA de la bomba de respaldo, la válvula de
despresurización en el módulo de la bomba de respaldo reduce la presión de salida
de la bomba a 700 psi.
3) Esta válvula es mantenida abierta por los módulos de lógica hidráulica durante cuatro
segundos cuando energía eléctrica está suministrada por el generador de la APU o
alimentación externa o durante 1/2 segundo cuando los generadores principales del
helicóptero suministran la energía.
4) Después de que el motor de la bomba es arrancado, la válvula se cierra permitiendo
que la bomba desarrolle presión de salida normal (aproximadamente 3000 psi).
(e) La parte del reservorio de cada módulo de la bomba tiene una ventana indicadora de nivel
fluido rotulada REFILL, FULL, y EXPANSION.
224
1) Rojo, REFILL, indica que el nivel de fluido de la bomba es bajo y requiere
mantenimiento.
2) Verde, FULL, se refiere a la posición de la franja de indicador de pistón, vista a través
de la mirilla del módulo de bomba, en comparación con el guión de fluido y la placa de
indicador de nivel. Esto indica la cantidad de fluido hidráulico en el depósito de
bombas.
3) Hay marcadores azul y negro en algunas bombas para la EXPANSIÓN del líquido
hidráulico.
4) Después de vuelo, el líquido en el sistema hidráulico estará caliente.
5) Movimiento del pistón de hasta 3⁄8 pulgadas en la zona azul/negra (sobrellenado) es
aceptable.
6) Un interruptor de nivel de fluido, montado en la parte superior de cada módulo de la
bomba, detecta la pérdida de fluido para ese sistema.
7) Cuando el pistón en el módulo de la bomba se mueve hacia abajo hasta la marca de
REFILL, el pistón cierra el interruptor activando la precaución RSVR LOW.
(2) Etiquetas de la temperatura de la bomba hidráulica (tempilabels)
(a) Cada bomba tiene dos etiquetas sensibles de temperatura montadas en los lados del
depósito al lado extremo de la bomba.
225
(b) Cuando se alcanza un nivel de temperatura, un círculo o un cuadrado se vuelve negro.
(c) Hay tres tipos de etiquetas utilizadas en las bombas para indicar si se ha alcanzado un
nivel de temperatura.
1) Utilizan dos escalas diferentes para señalar los límites de temperatura.
a) 132 °C (270 °F)
b) 135 °C (275 °F)
2) Si se han rebasado los límites de temperatura, el líquido de la bomba es "X" roja y se
debe anotar en la bitácora.
3) No debe volar el helicóptero hasta que se hayan tomado las medidas de
mantenimiento apropiadas.
(3) Interruptor de cantidad de fluido.
226
(a) Un interruptor de nivel bajo, en la parte superior de cada módulo de la bomba, detecta la
cantidad de fluido en el reservorio para ese sistema.
(b) Cuando el pistón en el módulo de la bomba alcanza la marca de REFILL, el pistón cierra
el interruptor de bajo nivel el cual activa luces de precaución #1, #2 o BACKUP RSVR
LOW en el panel de precaución/aviso.
(4) Bomba hidráulica (armazón)
(a) Un eje de cizalla en el interior de la bomba hidráulica se corta para prevenir cualquier
daño a los módulos accesorios en caso de falla mecánica.
(b) Cada bomba tiene dos filtros y botones indicadores rojos.
1) Un filtro de presión y un filtro de retorno, cada uno con un botón indicador rojo, se
encuentran a cada lado de la bomba.
2) Los botones indicadores se extenderán (saltarán) cuando el filtro se obstruye.
227
3) Los botones de filtro de la Bomba (total de 6) se requieren que estén adentro y ser
verificados en el prevuelo.
4) Si un botón indicador está extendido (saltado) no puede ser restablecido por el piloto.
5) La condición de la bomba es "X" roja y mantenimiento debe cambiar el filtro y verificar
el funcionamiento de ese sistema.
(c)
Válvula de alivio y válvulas de purga.
1)
Una válvula de alivio se encuentra junto a la válvula de purga y está marcada “TO BLEED TWIST
THEN PUSH”.
2) La válvula de alivio protege la bomba de alta presión en el sistema de retorno.
b. Módulos de transferencia.
(1) Los módulos de transferencia Nº 1 y Nº 2 reciben la presión hidráulica de los módulos de
bomba hidráulica y suministran la presión hidráulica a los servos del sistema de control de
vuelo.
(2) Cada módulo de transferencia cuenta de:
228
(a) Válvula de cierre primaria y secundaria.
(b) Interruptor de presión de la bomba
(c) Las líneas de suministro, válvulas de chequeo/desconexión rápida
(d) Válvula de transferencia T.V. (transbordadora)
(3) Los módulos de transferencia son intercambiables.
(4) Componentes de módulo de transferencia n º 1.
(a) Dos válvulas de cierre, marcadas de primaria y secundaria.
1) La válvula de cierre primaria del servo es para la primera etapa de los servos
primarios, la válvula de cierre secundaria controla la etapa no. 1 del servo del rotor de
cola.
229
2) Durante las operaciones normales estas válvulas de cierre están en la posición
abierta, permitiendo que la presión hidráulica fluya a sus componentes respectivos.
3) Cualquier interruptor SVO OFF del piloto puede cerrar la válvula de cierre primaria.
4) Cualquier piloto puede cerrar la válvula de cierre secundaria moviendo el interruptor
TAIL SERVO o la función LDI de módulos de lógica hidráulico (detección/ aislamiento
de fugas) durante fallas que se discutirá en la próxima sección.
(b) La válvula de transferencia, ubicada en el módulo de transferencia, aísla la bomba del
sistema hidráulico No 1 en caso de una falla mecánica o fuga y permite que la bomba de
respaldo suministre la presión hidráulica.
(c) Un interruptor de presión de la bomba en el módulo de transferencia ilumina la luz #1
HYD PUMP en la cabina cuando detecta la presión baja.
(d) El múltiple del módulo de transferencia de nº 1 suministra la presión hidráulica a la
primera etapa de los servos primarios y la primera etapa del servo de rotor de cola.
(5) Componentes de módulo de transferencia Nº 2.
(a) Dos válvulas de cierre, marcadas de primaria y secundaria.
1) La válvula de cierre primaria del servo es para la segunda etapa de los servos
primarios, la válvula de cierre secundaria controla los servos del área de asistencia al
piloto.
2) Durante las operaciones normales estas válvulas de cierre están en la posición
abierta, permitiendo que la presión hidráulica fluya a sus componentes respectivos.
3) Cualquier interruptor SVO OFF del piloto puede cerrar la válvula de cierre primaria.
4) La válvula de cierre secundaria puede ser cerrada por la función LDI de módulos de
lógica hidráulico (detección/ aislamiento de fugas) durante fallas que se discutirá en la
próxima sección.
(b) La válvula de transferencia, ubicada en el módulo de transferencia, aísla la bomba del
sistema hidráulico No 2 en caso de una falla mecánica o fuga y permite que la bomba de
230
respaldo suministre la presión hidráulica.
(c) Un interruptor de presión de la bomba en el módulo de transferencia ilumina la luz #2
HYD PUMP en la cabina cuando detecta la presión baja.
(d) El múltiple del módulo de transferencia de nº 2 suministra la presión hidráulica a la
segunda etapa de los servos primarios y los servos de asistencia al piloto (boost, SAS y
trim).
c.
Modulo de utilidad.
(1) El módulo de utilidad dirige la presión hidráulica de la bomba de reserva para el módulo de
transferencia de Nº 1 o módulo de transferencia Nº 2, segunda etapa del rotor de cola y
acumulador APU.
(2) Un interruptor de presión en el módulo ilumina el aviso BACK-UP ON cuando la presión de
salida está dentro de límites normales.
(3) Un fusible de velocidad, ubicado en el módulo de utilidad, cierra el caudal al acumulador si
este excede 1,5 galones por minuto (gpm).
231
(a) Caudal normal es 1 gpm, y un aumento de.5 gpm indica que hay una fuga corriente abajo
en el acumulador o en la línea.
(b) La fuga se detiene sólo por la bomba de reserva manteniendo la presión contra el fusible
de velocidad.
(c) El fusible de velocidad mecánico y se restablece por debajo de 100 psi de presión de
entrada de la bomba de respaldo.
d. Reservorio de Llenado (bomba de mano)
(1) La bomba de mano y válvula selectora del reservorio de relleno se encuentran en el lado
derecho de la cubierta de hidráulico de control de vuelo.
(2) La bomba de mano de relleno se utiliza para rellenar todos los reservorios de módulo de la
bomba hidráulica.
(3) Cuando el nivel del líquido esta a nivel con la línea a través de la mirilla indicadora de nivel de
aceite, con una etiqueta de lectura “REFILL WITH ONE QUART WHEN FLUID REACHES
232
THIS LEVEL”, se requiere servicio con el líquido apropiado.
(4) Los reservorios son rellenados girando una manivela de la válvula de selector al puerto
deseado, sujetando la manivela y girando la manivela en sentido horario hasta que la ventana
de reservorio de la bomba hidráulica se rellena al extremo delantero de la etiqueta verde en la
carcasa del reservorio.
PRECAUCIÓN:
No permita que el nivel de fluido del reservorio a caer por debajo de la línea de llenado.
(5) La bomba de mano de relleno tiene lo siguiente:
(a) Abrelatas dentro de la tapa de la bomba de llenado.
(b) Ventana de mira/indicador del nivel de aceite
(c) La válvula selectora de cuatro posiciones está marcada como sigue:
1) OUT 1- Bomba hidráulica Nº 1.
2) OUT 2- Bomba hidráulica Nº 2.
3) OUT 3- Bomba hidráulica de respaldo.
4) OUT 4- Posición capsulado apagado.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: Un ___ ___ en el interior de la bomba hidráulica se parte para prevenir cualquier daño a los
módulos de accesorios en caso de falla mecánica.
Pregunta: ¿Cuáles son los cuatro componentes de la válvula de transferencia?
Pregunta: ¿Cuántos botones indicadores hay en cada bomba hidráulica?
6. Paso/actividad de aprendizaje 6. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de los servos primarios.
233
a. Hay 3 intercambiables servos primarios duales, vistos de derecha a izquierda mientras se mira
hacia adelante.
(1) Adelante
(2) Atrás
(3) Lateral
b. Los servos hidráulicos mueven el sistema del rotor principal.
234
c.
Cada servo tiene dos etapas independientes, redundantes, con sólo el acoplamiento mecánico
entrada y salida en común.
(1) Cada etapa tiene un pistón, un armazón de válvulas y alimentación hidráulica independiente.
(2) Si una etapa se vuelve inoperante debido a la pérdida de presión, una válvula de derivación
en la etapa de derivación/despresurización se abrirá, para la prevención de bloqueo hidráulico
(servo lock up).
(3) Los múltiples del servo primario conectan los servos primarios al módulo de transferencia de
Nº 1 y módulo de transferencia Nº 2.
(4) Cada etapa de un servo primario tiene una característica de tolerancia balística.
(5) Si un proyectil si dañara una carcasa de la etapa o pistón, esa etapa será inoperante, pero no
detendrá a la otra etapa de funcionar correctamente.
235
(6) Si la válvula piloto de entrada al servo se atasca, la desviación/despresurización ocurre
automáticamente.
(7) La desviación/despresurización automática se le indica al piloto por la aparición de la
precaución de PRI SERVO PRESS asociada.
(8) Entrelaces eléctricos (característica cableada) previene que ambas etapas del servo primario
sean apagadas simultáneamente.
236
1) Esto evita el apagar una etapa presurizada de servo primario en el intento de operar en
una etapa despresurizada, si el piloto seleccionará la etapa mal.
a) Si la válvula piloto del servo se atasca, despresurización se produce
automáticamente.
b) Un atascamiento se indica al piloto por la aparición de la precaución de PRI SERVO
PRESS asociada.
d. Características de los controles de vuelo de colectivo y los servos primarios
237
(1) Cuando se mueve el colectivo, la entrada se transmite mediante las palancas de control,
manivelas acodadas, el servo reforzador del colectivo y la unidad mezcladora a los servos
primarios.
(2) Los tres servos (adelante, atrás y laterales) trabajan juntos para subir o bajar el plato
universal del rotor principal, independientemente de la posición cíclica de la placa oscilante.
(3) Esto hace que el ángulo de incidencia de todas las palas cambien igualmente.
(4) Entradas del control colectivo están en el lado derecho de la plataforma hidráulica de control
de vuelo de la parte superior de la cabina.
e. Operación cíclica y los servos primarios
(1) Cuando bastones cíclicos se mueven hacia adelante o atrás, la entrada se transmite a los
servos primarios (adelante y atrás), que mueven las palas del rotor principal para proporcionar
un control de hacia adelante y atrás del helicóptero.
(2) Cuando los bastones cíclicos se mueven de izquierda o derecha, la entrada es al servo
238
primario (lateral), que controla los movimientos de las palas del rotor principal para
proporcionar el control lateral del helicóptero.
f.
La primera y segunda etapa de los sistemas de servos primarios (FWD, AFT y LAT) están
controlados por el interruptor del servo. El interruptor, marcado SVO OFF 1ST STG y 2ND STG,
se encuentra en los bastones de colectivos del piloto y copiloto.
(1) Ambas etapas de servo primario normalmente funcionan con el interruptor de SVO OFF en
posición (encendido) sin marcar en el centro.
(2) Para desactivar la primera etapa de los servos primarios, el interruptor SVO OFF se coloca en
la posición de 1ST STG.
(3) Para desactivar la primera etapa de los servos primarios, el interruptor SVO OFF se coloca en
la posición de 2ND STG.
(4) El sistema está eléctricamente conectado, independientemente de la posición del interruptor,
un sistema operativo no se apagará a menos que haya menos de la presión normal (2350 psi)
en el sistema restante.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: ¿Cuáles son los tres servos primarios intercambiables, vistos de derecha a izquierda mientras
mira hacia adelante?
Pregunta: ¿Qué es lo que evita el entrelace eléctrico?
Pregunta: ¿Dónde está situado el interruptor del servo?
7. Paso/actividad de aprendizaje 7. Identificar la descripción, ubicación, función y características
generales de los componentes de hidráulico y de los controles de vuelo del rotor de cola.
239
a. Cuando se mueven los pedales, la entrada se transmite mediante palancas de control, palanca
acodada y eje de torsión a la plataforma hidráulica de control de vuelo, al accionador de afinación
de guiñada, accionador del reforzador de guiñada, accionador SAS de guiñada, a la unidad
mezcladora y de regreso a la cabina
b. La manija T del ajuste de pedales, situada a ambos lados del panel de instrumentos, permite a los
pilotos ajustar los pedales a una longitud de piernas cómoda.
c.
La entrada de guiñada está en el lado derecho de la plataforma hidráulica de control de vuelo en
la superior de la cabina. Desde la unidad mezcladora entra a la sección superior media de la
cabina, al cuadrante delantero, a cables, poleas, finalmente al cuadrante trasero del rotor de cola
y los servos del rotor de cola (normalmente sólo la primera etapa es presurizada).
240
d. Cuadrante delantero - El cuadrante delantero es el punto donde las entradas de guiñada se
transfiere a los cables del rotor de cola.
e. Cuadrante trasero
(1) El cuadrante trasero está montado en la caja de engranajes de la cola, transmite movimientos
de cable de rotor de cola a un husillo de control y al servo del rotor de cola.
(2) El cuadrante trasero del rotor de cola contiene micro interruptores para activar la precaución
TAIL ROTOR QUADRANT si falla un o ambos cables cable de rotor de cola.
(a) Resortes en cilindros del cuadrante trasero del rotor de cola - dos resortes en cilindros
están conectados al cuadrante.
241
(b) Si se rompe un cable de rotor de cola, la precaución TAIL ROTOR QUADRANT se
iluminará, y el servo del rotor de cola puede ser controlado con el cable restante
contrarrestado por un resorte en cilindro.
(c) Si los dos cables se rompen, se iluminará la precaución TAIL ROTOR QUADRANT sin
control del rotor de cola.
ADVERTENCIA:
f.
Si el helicóptero es apagado o la fuerza hidráulica es removida con una falla de un
cable de rotor de cola, desconexión del otro cable del rotor de cola se producirá
cuando la fuerza del servo reforzador no puede reaccionar contra la tensión del resorte
del cuadrante del cable de control. El resorte del cuadrante desplazará el cable y el
pistón del servo reforzador suficientemente para destrabar el cable del cuadrante.
Servo de cola
242
(1) Un servo de cola hidráulico de dos etapas (normalmente una etapa está presurizada a la vez)
está montado en la caja de engranajes de la cola.
(2) La primero etapa del servo de cola normalmente esta presurizada desde el sistema hidráulico
Nº 1 o, en caso de emergencia, puede ser presurizada por el sistema hidráulico de respaldo.
(a) Con el interruptor TAIL SERVO en la posición NORMAL, la primera etapa del servo de
cola se presuriza por el sistema hidráulico No. 1.
(b) Cuando el interruptor TAIL SERVO se mueve a la posición BACKUP, la segunda etapa
del servo de cola es presurizada por el sistema de respaldo y el aviso “#2 TAIL RTR
SERVO ON” se iluminará.
(3) Si fallan ambos cables de control del rotor de cola, un resorte centrador en el servo
posicionará el eslabón de entrada del servo de cola para proporcionar 10 1/2 grados de paso
del rotor de cola. Cualquier etapa del servo de rotor de cola tiene que estar presurizada.
(a) Este ajuste de 10 ½ grado permitirá vuelo nivelado a 25 KIAS y 145 KIAS (estas
velocidades dependerá del peso bruto, altitud de presión y arrastre de las aeronaves).
(b) A velocidades por debajo de 25 y por encima de 145 KIAS, la guiñada a la derecha puede
controlarse mediante la reducción de colectivo.
(c) A velocidades entre 25 y 145 KIAS, guiñada a la izquierda puede controlarse mediante el
aumento de colectivo.
(d) El piloto entonces realizará un aterrizaje corrido.
243
g. Los servos de cola mueven el eje de cambio de paso que se extiende a través de la caja de
engranajes de la cola a la viga de paso, entonces a los eslabones de cambio de paso, a las palas
del rotor de cola.
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: La primera etapa del servo de cola es normalmente presurizada por el sistema hidráulico Nº 1
o en caso de emergencia puede por a presión por el sistema hidráulico de ___.
Pregunta: Si fallan ambos cables de control del rotor de cola, un resorte centrador en el servo posicionará
el eslabón de entrada del servo del rotor de cola para proporcionar ___ grados de paso.
Pregunta: El servo de cola se mueve que el ___ cambiar el eje que se extiende a través de la caja de
engranajes de cola a ___ ___, eslabón de cambio de paso, a las paletas del rotor de cola.
8. Paso/actividad de aprendizaje 8. Identificar las precauciones/avisos dentro del sistema hidráulico.
244
a. #1 RSVR LOW - Nivel de aceite hidráulico ha descendido por debajo de aproximadamente el 60%
de su capacidad total.
b. #2 RSVR LOW - Nivel de aceite hidráulico ha descendido por debajo de aproximadamente el 60%
de su capacidad total.
c.
BACK-UP RSVR LOW - Nivel de aceite hidráulico ha descendido por debajo de aproximadamente
el 60% de su capacidad total.
d. Luces de pérdida de presión de sistema hidráulico Nº 1.
(1) #1 HYD PUMP - Presión de salida de la bomba hidráulica izquierda está por debajo de
mínimo.
(2) #1 TAIL RTR SERVO - Presión para la primera etapa del servo del rotor de cola está por
debajo del mínimo, o la válvula piloto del servo está atascada.
(3) #1 PRI SERVO PRESS - Presión a la primera etapa está cerrada, ha descendido por debajo
del mínimo o válvula piloto del servo está atascada.
e. Luces de pérdida de presión de sistema hidráulico Nº 2.
245
(1) #2 HYD PUMP - Presión de salida de la bomba hidráulica derecha está por debajo de
mínimo.
(2) #2 PRI SERVO PRESS - Presión de segunda etapa está cerrada o se ha reducido por debajo
del mínimo, o válvula piloto del servo está atascada.
(3) TRIM FAIL - Indica que actuadores de afinación de guiñada, balanceo o cabeceo no
responden con precisión a las señales de la computadora.
(4) FLT PATH STAB - Indica que el FPS está inoperante en uno o más ejes.
(5) SAS OFF- Presión hidráulica suministrada al actuador SAS está por debajo de mínimo.
(6) BOOST SERVO OFF - Indica la pérdida de presión hidráulica de segunda etapa para el servo
reforzador o un atascamiento del servo reforzador.
f.
Luces de pérdida de presión de los sistemas hidráulicos No. 1 and No. 2.
(1) #1 HYD PUMP - Presión de salida de la bomba hidráulica izquierda está por debajo de
mínimo.
(2) #2 HYD PUMP - Presión de salida de la bomba hidráulica izquierda está por debajo de
mínimo.
246
(3) #1 TAIL RTR SERVO - Presión para primera etapa del servo de rotor de cola está por debajo
del mínimo, o válvula piloto del servo está atascada.
(4) #2 TAIL RTR SERVO ON - Presión a la 2
encima del mínimo.
da
etapa del servo de rotor de la cola de está por
(5) TRIM FAIL (COMPUTADOR AFCC) - Indica que los actuadores de afinación de guiñada,
balanceo o cabeceo no responden con precisión a las señales de la computadora.
(6) FLT PATH STAB (COMPUTADOR AFCC) - Indica que el FPS está inoperante en uno o más
ejes.
g. Sistema de bomba de respaldo
(1) BACK-UP PUMP ON - Se está suministrando presión de la bomba de respaldo.
(2) APU ACCUM LOW - Baja presión en el acumulador de la APU.
(3) #2 TAIL RTR SERVO ON - Presión a la 2
encima de la mínima.
da
etapa del servo de rotor de la cola está por
Comprobación de aprendizaje
Pregunta: #1 RSVR LOW significa que el nivel de aceite hidráulico ha bajado por debajo sobre __ % de
su capacidad total.
Pregunta: ¿Qué indica el aviso FLT PATH STAB?
C. OBJETIVO DE APRENDIZAJE C
ACTIVIDAD:
Describir las operaciones normales y fallas del sistema hidráulico.
CONDICION:
En un aula, dado las referencias oportunas, notas de estudiante de los controles de vuelo
y de sistemas hidráulicos y cualquier ayuda de adiestramiento pertinente.
NORMAS:
Describir las operaciones normales y fallas del sistema hidráulico según el TM 1-1520237-10, capítulo V, sección VI.
1
Paso/actividad de aprendizaje 1. Identificar el diseño de operación independiente del sistema
247
hidráulico (bomba de redundancia, etapa de servo) y mal funcionamiento de los sistemas hidráulicos.
a. Diseño del sistema de redundancia
(1) Hay tres sistemas de alimentación de la presión hidráulica: Nº 1, Nº 2 y respaldo.
(2) Todos son totalmente independientes y cada uno es completamente capaz de proporcionar la presión de
control de vuelo esencial para redundancia del sistema máxima.
(3) Redundancia completa se logra por la bomba de respaldo proporcionando presión hidráulica
para sistemas Nº 1 o Nº 2 si una o ambas bombas fallan.
o
o
(4) Si el sistema hidráulico N 1 y N 2 pierden presión, habrá una leve restricción de la máxima
tasa de movimiento de los controles vuelo debido a que por sólo una bomba está
suministrando a las dos etapas con presión hidráulica.
b. Falla de la bomba hidráulica de nº 1
(1) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 1está por debajo de mínimo, aparecerá la
precaución #1 HYD PUMP.
248
(2) La lógica hidráulica hará que la bomba de respaldo se active.
a) La bomba de respaldo provee presión al servo si la bomba no. 1 pierde presión.
b) La presión de la bomba de respaldo reposiciona la
válvula de transferencia (TV) en el módulo de transferencia de
No.1, presurizando el sistema hidráulico No. 1.
(3) La precaución #1 TAIL RTR SERVO aparece en cualquier momento que la presión para la
primera etapa del servo de rotor de cola está por debajo del mínimo, o la válvula piloto del
servo está atascada.
a) Esto hará que la lógica hidráulica, característica del LDI, cierre la válvula de cierre de la
primera etapa del servo de rotor de cola.
b) La lógica hidráulica hará que se active la bomba de respaldo y abrirá la válvula de cierre
de la segundo etapa del servo de rotor de cola
249
(3) Aparecerán la precaución #1 TAIL RTR SERVO, los avisos #2 TAIL RTR SERVO ON, BACKUP PUMP ON y la precaución maestra.
(4) El sistema hidráulico de respaldo funciona automáticamente para presurizar el sistema
hidráulico No1, independientemente de la posición del interruptor BACKUP HYD PUMP.
c.
Falla de la bomba hidráulica de Nº 2
(1) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 2 está por debajo de mínimo, aparece la
precaución #2 HYD PUMP. Cuando aparezca la precaución #2 HYD PUMP, el módulo de
lógica enciende automáticamente la bomba de respaldo (BACK-UP PUMP ON).
(2) La lógica hidráulica hará que la bomba de respaldo se active.
a) La bomba de respaldo provee presión al servo si la bomba no. 2 pierde presión.
b) La presión de la bomba de respaldo reposiciona la válvula de transferencia (TV) en el
módulo de transferencia de No.2, presurizando el sistema hidráulico No. 2.
250
(3) Durante la transición de la bomba hidráulica Nº 2 a la bomba hidráulica de respaldo
presurizando el sistema Nº 2, el computador SAS/FPS detecta la pérdida/falla de presión de
reaccionar adecuadamente del afinador de cabeceo, iluminando las precauciones TRIM FAIL
y FLT PATH STAB y deshabilitando las entradas del eje de cabeceo de estabilización de
trayectoria de vuelo.
(4) Cuando aparece el aviso de BACK-UP ON desaparecerán las precauciones BOOST SERVO
OFF y SAS OFF.
251
(5) El presionar simultáneamente y luego soltar los interruptores POWER ON RESET en el panel
de control AFCS, restablecerá el computador SAS 2, Trim, FPS y permite alimentación
hidráulica al afinador de cabeceo.
d. Falla de las bombas hidráulicas Nº 1 y Nº 2
(1) Si ambos sistemas hidráulicos pierden presión, las precauciones #1 HYD PUMP, #2 HYD
PUMP, #1 PRI SERVO PRESS, #2 PRI SERVO PRESS, #1 TAIL RTR SERVO, SAS OFF,
BOOST SERVO OFF, TRIM y FPS aparecerán.
252
(2) Cuando el módulo de lógica hidráulica enciende automáticamente la bomba de respaldo
(BACK-UP PUMP ON) las precauciones #1 PRI SERVO PRESS, #2 PRI SERVO PRESS, #1
TAIL RTR SERVO, SAS OFF y BOOST SERVO OFF desaparecen.
(3) Las válvulas (transbordadora) de transferencia (T.V.) van y vienen permitiendo que la bomba
de respaldo suministre la presión hidráulica para ambos sistemas hidráulicos.
(4) Cuando dos sistemas hidráulicos pierden presión, habrá una restricción en la máxima tasa de
movimiento del control de vuelo debido a que sólo una bomba suministra con presión
hidráulica a los sistemas hidráulicos No 1 y No 2. El piloto debe restringir el movimiento de
los controles a tasas moderadas.
e. Falla del servo (etapa) primario
(1) Los sistemas de primera y segunda etapa de los servos primarios son controlados por el
interruptor del servo marcado SVO OFF 1ST STG y 2ND STG en los puños del bastón
colectivo del piloto y copiloto.
(2) Los servos primarios normalmente funcionan con el interruptor SVO OFF en la posición
(encendido) sin marcar en el centro. Esto presuriza ambas etapas.
253
(4) Para desactivar la primera etapa de los servos primarios, se coloca el interruptor SVO OFF
hacia arriba a la posición 1ST STG.
(5) Para desactivar la segunda etapa de los servos primarios, se coloca el interruptor SVO OFF
hacia arriba a la posición 2ND STG.
(6) Los sistemas están interconectados eléctricamente, independientemente de la posición del
interruptor, un sistema no se apaga a menos que haya por lo menos presión normal (2350
psi) en el otro sistema restante.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Cuáles son los tres sistemas de alimentación de presión hidráulica?
Pregunta: ¿Qué precaución aparece si se pierde la presión de la primera etapa de la bomba hidráulico
o
N .1?
2. Paso/actividad de aprendizaje 2. Identificar la lógica hidráulica y el diseño de la operación de LDI del
sistema hidráulico y el mal funcionamiento de los sistemas hidráulicos.
a. Vigilancia
254
(1) Los módulos de lógica controlan continuamente el funcionamiento de los sistemas hidráulicos
por entradas recibidas de interruptores de presión, nivel del líquido cambia en los módulos de
la bomba y entradas recibidas de interruptores de control en el sistema hidráulico.
(2) Las señales de salida de los módulos de lógica activan la bomba de respaldo, encienden`
precauciones/avisos y/o cierran uno o más válvulas de cierre.
(3) Todas las funciones de conmutación de los módulos de la lógica hidráulica son automáticas,
excepto cuando se realiza una acción por el piloto para aislar un servo primario, reclamar un
servo del rotor de cola o el reponer con potencia.
b. Limitaciones del sistema
(1) Si un sistema hidráulico se vuelve inoperante, la velocidad en vuelo está limitada a 170 KIAS.
(2) Cuando dos sistemas hidráulicos se vuelven inoperantes, la velocidad en vuelo está limitada
a 150 KIAS.
(3) Si dos sistemas hidráulicos se vuelven inoperantes durante el IMC, la velocidad en vuelo se
limita a 140 KIAS.
(4) Durante el vuelo, cuando aparece cualquier precaución PRI SERVO PRESS, los ángulos de
banco se limitan a 30°.
c.
Operación automática de la bomba de respaldo (funciones de la lógica hidráulica)
255
(1) La bomba de respaldo se encenderá automáticamente cuando la precaución #1 RSVR LOW,
#1 TAIL RTR SERVO, #1 HYD PUMP, #2 HYD PUMP o APU ACCUM LOW aparece.
(2) Un interruptor de peso sobre ruedas (WOW) en el tren de aterrizaje principal proporciona
funcionamiento automático de la bomba de respaldo cuando el helicóptero está en el aire,
independientemente de la posición del interruptor BACKUP HYD PUMP (piloto la dejó en
OFF).
256
d. Sistema de detección/aislamiento de fugas hidráulicas (característica LDI)
(1) La función de aislamiento/detección de fugas (LDI) protege el sistema hidráulico de control de
vuelo mediante la prevención de más pérdida de fluido hidráulico en caso de una fuga.
(2) El sistema LDI utiliza interruptores y sensores para vigilar el de nivel de aceite hidráulico y la
presión de la bomba.
(3) Cuando un interruptor nivel de fluido del reservorio del módulo de bomba indica una pérdida
de fluido, el módulo de lógica sigue una secuencia para aislar la fuga (aislando los
componentes del sistema que están más alejado de la bomba).
(4) El módulo de lógica opera, aísla, las válvulas de cierre requeridas para aislar la fuga y activa
la bomba de respaldo cuando sea necesario. LDI NO REALIZA NINGUNA OTRA
OPERACIÓN.
(5) Si, después de la secuencia de aislamiento la fuga continúa, la fuga es en la bomba
hidráulica, las líneas o en las desconexiones rápidas. La válvula de transferencia dentro del
módulo de transferencia aislará la fuga (bomba hidráulica líneas/ desconexión rápida).
(6) Si, después de la secuencia de aislamiento la fuga continúa, la fuga está en la etapa 1 o 2 de
los servos primarios y el interruptor SVO OFF pertinente debe moverse a la posición de
apagado por acción del piloto.
(7) Comprobaciones de recorrido diario requieren que se comprueben en funcionamiento del
sistema de prueba de fuga hidráulica durante el recorrido. Todos los componentes del
sistema LDI son comprobados eléctricamente.
(8)
Un contacto del interruptor WOW impide pruebas de fugas hidráulicas en vuelo.
(9) Si el HYD LEAK TEST es activado inadvertidamente en vuelo, la precaución de BACK-UP
RSVR baja aparecerá. Coloque el interruptor HYD LEAK TEST a RESET luego a NORM
para desaparezca la precaución.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: El sistema LDI usa ___ y ___ para vigilar el nivel de aceite hidráulico y la presión de la bomba
para los servos primarios y del rotor de cola, y los servos de asistencia al piloto.
Pregunta: Los sistemas son ___ entrecerrados mediante el interruptor de presión del sistema del servo
opuesto para evitar que ambos sistemas sean apagados al mismo tiempo.
3. Paso/actividad de aprendizaje 3. Identificar las operaciones de flujo normal y las fallas del sistema
hidráulico Nº 1.
257
o
a. Flujo de fluido del sistema hidráulico N . 1
(1) Bomba hidráulica Nº 1
(a) La bomba funciona con el rotor principal girando y suministra la presión hidráulica a los
componentes del sistema no. 1.
(b) Los componentes de sistema de bomba son:
1) Un módulo de la bomba integrada.
2) Un módulo de reservorio y el interruptor de bajo nivel.
3) Líneas hidráulicas y desconexión rápida
(2) Módulo/múltiple de transferencia No. 1
258
(a) Presión de salida de la bomba va al módulo de transferencia y múltiple.
(b) En el módulo de transferencia hay dos válvulas de cierre.
1)
La válvula de cierre primaria es para el interruptor SERVO OFF 1ST STG.
2)
cola.
La válvula de cierre secundaria es para la primera etapa del servo de rotor de
a) La válvula de cierre secundaria se activa mediante la función de LDI de los
módulos de lógica hidráulica durante las mal funciones.
b) La válvula de cierre secundaria también se puede activar usando el interruptor del
servo de rotor de cola (TAIL SERVO) por los pilotos.
(c) El interruptor de presión activa la precaución #1 HYD PUMP cuando la presión desciende
por debajo de mínimo (2000 psi), una señal es enviada también al módulo de lógica Nº 1.
(d) Una válvula (transbordadora) de transferencia (T.V.), dentro del módulo de transferencia,
permite sólo una bomba suministrar presión al sistema.
(1) Si ambas, la bomba hidráulica Nº 1 y la bomba de respaldo, están presurizadas, la T.V. y el
resorte sólo permitirán que el fluido de la bomba hidráulica Nº 1 a fluya a través del módulo de
transferencia.
(2) Cuando solo la bomba de respaldo está suministrando presión, esta empuja la T.V. y al
resorte, permitiendo que sólo el fluido de la bomba de respaldo fluya a través del módulo de
transferencia.
(3) Primera etapa del servo primario (adelante, atrás y lateral)
259
o
(a) La presión hidráulica de la bomba N . 1se mueve a la primera etapa de los servos
primarios de la bomba, al módulo/múltiple de transferencia, a los servos primaria.
(b) Todas las etapas de tres servos pueden ser cerradas simultáneamente en la cabina
moviendo el interruptor SERVO OFF en el bastón colectivo 1ST STG. Esto envía una
señal a la válvula de cierre primaria del módulo de transferencia, deteniendo el flujo de
fluidos a las tres primeras etapas de los servos primarios.
(c) Esto se llama aislar el 1ST STG del servo primario en caso de emergencia y sólo puede
ser realizado por un piloto.
(4) Primera etapa del servo de rotor de la cola.
(a) El fluido de la primera etapa del servo del rotor de cola es proporcionada por el módulo de
transferencia mediante las líneas en la plataforma hidráulica de controles de vuelo que se
encuentran enrutados dentro de las secciones de transición y el botalón de cola, hasta el
pilón vertical para el servo.
(b) La desconexión rápida, situada en el interior del botalón de cola en la sección del pilón
vertical del botalón de cola, se utiliza para cola plegable (facilidad de transporte aéreo).
260
Comprobación del aprendizaje.
Pregunta: Cuántas válvulas de cierre hay en el módulo de transferencia.
Pregunta: ¿El interruptor de presión en el módulo de transferencia activa la precaución #1 HYD PUMP
cuando la presión baja por debajo de qué psi?
Pregunta: ¿Cuáles son las posiciones de interruptor TAIL SERVO?
4. Paso/actividad de aprendizaje 4. Identificar el mal funcionamiento del flujo del fluido del sistema
hidráulico Nº 1, módulos de la lógica hidráulica Nº 1 y la función de aislamiento/detección de fugas
(LDI).
a. Sistema hidráulico Nº 1
(1) Hay 3 tipos de mal funcionamiento:
(a) Fugas – cualquier componente
(b) Mecánico - bombas
(c) Atascamientos - servos
(2) Fugas - En el sistema hidráulico No. 1, hay tres pasos para la secuencia de
aislamiento/detección de fugas (LDI) del módulo de lógica hidráulica.
(a) Paso 1 - Fugas en el sistema hidráulico Nº 1 siempre iniciarán con #1 RSVR LOW (60%
restante del fluido en la bomba).
261
o
1) El módulo de lógica hidráulica N . 1 (función del LDI) aísla la primera etapa del servo
del rotor de cola en la válvula de cierre secundaria en el módulo de transferencia Nº
1.
2) El módulo de lógica hidráulica llama a la bomba de respaldo
3) La primera etapa del servo del rotor de cola es el lugar más probable para que la fuga
empiece ya que es el componente más lejos en el sistema hidráulico No. 1.
(b) Cuando el servo del rotor de cola es aislado por la LDI, las siguientes luces del sistema se
encenderán:
1) #1 RSVR LOW
2) #1 TAIL RTR SERVO
3) BACK-UP PUMP ON
4) #2 TAIL RTR SERVO ON
(c) Si estas son las luces finales iluminadas, entonces la fuga fue en la primera etapa del
servo del rotor de la cola.
(d) Paso 1 es completamente automático; el piloto no puede afectar lo que está haciendo el
sistema.
(e) Si la fuga no es en el rotor de cola muévase al paso 2.
(f) Paso 2 - la indicación de que la fuga no fue en el servo del rotor de cola es cuando se
ilumina la luz #1 HYD PUMP.
262
1) La luz “#1 HYD PUMP” se ilumina cuando la presión baja por debajo de la psi normal
debido a la pérdida de presión del fluido hidráulico.
2) Cuando esto sucede, la bomba de respaldo (que ya está encendida) empujará el
resorte y la válvula de transferencia (T.V.), aislando la bomba hidráulica Nº 1 y la
cañería hidráulica que proviene de la bomba hidráulica hacia el módulo de
transferencia
3) En este momento, el módulo de lógica hidráulica devolverá la primera etapa de servo
del rotor de la cola y cerrará la segunda etapa del servo del rotor de la cola ya que la
fuga no fue en la primera etapa del servo del rotor de la cola.
4) Las luces finales iluminadas, si la fuga se encontraba en el depósito de la bomba
hidráulica no. 1, serán:
a) #1 RSVR LOW
b) #1 HYD PUMP
c) BACK-UP PUMP ON
5) Paso 2 es totalmente automático; el piloto no puede afectar lo que está haciendo el
sistema.
6) Si la fuga no está en el depósito de la bomba hidráulica de n º 1 muévase al paso 3.
(g) Paso 3 - la indicación de que la fuga no fue en el reservorio de la bomba hidráulica Nº 1
es la iluminación de la luz BACK-UP RSVR LOW.
263
1) Esta es la indicación de que la fuga está en la primera etapa de los servos primarios
(adelante, atrás o laterales).
2) El piloto debe aislar la primera etapa de los servos primarios moviendo el interruptor
SVO OFF en el bastón colectivo a 1ST STG o se escapará el fluido hidráulico de la
bomba de respaldo.
3) Cuando el piloto mueve el interruptor SERVO OFF a 1ST STG, se cierra la válvula de
cierre primaria del servo primario, cerrando la presión hidráulica a todas las tres
primeras etapa de los servos primarios (adelante, atrás y lateral).
4) Cuando esto ocurre, el #1 PRI SERVO PRESS se iluminará debido a una pérdida de
presión.
5) Si el piloto realiza acción de piloto correcta (oportunamente), las luces finales
iluminadas serán:
a) #1 RSVR LOW
b) #1 HYD PUMP
264
c) BACK-UP RSVR LOW
d) #1 PRI SERVO PRESS
e) BACK-UP PUMP ON
6) Si el piloto espera demasiado tiempo y permite que se vacíe el fluido hidráulico de la
bomba de respaldo, conocido como el piloto no realizó acción de piloto correcta (tomó
demasiado tiempo), las luces finales iluminadas serán:
a) #1 RSVR LOW
b) #1 HYD PUMP
c) BACK-UP RSVR LOW
d) #1 PRI SERVO PRESS
e) #1 TAIL RTR SERVO
(3) Fallas mecánicos en las bombas hidráulicas.
(a) Una bomba hidráulica puede fallar debido una multitud de razones. Por ejemplo, una
cizalla de eje de la bomba y la bomba no puede presurizar el fluido.
(b) Si ocurre una mal función mecánica, el piloto no tiene ninguna entrada en la acción que a
tomar sistema para aislar la bomba hidráulica Nº 1.
o
(c) Cuando falla la bomba hidráulica N . 1, y la presión que sale de la bomba disminuye por
debajo del psi normal, se encenderá la luz #1 HYD PUMP.
(d) El módulo de lógica hidráulica mandará a la bomba de respaldo a encenderse.
(e) Porque la bomba hidráulica No. 1 perdió la presión, los componentes presurizados por la
bomba perderán la presión.
(f) Cuando esto sucede, se activa la bomba de respaldo y el aviso BACK-UP PUMP ON se
iluminará debido a la característica del módulo de lógica hidráulica y presurizará el
265
módulo de transferencia Nº 1.
(g) Luces #1 PRI SERVO PRESS y #1 TAIL RTR SERVO se iluminarán y luego se
extinguirán según la presión fluctúa el cambio de bombas.
(h) Como la válvula de transferencia es accionada por la presión de la bomba de respaldo
para aislar la fuga, se apaga la luz #1 PRI SERVO PRESS.
(i) Las luces finales antes de la acción piloto serán:
1) #1 HYD PUMP
2) #1 TAIL RTR SERVO
3) BACK-UP PUMP ON
4) #2 TAIL RTR SERVO ON
(j) Las luces finales después de la acción piloto (después de la PE) deberán ser:
1) #1 HYD PUMP
266
2) BACK-UP PUMP ON
(4) Atascamientos son mal funciones que ocurren dentro de servos, conocidos a veces como
atascamiento de la válvula piloto.
(a) El atascamiento ocurre por múltiples razones; el piloto sólo deber preocuparse con la
manera de eliminar el atasco del sistema.
(b) Un atascamiento en cualquiera de las tres primeras etapa de los servos primarios
(adelante, atrás o lateral) debe despresurizar la etapa servo atascado.
(c) Cuando el interruptor de presión en el servo atascado detecta la presión baja, el #1 PRI
SERVO PRESS se iluminará.
1) Esta luz le indica al piloto que hay un problema dentro de las primeras etapas de los
servos primarios y que debe iniciar el PE moviendo el interruptor SERVO OFF
afectado a 1ST STG.
2) La luz final para un atascamiento del servo primario es #1 PRI SERVO PRESS.
267
(d) Un atascamiento en la primera etapa del servo del rotor de la cola será indicado mediante
la iluminación de la luz de precaución #1 TAIL RTR SERVO, seguido por las luces de
aviso BACK-UP PUMP ON y #2 TAIL RTR SERVO ON.
1) El módulo de lógica hidráulica enciende la bomba de respaldo y la segunda etapa del
servo de rotor de cola, para que siempre haya una etapa de servo rotor de cola
presurizada, iluminando las luces de aviso (.5 segundos en la presión T/R).
2) También, cuando el interruptor de presión en la primera etapa del servo del rotor de
cola detecta baja o no presión, la lógica hidráulica ilumina la luz de precaución.
268
3) Se encenderán las siguientes luces:
a) #1 TAIL RTR SERVO
b) BACK-UP PUMP ON
c) #2 TAIL RTR SERVO ON
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: Hay 3 tipos de mal funcionamiento que activan luces en la cabina, estos son ___, ___ y ____.
Pregunta: Hay ___ pasos de secuencia de aislamiento/detección de fugas (LDI) al módulo de lógica
hidráulica en el sistema hidráulico No. 1.
Pregunta: La indicación de que la fuga no fue en el servo del rotor de cola es cuando se enciende la luz
de ___.
5. Paso/actividad de aprendizaje 5. Identificar las operaciones de flujo normal y las mal funciones del
sistema hidráulico Nº 2.
a. Flujo de fluido del sistema hidráulico Nº 2
269
o
(1) Bomba hidráulica N . 2
(a) La bomba funciona con el rotor girando y suministra la presión hidráulica a los
componentes del sistema Nº 2.
(b) Los componentes de sistema de bomba son:
1) Un módulo de la bomba integrada.
2) Un módulo de reservorio y un interruptor de bajo nivel.
3) líneas hidráulicas y desconexiones rápidas.
o
(2) Módulo/múltiple de transferencia N . 2.
(a) Presión de salida de la bomba va al módulo de transferencia y el múltiple.
(b) En los módulos de transferencia hay dos válvulas de cierre.
1)
La válvula de cierre primaria es para el interruptor 2ND STG SERVO OFF.
270
2) La válvula de cierre secundaria es para los servos de asistencia al piloto.
a) La válvula de cierre secundaria se activa mediante la función de LDI de módulos
de lógica hidráulica durante las fallas.
b) El piloto no tiene manera de cerrar todo el sistema, sólo los componentes
individuales.
c) El interruptor de presión en el módulo de transferencia activa la precaución #2
HYD PUMP cuando la presión desciende por debajo del mínimo (2000 psi), una
señal es enviada también al módulo de lógica Nº 2.
d) Una válvula (transbordadora) de transferencia (T.V.), dentro del módulo de
transferencia, permite a sólo una bomba suministrar presión al sistema.
3) Si la bomba no. 2 y la bomba de reserva están presurizadas, la T.V. y el resorte sólo
o
permitirán que el fluido de la bomba hidráulica de N .2 fluya a través del módulo de
transferencia.
4) Cuando solamente la bomba de respaldo está suministrando presión esta empuja la
T.V. y el resorte, permitiendo que sólo el fluido de la bomba de respaldo fluya a través
del módulo de transferencia.
5)
Montado en el módulo de transferencia esta un interruptor de presión, que ilumina la luz de
precaución #2 HYD PUMP, cuando el interruptor detecta baja psi en el sistema.
(3)
Segunda etapa (adelante, atrás y lateral) de los servos primarios.
o
(a) Presión del sistema hidráulico N 2 se mueve a la segunda etapa de los servos primarios
desde la bomba, al módulo/múltiple de transferencia, a los servos primario.
(b) Todas las etapas de tres servo pueden ser simultáneamente apagadas en la cabina
moviendo el interruptor SERVO OFF en bastón colectivo a la posición 2ND STG. Esto
envía una señal a la válvula de cierre primaria del módulo de transferencia, deteniendo el
271
flujo de fluido a las tres segundas etapas en los servos primarios.
(c)
Esto se llama aislar el 2ND STG del servo primario en caso de emergencia y sólo puede ser
realizado por un piloto.
(4) Válvula de cierre de la asistencia al piloto.
(a) La válvula de cierre secundaria de módulo de transferencia Nº 2 cierra todo el flujo de
fluido provisto por el módulo de transferencia al módulo de asistencia al piloto y luego a
los servos.
(b) Los pilotos no tienen control sobre esta válvula de cierre.
(5) Módulo de asistencia piloto - el módulo de asistencia piloto distribuye fluido a diferentes
actuadores mediante de 3 válvulas de cierre ubicadas en el componente.
(a) Las válvulas de cierre pueden ser controladas por el piloto utilizando los interruptores
ubicados en el panel de control AFCS.
272
(b) Las siglas de las válvulas de cierre 3 se enumera a continuación:
1) Three
Stupid
Boxes
2) Trim
SAS
Boost
(c) El módulo de asistencia al piloto también cuenta con un reductor de presión con una
válvula de alivio para el accionador de afinación de cabeceo, que reduce la presión del
normal sistema de 3000 psi a 1000 psi.
1) El botón del indicador de la válvula alivio del reductor de presión se extiende cuando
la presión supera los límites de funcionamiento normales.
2) Cuando el indicador está extendido, el fluido hidráulico se está desviando del servo
de afinación de cabeceo.
3) El módulo de asistencia piloto también contiene el interruptor de presión SAS que
ilumina la luz de precaución SAS OFF cuando la presión está por debajo de los
límites normales.
Comprobación del aprendizaje:
Pregunta: En el módulo de transferencia hay ___ válvulas de cierre.
Pregunta: El módulo de asistencia al piloto también cuenta con un reductor de presión con una válvula de
alivio para el accionador de afinación de cabeceo que reduce la presión normal del sistema de
3000 psi a ___ psi.
Pregunta:
6
La válvula de transferencia está cargada por resorte a ___. o la posición normal
Paso/actividad de aprendizaje 6. Identificar el mal funcionamiento del flujo del fluido del sistema
hidráulico Nº 2, módulos de la lógica de hidráulica Nº 2 y la función de aislamiento y detección de
fugas (LDI).
a. Sistema hidráulico Nº 2.
(1) Hay 3 tipos de mal funcionamiento:
(a) Fugas - cualquier componente
(b) Mecánico - bombas
273
(c) Atascamientos - servos
(2) Fugas - Hay tres pasos para la secuencia de aislamiento y detección de fugas (LDI) por el
módulo de lógica hidráulica en el sistema hidráulico Nº 2.
(a) Paso 1 - Fugas en el sistema hidráulico No.2 comenzarán siempre con la luz de
precaución #2 RSVR LOW (60% del fluido restante en la bomba).
1) El módulo de lógica hidráulica Nº 2 (función LDI) aísla la válvula de cierre secundaria,
el módulo de asistencia al piloto y los accionadores SAS.
2) Los accionadores de afinación de cabeceo y los servos reforzadores de colectivo,
cabeceo, guiñada son despresurizados.
3) Cuando LDI aísla el módulo de asistencia al piloto las siguientes luces serán
iluminadas:
a) #2 RSVR LOW - (cantidad inferior al 60%)
b) BOOST SERVO OFF - (luz de presión)
c) SAS OFF - (luz de presión)
d) TRIM FAIL - (luz del computador)
e) FLT PATH STAB - (luz del computador)
4) Si estas son las luces finales iluminadas, la fuga estaba en el área de asistencia de
los pilotos.
5) Paso 1 es completamente automático; el piloto no puede afectar lo que está haciendo
el sistema.
6) Si la fuga no fue en la asistencia de pilotos se moverá al paso 2.
(b) Paso 2 - la indicación de que la fuga no fue en el área de asistencia de pilotos es cuando
es la iluminación de la luz #2 HYD PUMP.
274
1) La luz #2 HYD PUMP se ilumina cuando la presión desciende por debajo de la psi
normal debido a la pérdida de presión del fluido hidráulico.
2) Cuando esto sucede, la lógica hidráulica activa la bomba de reserva, la presión de la
bomba de reserva empuja el resorte y la válvula de transferencia (T.V.), aislando la
bomba hidráulica Nº 2 y la plomería desde la bomba hidráulica al módulo de
transferencia.
3) En este punto, la lógica hidráulica automáticamente devolverá la presión a los
componentes de la asistencia a los pilotos abriendo la válvula de cierre secundaria
para el área de asistencia de pilotos en el módulo de transferencia, las luces SAS
OFF y BOOST SERVO OFF se apagarán.
4) El FLT PATH STAB (luz de la computadora) permanecerá encendido hasta que el
piloto realice un reponer con potencia en el panel de control AFCS.
5) Las luces finales iluminadas, si la fuga fue en la bomba hidráulica no.2 antes que el
piloto tome acción serán:
a) #2 RSVR LOW
b) #2 HYD PUMP
c) TRIM FAIL
d) FLT PATH STAB
e) BACK-UP PUMP ON
275
6) Las luces finales iluminadas si la fuga fue en la bomba hidráulica Nº 2 después de la
acción piloto serán:
a) #2 RSVR LOW
b) #2 HYD PUMP
c) BACK-UP PUMP ON
7) Paso 2 es totalmente automático; el piloto no puede afectar lo que está haciendo el
sistema.
8) Si la fuga no fue en la bomba hidráulica no.2 se moverá al paso 3.
(c) Paso 3 - la indicación de que la fuga no fue en la bomba hidráulica Nº 2 es la iluminación
de la luz de BACK-UP RSVR LOW.
1) Esta es la indicación de que la fuga está en la segunda etapa de los servos primarios
(adelante, atrás o laterales).
2) El piloto debe aislar la segunda etapa de los servos primarios moviendo el interruptor
276
SERVO OFF en el bastón colectivo a 2ND STG o el fluido hidráulico se escapará de
la bomba de respaldo.
3) Cuando el piloto mueve el interruptor SERVO OFF a 2ND STG, se cierra la válvula
primaria de cierre del servo primario, cerrando la presión hidráulica a todas las tres
segunda etapas de los servos primarios (adelante, atrás y lateral).
4) Cuando esto sucede, la #2 PRI SERVO PRESS se iluminará debido a la pérdida de
presión.
5) Si el piloto realiza correcta acción piloto (oportuna), las luces finales iluminadas serán:
a) #2 RSVR LOW
b) #2 HYD PUMP
c) #2 PRI SERVO PRESS
d) BACK-UP RSVR LOW
e) BACK-UP PUMP ON
6) Si el piloto espera demasiado tiempo y permite que la bomba de reserva se quede sin
fluido hidráulico, esto se conoce como que el piloto no realizó la acción del piloto
correcta (se tardó demasiado), las luces finales iluminadas serán:
a) #2 RSVR LOW
b) #2 HYD PUMP
c) BOOST SERVO OFF
d) SAS OFF
e) FLT PATH STAB
f)
BACK-UP RSVR LOW
277
g) #2 PRI SERVO PRESS
(5) Fallas mecánicas en las bombas hidráulicas.
(a) Una bomba hidráulica puede fallar por una multitud de razones. Por ejemplo, un de eje
de la bomba se cizalla y la bomba no puede presurizar fluido.
(b) Si ocurre un desperfecto mecánico, el piloto no tiene ninguna entrada en lo que el sistema
va a aislar en la bomba hidráulica Nº 2.
(c) Cuando falla la bomba hidráulica del Nº 2, y la presión que sale de la bomba disminuye
por debajo de la psi normal, la luz #2 HYD PUMP se encenderá.
(d) El módulo lógico hidráulico comandará a la bomba de reserva a encenderse.
(e) Debido a que la bomba hidráulica No. 2 pierde presión de, los componentes presurizados
por esa bomba perderán la presión.
(f) Cuando esto sucede, la BACK-UP PUMP ON, #2 PRI SERVO PRESS y BOOST SERVO
OFF, SAS OFF, FLT PATH STAB y TRIM FAIL se iluminarán.
278
(g) De manera que la válvula de transferencia se mueve por la presión de la bomba de
respaldo para aislar la fuga, la luz #2 PRI SERVO PRESS se apaga.
(h) Las luces #2 PRI SERVO PRESS, BOOST SERVO OFF y SAS OFF se apagarán, una
vez sean presurizadas por la bomba de respaldo.
(i) Las luces finales antes de la acción piloto serán:
1) #2 HYD PUMP
2) TRIM FAIL
3) FLT PATH STAB
4) BACK-UP PUMP ON
(j) Las luces finales después de la acción piloto (después EP) deben ser:
1) #2 HYD PUMP
2) BACK-UP PUMP ON
279
(6) Atascamientos son fallas que ocurren dentro de los servos, conocidas a veces como
atascamientos de la válvula piloto.
(a) Los atascamientos ocurren por múltiples razones; el piloto sólo debe preocuparse con la
forma de eliminar el atascamiento del sistema.
(b) Un atascamiento en cualquiera de las tres segunda etapas de los servos primarios
(adelante, atrás o laterales) debe despresurizar la etapa servo atascado.
(c) Cuando el interruptor de presión en el servo atascado detecta la presión baja, la luz #2
PRI SERVO PRESS se iluminará.
1) Esta luz le indica al piloto que hay un problema dentro de las segundas etapas de
servos primarios y que inicie el PE apagando el interruptor SERVO OFF afectado a
2ND STG.
2) La luz final para un atascamiento de un servo primario es #2 PRI SERVO PRESS.
(d) Un atascamiento de la válvula piloto en un servo reforzador se indica por la aparición de
la precaución BOOST SERVO OFF sin la aparición de ninguna otra precaución.
280
1)
Esto es una indicación de un atascamiento en cualquier servo reforzador de
colectivo o de guiñada.
2)
Las fuerzas de control en el eje afectado será similar al vuelo con el servo
reforzador apagado.
3) El piloto debe aplicar fuerza adicional para controlar la aeronave y apagar el
interruptor BOOST en el panel de control AFCS.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Cuál es la luz final que se iluminar para un atascamiento de un servo primario?
Pregunta: El FLT PATH STAB (luz de la computadora) permanecerá encendido hasta que el piloto haga
un ___.
7. Paso/actividad de aprendizaje 7. Identificar las operaciones de flujo normal y el mal funcionamiento
del sistema hidráulico de respaldo
281
a. Flujo de fluidos de sistema de bomba de respaldo
(1) Bomba de respaldo
(a) La bomba de respaldo suministra presión hidráulica para respaldar a los componentes del
sistema.
(b) Los componentes de sistema de bomba de respaldo son:
1) Un módulo integrado de la bomba (la bomba intercambiable como las bombas
hidráulicas Nº 1 y Nº 2).
2) Un módulo de reservorio y un interruptor de bajo nivel.
3) Líneas hidráulicas y desconexiones rápidas
(c) La bomba se activa por un motor eléctrico de CA, 115 voltios/120 voltios, 3 fases, 12 3/4caballos de fuerza,
282
1) El motor eléctrico de la bomba de respaldo es alimentado por el generador principal
no. 1, el generador principal no.2, el generador APU o una planta de potencia externa
2) El sistema tiene incorporado un interruptor de protección térmica que limita el
funcionamiento del motor en tierra a una temperatura de hasta 165 ˚ ± 5 grados
centígrados.
3) Protección térmica está deshabilitada en vuelo por el interruptor WOW. Esto le
permite al motor accionar la bomba de respaldo para que esta proporcione la presión
hidráulica para controlar la aeronave en caso de emergencia.
(2) Válvula de despresurización.
.
(a) La válvula de despresurización existe en los módulos de las tres bombas pero solamente
es utilizada en el módulo de la bomba de respaldo.
(b) Esto es debido a que la bomba de respaldo es impulsada por un motor eléctrico de
corriente alterna.
(c) Cuando la bomba de respaldo comienza a activarse, mientras el motor está usando
283
corriente alterna proporcionada por la potencia externa / generador de la APU, el módulo
de la bomba se despresuriza a 700 psi durante 3-5 segundos (4±1 segundos) para reducir
las cargas del arranque.
(d) Esto evita que los limitadores de corriente en el sistema eléctrico se sobrecarguen.
(e) Cuando el motor de la bomba de respaldo es alimentado por los generadores principales,
el módulo de la bomba se despresuriza a 700 psi por .5 segundos para evitar que los
limitadores de corriente en el sistema eléctrico se sobrecarguen.
(3) La bomba de reserva suministra presión hidráulica a:
(a) Módulo de utilidad
(b) Acumulador de la APU
(4) Flujo de fluidos en el módulo de utilidad
(a) El módulo de utilidad dirige el flujo de presión hidráulica de la bomba de respaldo al
284
módulo de transferencia Nº 1 o Nº 2, la válvula de cierre de la segunda etapa del servo de
rotor de la cola y el acumulador APU.
(b) Esta montado en la plataforma hidráulica de los controles de vuelo en la sección media de
la cabina superior al lado izquierdo al lado de la bomba de respaldo.
(c) Componentes del módulo de utilidad
1) Un fusible de velocidad dentro del módulo de utilidad, mecánicamente cierra el flujo
de fluido hidráulico al acumulador si el caudal excede 1.5 gpm.
a) Caudal normal es 1.0 gpm, una subida de.5 gpm cierra el fusible de velocidad
deteniendo la pérdida excesiva de fluido hidráulico.
b) Esto sólo es posible siempre y cuando la bomba de reserva se mantenga
encendida.
c) Si la bomba de reserva se apaga o es apagada, el fusible de velocidad
mecánicamente/ automáticamente se restablecerá, permitiendo que el fluido del
reservorio de la bomba de respaldo se escape.
285
2) El interruptor de presión hidráulica en el módulo de utilidad enciende la luz de aviso
BACK-UP PUMP ON cuando la presión hidráulica está dentro de los límites normales
de presión.
(5) Válvula de cierre de la segunda etapa del servo del rotor de la cola.
(a) La segunda etapa del servo del rotor de la cola recibe la presión hidráulica del sistema
hidráulico de respaldo, a través de válvula de cierre de la segunda etapa del servo del
rotor de la cola.
(b) Válvula de cierre de la segunda etapa del servo del rotor de la cola
1) Esta válvula se encuentra a la derecha trasera de la plataforma hidráulica de
controles vuelo en la sección superior de la cabina, justo detrás del módulo accesorio
del lado derecho.
2) La válvula es controlada por el interruptor TAIL SERVO en el panel de interruptores
misceláneos, o por la lógica hidráulica.
3) Con el interruptor TAIL SERVO en la posición NORMAL, la válvula de cierre de la
286
segunda etapa del rotor de la cola se energiza cerrada, deteniendo el fluido hidráulico
para la segunda etapa del servo del rotor de cola.
4) Cuando el interruptor TAIL SERVO se mueve a la posición BACKUP, la válvula de
cierre es desenergizada a abierta, permitiendo que el fluido hidráulico para el servo
del rotor de cola de etapa segundo.
5) El piloto puede cerrar la segunda etapa para volver a la primera etapa colocando el
interruptor TAIL SERVO a NORMAL, a BACKUP, luego a NORMAL.
(6) El acumulador de la APU provee una carga de fluido hidráulica para el arrancador de la APU.
(a) Fluido hidráulico, en el acumulador se utiliza para comprimir una carga de nitrógeno.
(b) El acumulador, situado por arriba de la celda de combustible entre los compartimientos
traseros del techo, contiene una carga de fluido hidráulico y una carga de nitrógeno que
ilumina la luz APU ACCUM LOW.
(c) Componentes del acumulador
1) Bomba manual de la AP
a) La bomba manual, situada en el techo de la cabina trasera se utiliza
manualmente recargar el acumulador.
287
b) Un mango de bomba se guarda en la cabina trasera, apertura de puerta de carga
trasera izquierda.
2) Interruptor de presión del acumulador - el interruptor de presión envía una señal,
iluminando la luz APU ACCUM LOW, cuando la presión de carga de nitrógeno del
acumulador cae por debajo de la presión normal de 2600 psi.
(d) Manómetro de acumulador - muestra la presión de la carga de nitrógeno dentro del
acumulador APU.
1) La gama de presión aceptable, antes de iniciar el APU, es por lo menos 2800 psi o
superior.
2) La carga de nitrógeno de acumulador es atendida en el calibrador de presión a través
del nitrógeno reparar válvula que debe estar tapada (tapa amarilla).
3) Cuando no hay ninguna carga hidráulica, este medidor lee la carga de nitrógeno
(approx.1450 psi) en el manómetro del acumulador.
288
(e) La bomba de respaldo se encenderá automáticamente, independientemente de la
posición del interruptor de la bomba de reserva, si está en vuelo o en tierra.
(f) Acumulador del APU
1) La válvula de arranque se abre para permitir que el fluido gire el arrancador de la
APU con fluido hidráulico a presión.
2) El interruptor de presión activa la luz de aviso APU ACCUM LOW y hace que la luz
BACK-UP PUMP ON se encienda.
(g) Válvula de arranque de la APU.
1) Cuando el interruptor se coloca a APU, energía se envía a la manija - T de la APU
(debe estar en la posición superior), al ESU y finalmente a la válvula de arranque de
la APU que libera la carga de presión hidráulica del acumulador al motor de arranque
hidráulico de la APU.
2) En la válvula de arranque de la APU está la palanca de sobrepaso o palanca de
arranque manual, que se usa para liberar en caso de emergencia manualmente la
carga en caso de falla del arranque normal.
c.
Operación del sistema de respaldo
289
(1) El sistema hidráulico de respaldo suministra presión hidráulica durante emergencias o
chequeos operacionales en tierra.
(a) Suministra presión hidráulica para el sistema hidráulico Nº 1 y/o Nº 2 en caso de una
pérdida de presión/fluido hidráulico.
(b) La bomba de respaldo presuriza la etapa Nº 2 del servo del rotor de cola si ocurre una
pérdida de presión hidráulica en la primera etapa del rotor de cola, o cuando se coloca el
interruptor TAIL SERVO en BACKUP.
(c) La bomba de respaldo recarga el acumulador de la APU en cualquier momento que la psi
del acumulador está por debajo de la normal.
(d) La bomba de respaldo empuja el fusible de velocidad a cerrado cuando se encuentra una
fuga de fluido hidráulico en el acumulador.
(2) Operación de la bomba respaldo.
(a) En tierra la bomba de respaldo operará cuando:
1) El motor de la bomba de reserva no está recalentado (función de bloqueo térmico del
motor).
2) El interruptor APU CONTR es movido a la posición ON.
3) La luz APU ACCUM LOW está iluminada.
(b) Operación de la bomba de respaldo en vuelo:
1) El interruptor APU CONTR es movido a la posición ON.
2) El interruptor de la viga arrastre (interruptor WOW) habilitará la posición auto cuando
las ruedas del avión están libre de la tierra, no importa la posición del interruptor.
3) El bloqueo térmico del motor de la bomba de respaldo es desactivado.
4) La activación del módulo de lógica BACK-UP PUMP es debido a la aparición de #1
RSVR LOW, #1 HYD PUMP, #1 TAIL RTR SERVO, #2 HYD PUMP o APU ACCUM
LOW.
290
(3) Interruptores asociados con la operación automática de la bomba de respaldo:
(a) Los cinco Interruptores de presión vigilados por el módulo de lógica hidráulica y las
funciones LDI que causan que la luz BACK-UP PUMP ON se ilumine en vuelo son:
1) #1 RSVR LOW - (interruptor de bajo nivel a 60%)
2) #1 HYD PUMP - (presión hidráulica por debajo de lo normal)
3) #1 TAIL RTR SERVO - (presión hidráulica por debajo de lo normal)
4) #2 HYD PUMP - (presión hidráulica por debajo de lo normal)
5) APU ACCUM LOW - (presión hidráulica por debajo de lo normal)
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
________.
La bomba de respaldo suministra presión hidráulica a ________ y después a la
Pregunta:
¿Qué se monta en el lado izquierdo de la plataforma hidráulica de control de vuelo en la
sección media de la cabina superior al lado de la bomba de reserva?
D. OBJETIVO DE APRENDIZAJE D
ACTIVIDAD:
Describir los procedimientos de emergencia de los sistemas de controles de vuelo e
hidráulicos.
CONDICION:
En un aula, dada las referencias pertinentes, las notas de estudiante de sistemas
hidráulicos y cualquier ayuda al adiestramiento adecuada.
NORMAS:
Describir los procedimientos de emergencia de los sistemas de controles de vuelo e
hidráulicos según el TM 1-1520-237-10, capitulo 9, sección 1.
1. Paso/actividad de aprendizaje 1. Identificar los procedimientos de emergencia relacionados con el
sistema hidráulico.
291
a. Procedimiento de emergencias
(1) Fallas del sistema hidráulico Nº 1
(a) 9.27.1
1) Aparece la precaución #1 HYD PUMP.
a) Si la salida de la presión de la bomba hidráulica Nº 1 está por debajo de mínimo,
aparece la precaución #1 HYD PUMP. Cuando aparezca la precaución #1 HYD
PUMP, el módulo de lógica activa automáticamente la bomba de respaldo
(BACK-UP PUMP ON).
b) La lógica hidráulica hará que la bomba de respaldo funcione.
1
o
La bomba de respaldo suministra presión al servo si la bomba N . 1 pierde
presión.
2
La presión de la bomba de respaldo reposiciona la válvula de transferencia (TV) en el módulo de
o
o
transferencia N .1, presurizando el sistema hidráulico N . 1.
c) La precaución #1 TAIL RTR SERVO aparece en cualquier momento que la
presión para la primera etapa del servo del rotor de cola está por debajo del
292
mínimo, o válvula piloto del servo está atascada.
1
Esto hará hidráulica lógica, función del LDI, cierre válvula de cierre de la
primera etapa del servo de rotor de cola.
2
La lógica hidráulica hará que la bomba de respaldo funcione y abre la válvula
de cierre de la segunda etapa del servo de rotor de cola
d) Aparecerán las luces de precauciones y de avisos #1 TAIL RTR SERVO, #2 TAIL
RTR SERVO ON, BACK-UP PUMP ON y se encenderá la precaución/aviso
maestre (Máster).
e) El sistema hidráulico de respaldo funciona automáticamente para presurizar el
o
sistema hidráulico N . 1, independientemente de la posición del interruptor
BACKUP HYD PUMP.
1. Interruptor TAIL SERVO - BACKUP; luego NORMAL.
2. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(b) 9.27.4 (aparece la luz de aviso BACK-UP PUMP ON)
1) Aparece la luz de precaución #1 o #2 HYD PUMP y la luz de aviso BACK-UP PUMP
ON no aparece.
a) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 1 está por debajo de mínimo,
aparece la precaución #1 HYD PUMP.
b) La lógica hidráulica debe causar que la bomba de respaldo se active.
c) Si no ocurre cambio automático, el piloto debe activar manualmente la bomba.
1
Una vez que se active la bomba de respaldo, esta suministra la presión al
servo si la bomba Nº 1 pierde presión.
2
La presión de la bomba de respaldo reposiciona la válvula de transferencia (TV) en el módulo de
o
o
transferencia N .1, presurizando el sistema hidráulico N . 1.
c) La precaución #1 TAIL RTR SERVO aparece en cualquier momento que la
293
presión de la primera etapa del servo del rotor de cola está por debajo de mínimo.
d) Esto causará que la lógica hidráulica, función del LDI cierre válvula de cierre de la
primera etapa del servo del rotor de cola y abra la válvula de cierre de la segunda
etapa del servo del rotor de la cola.
e) Aparecerán las luces de precaución/aviso #1 TAIL RTR SERVO, #2 TAIL RTR
SERVO ON y BACKUP PUMP ON, y la luz Máster Caution (maestre)
1. Velocidad - Ajustar a una velocidad cómoda.
2. Interruptor BACK-UP HYD PUMP - ON.
2) Aparece la precaución #1 HYD PUMP.
a) La lógica hidráulica, función del LDI, ha apagado la válvula de cierre de la primera
etapa del servo del rotor de cola, mientras que la bomba de respaldo está
suministrando presión a la válvula de cierre segunda etapa del servo del rotor de
cola que está abierta.
b) Se debe realizar la recuperación de la primera etapa del servo del rotor de cola.
1. Interruptor TAIL SERVO - BACKUP; luego NORMAL.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(c) 9.27.4 (aparece la luz de aviso BACK-UP PUMP ON)
1) Aparece la luz de precaución #1 o #2 HYD PUMP y la luz de aviso BACK-UP PUMP
ON no aparece.
a) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 1 está por debajo de mínimo,
aparece la precaución #1 HYD PUMP.
b) La lógica hidráulica debe causar que la bomba de respaldo se active.
c) Si no ocurre cambio automático, el piloto debe activar manualmente la bomba.
d) Si la bomba de respaldo sigue sin activarse, ambas etapas del servo del rotor de
cola permanecen sin presión.
294
e) Todavía esta presurizado el servo reforzador de guiñada y el sistema de control
mecánico está intacto, permitiendo control limitado del rotor de cola.
f)
Debido al régimen limitado de control de guiñada disponible, un aterrizaje corrido
a o superior de 40 KIAS, es necesario.
1. Velocidad - Ajustar a una velocidad cómoda.
2. Interruptor BACK-UP HYD PUMP - ON.
Si todavía no aparece la luz aviso BACK-UP PUMP ON:
3. Interruptores FPS y BOOST - Apagar (para la precaución #2 HYD PUMP).
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(d) 9.27.5
1) Aparece la precaución #1 o #2 PRI SERVO PRESS.
a) La aparición de la precaución #1 PRI SERVO PRESS puede ser causada por
colocar inadvertidamente el interruptor SVO OFF en cualquier mango de control
colectivo en la posición 1ST STG.
b) Antes de iniciar la acción de procedimiento de emergencia, los pilotos deben
comprobar que ambos interruptores SVO OFF estén centradas.
c) Si se apaga la presión de la primera etapa, la presión ha descendido por debajo
del mínimo o una válvula piloto de servo está atascada se iluminará la precaución
PRI SERV PRESS asociada.
1. Interruptores SVO OFF - Compruebe que ambos estén centrados.
2. Si aparece la precaución con el interruptor SVO OFF centrado, mueva el
interruptor SVO OFF para apagar el servo que está mal funcionando.
3. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(e) 9.27.6 (La precaución BACK-UP RSVR LOW no aparece)
295
1) Aparecen las precauciones #1 RSVR LOW y #1 HYD PUMP con el aviso BACK-UP
PUMP ON.
a) Fugas en el sistema hidráulico de Nº 1 siempre iniciarán con la luz de precaución
#1 RSVR LOW (60% del fluido restante en la bomba).
b) El módulo de lógica hidráulica (función del LDI) aísla la primera etapa del servo
del rotor de cola en la válvula de cierre secundaria en el módulo de transferencia
Nº 1.
c) La lógica hidráulica debe causar que la bomba de respaldo se active.
d) La primera etapa del servo del rotor de cola es el lugar más probable para la fuga
empezar ya que es el componente más lejos en el sistema hidráulico No. 1.
e) La indicación de que la fuga no fue en el servo del rotor de cola es cuando la luz
“#1 HYD PUMP” se ilumina.
f)
LA luz “#1 HYD PUMP” se ilumina cuando la presión desciende por debajo de la
psi normal debido a la pérdida de presión del fluido hidráulico.
g) Cuando esto sucede, la bomba de respaldo (que está ya encendida) empujara el
resorte y la válvula de transferencia (T.V.), aislando la bomba hidráulica Nº 1 y la
plomería hidráulica que procede de la bomba hidráulica al módulo de
transferencia.
h) En este momento el módulo de lógica hidráulica se devolverá la primera etapa del
servo del rotor de la cola y apagará el segundo etapa del servo del rotor de la
cola ya que la fuga no fue en la primera etapa del servo del rotor de la cola.
1.
ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(f) 9.27.6 (aparece la precaución BACK-UP RSVR LOW)
296
1) Aparecen las precauciones #1 RSVR LOW y #1 HYD PUMP con el aviso BACK-UP
PUMP ON.
a) Fugas en el sistema hidráulico de Nº 1 siempre iniciarán con la #1 RSVR LOW
(60%del líquido restante en la bomba).
b) El módulo de lógica hidráulica (función del LDI) aísla la primera etapa del servo
del rotor de cola en la válvula de cierre secundaria en el módulo de transferencia
Nº 1.
c) El módulo de lógica hidráulica activa la bomba de reserva.
d) La indicación de que la fuga no fue en el servo del rotor de cola es cuando la luz
“#1 HYD PUMP” se ilumina.
e) La luz “#1 HYD PUMP” se ilumina cuando la presión desciende por debajo de la
psi normal debido a la pérdida de presión del fluido hidráulico.
f)
La indicación de que la fuga no fue en el depósito de la bomba hidráulica de Nº 1
es la iluminación de la luz BACK-UP RSVR LOW.
g) Esto es indicación de que la fuga está en la primera etapa de los servos primarios
(adelante, atrás o laterales).
h) El piloto debe aislar los servos primarios moviendo el interruptor SVO OFF en el
bastón colectivo a 1ST STG o el fluido hidráulico se escapará de la bomba de
reserva.
i)
Cuando el piloto mueve el interruptor SERVO OFF a 1ST STG, la válvula de
cierre primaria de los servos primarios se cierra, apagando la presión hidráulica a
todas las tres primeras etapa de los servos primarios (adelante, atrás y laterales).
j)
Cuando esto ocurre, la luz #1 PRI SERVO PRESS se iluminará debido a una
pérdida de presión.
k) Si el piloto espera demasiado tiempo y permite que la bomba de reserva se
quede sin líquido hidráulico, conocido como el piloto no realizó acción piloto
correcta (tomó demasiado tiempo), el piloto tendrá control limitado del rotor de
cola y solo una bomba hidráulica restante.
1.
ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
297
Si la precaución BACK-UP RSVR LOW también aparece:
2. Interruptor SVO OFF - 1ST STG.
ADVERTENCIA:
Si aparece la precaución #2 PRI SERVO PRESS, establecer la actitud de aterrizaje,
minimizar las entradas de control e iniciar un descenso.
3. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(g) 9.22.6
1) Aparece la PRECAUCIÓN #1 TAIL RTR SERVO y no aparecen la luz de aviso BACKUP PUMP ON o #2 TAIL RTR SERVO ON.
a) La aparición de precaución #1 TAIL RTR SERVO indica un atascamiento de la
válvula piloto en la primera etapa del servo del rotor de cola, o el interruptor del
servo de cola está en la posición de respaldo.
b) Cuando aparece la precaución #1 TAIL RTR SERVO, se envía una señal al
módulo de lógica Nº 1.
c) Falla de las luces de avisos BACK-PUMP ON and #2 TAIL RTR SERVO ON de
aparecer indica que no tuvo lugar el cambio automático.
d) Si el módulo hidráulico de respaldo no se activa después de colocar el interruptor
BACKUP HYD PUMP en ON, entonces ambas etapas del servo del rotor de cola
se mantendrán sin presión.
e) Control del rotor de cola limitado estará disponible mediante el servo reforzador
de guiñada, que todavía sigue siendo presurizado por el sistema hidráulico Nº 2.
Debido a esto, será necesario un aterrizaje corrido por encima de 40 KIAS.
1. Interruptor TAIL SERVO - BACKUP.
2. Interruptor BACKUP HYD PUMP - ON.
3. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(h) 9.27.3
298
1) Aparecen las precauciones #1 y #2 HYD PUMP.
a) Si ambos sistemas hidráulicos pierden presión, aparecen las luces de precaución
#1 HYD PUMP, #2 HYD PUMP, #1 PRI SERVO PRESS, #2 PRI SERVO PRESS,
#1 TAIL RTR SERVO, SAS OFF, BOOST SERVO OFF, TRIM y FPS.
b) Cuando el módulo de lógica hidráulica activa automáticamente la bomba de
respaldo (BACK-UP PUMP ON) desaparecen las luces de precaución #1 PRI
SERVO PRESS, #2 PRI SERVO PRESS, #1 TAIL RTR SERVO, SAS OFF y
BOOST SERVO OFF.
c) Las válvulas de transferencia (TV) transbordaran y permiten que la bomba de
respaldo entre, suministrando de presión hidráulica a ambos sistemas hidráulicos.
d) Cuando dos sistemas hidráulicos pierden presión, habrá una restricción en la
máxima tasa de movimiento de los controles de vuelo, debido a que solo una
o
o
bomba suministra con presión hidráulica a los sistemas hidráulicos N 1 y N 2.
e) El piloto debe restringir el movimiento de control a tasas moderadas.
1. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. Restringir el movimiento de
control a tasas moderadas.
(i) Aparece la precaución # 1 RSVR LOW. (No requiere procedimiento de emergencia)
299
1) Fugas en el sistema hidráulico Nº 1 siempre iniciarán con #1 RSVR LOW (líquido
restante en la bomba es 60%).
2) El módulo de lógica hidráulica (función del LDI) aísla la primero etapa del servo del
rotor de cola en la válvula de cierre secundaria en el módulo de transferencia Nº 1.
3) El módulo de lógica hidráulico activa la bomba de reserva.
4) La primera etapa del servo del rotor de cola es el lugar más probable para la fuga
o
empezar ya que es el componente más lejos en el sistema hidráulico N . 1.
5) Cuando el servo del rotor de cola se aísla por LDI, sin que otras luces se iluminen,
entonces la fuga fue en el primer servo del rotor de la cola de etapa.
6) El sistema está funcionando normalmente y no se requiere ninguna acción piloto.
(j) Atascamiento de la válvula piloto de la # 1 etapa del servo del rotor de cola. (No requiere
procedimiento de emergencia)
1) Un atascamiento en la primera etapa del servo del rotor de la cola se indicará
mediante la iluminación de la luz de precaución #1 TAIL RTR SERVO, seguido por la
iluminación de las luces de aviso BACK-UP PUMP ON y #2 TAIL RTR SERVO ON.
2) El módulo de lógica hidráulica activa la bomba de respaldo y la segunda etapa del
servo del rotor de la cola, para que siempre haya una etapa de servo de cola
presurizada, iluminando las luces avisos (.5 segundos de presión T/R).
3) El sistema está funcionando normalmente y no se requiere ninguna acción piloto.
(2) Fallas del sistema hidráulico Nº 2
(a) 9.27.2
300
1) Aparece la precaución #2 HYD PUMP.
a) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 2 está por debajo de mínimo, la
precaución #2 HYD PUMP aparece. Cuando la precaución #2 HYD PUMP, el
módulo de lógica hidráulica enciende automáticamente la bomba de respaldo
(BACK-UP PUMP ON).
b) La lógica hidráulica hará operar a la bomba de reserva.
1
La bomba de respaldo provee presión al servo si la bomba no. 2 pierde
presión.
2
La presión de la bomba de respaldo reposiciona la válvula de transferencia
(TV) en el módulo de transferencia de No.2, presurizando el sistema
hidráulico Nº 2.
c) Durante la transición de la bomba hidráulica Nº 2 a la bomba hidráulica de
respaldo presurizando el sistema Nº 2, el computador SAS/FPS detecta la
pérdida de presión / falla de reaccionar adecuadamente del afinador de cabeceo,
iluminando las precauciones TRIM FAIL y FLT PATH STAB, y deshabilitando las
entradas del eje de cabeceo del sistema de estabilización de trayectoria de vuelo.
d) Cuando aparece el aviso BACK-UP ON, las precauciones BOOST SERVO OFF y
SAS OFF desaparecerán.
e) Presionar simultáneamente los interruptores POWER ON RESET en el panel de
control AFCS y luego soltar, reiniciara el computador SAS 2, Trim y FPS,
permitiendo proveer presión hidráulica al afinador de cabeceo.
1. Interruptores POWER ON RESET - Presione simultáneamente, luego
suéltelo.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO
(b) 9.27.4 (aparece el aviso BACK-UP PUMP ON)
301
1) Aparece la precaución #1 o #2 HYD PUMP y no aparece la luz de aviso BACK-UP
PUMP ON.
a) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 2 está por debajo de mínimo,
aparece la precaución #2 HYD PUMP. Cuando aparezca la precaución #2 HYD
PUMP, el módulo de lógica hidráulica enciende automáticamente la bomba de
respaldo (BACK-UP PUMP ON).
b) La lógica hidráulica debe hacer a la bomba de respaldo operar.
c) Si no ocurre el cambio automático, el piloto debe activar manualmente la bomba.
1
Una vez que se enciende la bomba, la bomba de respaldo provee presión al
servo si la bomba no. 2 pierde presión.
2
La presión de la bomba de respaldo reposiciona la válvula de transferencia
(TV) en el módulo de transferencia de No.2, presurizando el sistema
hidráulico Nº 2.
d) Durante la pérdida de presión de la bomba hidráulica Nº 2 que el computador
SAS2, Trim y FPS detecta la pérdida de presión, falla de reaccionar
adecuadamente de los afinadores de cabeceo, iluminando las precauciones TRIM
FAIL y FLT PATH STAB, deshabilitando las entradas del eje de cabeceo al
sistema de estabilización de trayectoria de vuelo. Además, la presión se perdió
en los servos reforzadores y los SAS.
e) Cuando la luz de aviso de BACK-UP ON aparece, las luces de precaución
BOOST SERVO OFF y SAS OFF desaparecen.
1. Velocidad - Ajustar a una velocidad cómoda.
2. Interruptor BACK-UP HYD PUMP - ON.
2) Aparece la precaución #2 HYD PUMP.
a) Con la bomba de respaldo suministrando de presión al sistema hidráulico Nº 2. el
afinador de cabeceo debe ser recuperado.
b) Presionar simultáneamente los interruptores POWER ON RESET en el panel de
control AFCS y luego soltar, reiniciará el computador SAS 2, Trim y FPS,
permitiendo proveer presión hidráulica al afinador de cabeceo.
302
1. Interruptores POWER ON RESET - Presione simultáneamente, luego
suéltelo.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO
(c) 9.27.4 (no aparece la luz de aviso BACK-UP PUMP ON)
1) Aparece la precaución #1 o #2 HYD PUMP y no aparece la luz de aviso BACK-UP
PUMP ON.
a) Si la presión de salida de la bomba hidráulica Nº 2 está por debajo de mínimo,
aparece la precaución #2 HYD PUMP. Cuando aparezca la precaución #2 HYD
PUMP, el módulo de lógica hidráulica enciende automáticamente la bomba de
respaldo (BACK-UP PUMP ON).
b) La lógica hidráulica debe hacer a la bomba de respaldo operar.
c) Si no ocurre cambio automático, el piloto debe activar manualmente la bomba.
d) Si la bomba de respaldo sigue sin encenderse, pérdida de la bomba hidráulica
o
N .2 y la bomba de respaldo resulta en la pérdida de los servos de asistencia al
piloto.
1. Velocidad - Ajustar a una velocidad cómoda.
2. Interruptor BACK-UP HYD PUMP - ON.
Si todavía no aparece la luz de aviso BACK-UP PUMP ON:
3. Interruptores FPS y BOOST - Apagados (para la precaución #2 HYD PUMP).
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(d) 9.27.5
303
1) Aparece la precaución #1 o #2 PRI SERVO PRESS.
a) Aparición de la precaución #2 PRI SERVO PRESS puede ser causada por
colocar inadvertidamente el interruptor SVO OFF en cualquier cabeza de control
del colectivo en la posición de 2ND STG.
b) Antes de iniciar la acción de procedimiento de emergencia, los pilotos deben
comprobar que ambos interruptores SVO OFF estén centrados.
c) Si se desconecta la presión de segunda etapa, o ha descendido la presión por
debajo del mínimo o una válvula piloto está atascada se iluminará la precaución
PRI SERV PRESS asociada.
1. Interruptores SVO OFF – Verificar que ambos están centrados.
2. Si aparece la precaución con el interruptor SVO OFF centrado, mueva el
interruptor SVO OFF para apagar el servo que está mal funcionando.
3. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(e) 9.27.8
1) Aparece la precaución #2 RSVR LOW.
a) Fugas en el sistema no.2 comenzarán siempre con la luz de precaución #2 RSVR
304
LOW (60% del líquido restante en la bomba).
o
b) El módulo de lógica hidráulica N . 2 (función del LDI) aísla la válvula de cierre
secundaria, aislando el módulo de asistencia al piloto y los actuadores SAS.
c) Los servos reforzadores de colectivo, cabeceo y guiñada, y los actuadores de
afinación de cabeceo se despresurizan.
d) Si no se ilumina la luz #2 HYD PUMP, la fuga estaba en el área de asistencia al
piloto.
1. Interruptores BOOST y FPS - Apagar.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
NOTA:
Debido a que el módulo de lógica cerrará la válvula de suministrando de presión a los servos de
la asistencia al piloto, las precauciones BOOST SERVO OFF, SAS OFF y TRIM FAIL
aparecerán.
(f) 9.27.7 (no aparece la precaución BACK-UP RSVR LOW)
1) Aparecen las luces de precaución #2 RSVR LOW y #2 HYD PUMP con la luz de aviso
BACK-UP PUMP ON.
a) Fugas en el sistema no.2 comenzarán siempre con la luz de precaución #2 RSVR
LOW (60% del líquido restante en la bomba).
o
b) El módulo de lógica hidráulica N . 2 (función del LDI) aísla la válvula de cierre
secundaria, aislando el módulo de asistencia al piloto y los actuadores SAS.
c) Los servos reforzadores de colectivo, cabeceo y guiñada, y los actuadores de
afinación de cabeceo se despresurizan.
d) La indicación de que la fuga no era en el área de asistencia al piloto es cuando se
ilumina la luz de precaución #2 HYD PUMP.
e) La luz #2 HYD PUMP se ilumina cuando la presión desciende por debajo de la psi
normal debido a la pérdida de fluido hidráulico.
1 Cuando esto sucede, la lógica hidráulica activa la bomba de respaldo, la
presión de la bomba de respaldo empuja el resorte y la válvula de
transferencia (T.V.), aislando la bomba hidráulica Nº 2 y la plomería hidráulica
305
que proviene de la bomba hidráulica al módulo de transferencia.
f)
2
En este punto, la lógica hidráulica automáticamente devolverá la presión a los
componentes de la asistencia al piloto abriendo la válvula de cierre
secundaria al área de asistencia al piloto en el módulo de transferencia, las
luces SAS OFF y BOOST SERVO OFF se apagarán.
3
El FLT PATH STAB (luz de la computadora) permanecerá encendido hasta
que el piloto haga un reponer con potencia en el panel de interruptores AFCS.
Si la luz BACK-UP RSVR LOW no se enciende, la fuga fue en la bomba
hidráulica Nº 2.
1. Interruptores POWER ON RESET – Presione simultáneamente, luego
suéltelo.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(g) 9.27.7 (aparece la precaución BACK-UP RSVR LOW)
1) Aparecen las luces de precaución #2 RSVR LOW y #2 HYD PUMP con la luz de aviso
BACK-UP PUMP ON.
a) Fugas en el sistema no.2 comenzarán siempre con la luz de precaución #2 RSVR
LOW (60% del líquido restante en la bomba).
o
b) El módulo de lógica hidráulica N . 2 (función del LDI) aísla la válvula de cierre
secundaria, aislando el módulo de asistencia al piloto y los actuadores SAS.
c) Los servos reforzadores de colectivo, cabeceo y guiñada, y los actuadores de
afinación de cabeceo se despresurizan.
d) La indicación de que la fuga no era en el área de asistencia al piloto es cuando se
ilumina la luz de precaución #2 HYD PUMP.
e) La luz #2 HYD PUMP se ilumina cuando la presión desciende por debajo de la psi
normal debido a la pérdida de fluido hidráulico.
1
Cuando esto sucede, la lógica hidráulica activa la bomba de respaldo, la
presión de la bomba de respaldo empuja el resorte y la válvula de
transferencia (T.V.), aislando la bomba hidráulica Nº 2 y la plomería hidráulica
306
que proviene de la bomba hidráulica al módulo de transferencia.
f)
2
En este punto, la lógica hidráulica automáticamente devolverá la presión a los
componentes de la asistencia al piloto abriendo la válvula de cierre
secundaria al área de asistencia al piloto en el módulo de transferencia, las
luces SAS OFF y BOOST SERVO OFF se apagarán.
3
El FLT PATH STAB (luz de la computadora) permanecerá encendido hasta
que el piloto haga un reponer con potencia en el panel de interruptores AFCS.
La indicación de que la fuga no fue en la bomba hidráulica Nº 2 es la iluminación
de la luz BACK-UP RSVR LOW.
g) Esto es indicación de que la fuga está en la #2 PRI SERVO PRESS (adelante,
atrás o lateral).
h) El piloto debe aislar la segunda etapa de los servos primarios moviendo el
interruptor SERVO OFF en mango del colectivo a 2ND STG o el fluido hidráulico
se escapará de la bomba de respaldo.
i)
Cuando esto ocurre, se iluminará #2 PRI SERVO PRESS debido a la pérdida de
presión.
j)
Si el piloto espera demasiado tiempo y permite que la bomba de respaldo se
quede sin líquido hidráulico, esto se conoce como el piloto no realizó la correcta
acción de piloto (tomó demasiado tiempo), el piloto perderá los servos de
asistencia al piloto.
1. Interruptores POWER ON RESET – Presione simultáneamente, luego
suéltelo.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
Si la precaución BACK-UP RSVR LOW también aparece:
3. Interruptor SVO OFF - 2ND STG.
ADVERTENCIA:
Si aparece la precaución de #1 PRI SERVO PRESS, establecer la actitud de aterrizaje,
minimizar el control de entradas e iniciar un descenso.
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(h) 9.27.11
307
1) Aparece la precaución BOOST SERVO OFF.
a) Atascamientos son mal funciones que ocurren dentro de los servos, conocidos a
veces como atascamiento de la válvula piloto.
b) Un atascamiento de la válvula piloto en un servo reforzador es indicado por la
aparición de la luz de precaución BOOST SERVO OFF sin la aparición de
ninguna otra precaución.
c) Esto es una indicación de un atascamiento en cualquier servo reforzador de
colectivo o de guiñada.
d) Controles de fuerzas en el eje afectado será similares al vuelo con el reforzador
apagado.
e) El piloto debe aplicar fuerza adicional para controlar la aeronave y apagar el
interruptor BOOST en el panel de control AFCS.
1. Interruptor BOOST - Apagar
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO
(i) 9.27.3
1) Aparecen las precauciones #1 and #2 HYD PUMP.
308
a) Si ambos sistemas hidráulicos pierden presión, aparecen las precauciones #1
HYD PUMP, #2 HYD PUMP, #1 PRI SERVO PRESS, #2 PRI SERVO PRESS, #1
TAIL RTR SERVO, SAS OFF, BOOST SERVO OFF, TRIM y FPS.
b) Cuando el módulo de lógica hidráulica activa automáticamente la bomba de
respaldo (BACK-UP ON), desaparecen las precauciones #1 PRI SERVO PRESS,
#2 PRI SERVO PRESS, #1 TAIL RTR SERVO, SAS OFF y BOOST SERVO OFF.
c) Las válvulas de transferencia (TV) transbordan y permiten que la bomba de
respaldo se active, suministrando de presión hidráulica a ambos sistemas
hidráulicos.
d) Al perderse la presión en los dos sistemas hidráulicos, habrá una restricción en la
máxima tasa de movimiento de los controles de vuelo, debido a que solo una
bomba suministra los sistemas hidráulicos No 1 y No 2 con presión hidráulica.
e) El piloto debe restringir el movimiento de control para moderar las tasas.
ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. Restringir el movimiento de control
para moderar las tasas.
(3) Mal funcionamiento del sistema hidráulico de respaldo
(a) Acumulador de la APU (Fuga)
1) Situado en el módulo de utilidad hay un fusible de velocidad.
2) Flujo normal a través del fusible de velocidad es 1.0 galón por minuto.
3) Si el flujo aumenta a 1.5 galones por minuto, el fusible de velocidad detendrá el flujo
de fluido hidráulico del módulo de utilidad al acumulador de APU, aislando la fuga.
4) No se aplicará ninguna acción correctiva por el piloto.
2. Paso/actividad de aprendizaje 2. Identificar los procedimientos de emergencias y limitaciones del
capítulo 5 asociados con los sistemas hidráulicos #1, #2 y los sistemas de control de vuelo de
respaldo.
309
a. Limites operativos de velocidad
(1) Límites de vuelo lateral/trasero. Estacionario en vientos de más de 45 nudos (35 con ERFS
externa) de los lados o desde atrás está prohibido. Vuelo lateral/trasero frente al viento no
excederá de 45 nudos (35 con ERFS externa) cuando se combina con la velocidad del viento.
(2) Limitaciones de velocidad con SAS inoperante:
(a) Un SAS inoperante - 170 KIAS
(b) Dos SAS inoperantes en VMC - 150 KIAS
(c) Dos SAS inoperantes en IMC - 140 KIAS
b. Limitaciones del sistema hidráulico
(1) Limites con sistema hidráulico inoperante:
(a) Un sistema hidráulico inoperante - 170 KIAS
(b) Dos sistemas hidráulicos inoperantes en VMC - 150 KIAS
(c) Dos sistemas hidráulicos inoperantes en IMC - 140 KIAS
c.
Maniobras prohibidas
(1) Virajes en estacionario superiores a 30° por segundo están prohibidos.
(2) Maniobras intencionales más allá de las actitudes de 30° en cabeceo o superior a 60° en
banqueo están prohibidas.
(3) Taxi terrestre hacia atrás está prohibido.
d. Limitaciones de maniobra
NOTA:
Maniobras iniciadas desde un ajuste de baja potencia pueden resultar en disminución transitoria
del 5% R RPM o superior.
(1) Los límites de maniobras del helicóptero que no sean ya limitados por otros párrafos dentro
de esta sección siempre se definen por perdida de la pala del rotor principal.
310
(2) La carta de pérdida de la pala, mientras que no es una limitación del helicóptero, proporciona
el ángulo de banqueo en vuelo nivelado en que comenzará a producirse la perdida de la pala
como función de la velocidad, peso bruto, altitud de presión y temperatura.
(a) Cuando se opera cerca de la perdida de la pala, cualquier incremento en velocidad, factor
de carga (ángulo de banqueo), turbulencia, o entradas de control bruscas aumentará la
gravedad de la perdida.
(b) Perdida plenamente desarrollado se acompañará por las vibraciones intensas de cuatro
por revolución, aumento de torque y pérdida de altitud.
(c) Recuperación siempre se logra mediante la reducción de la severidad de la maniobra que
es por la reducción de velocidad aérea colectiva, reduciendo o reducir el ángulo de
banqueo.
(d) Maniobras de vuelo que resultan en la pérdida severa de la pala y un aumento
significativo de la vibración cuatro por revolución está prohibidas.
e. Limitación de maniobra de guiñada a alta velocidad – Evitar entradas abruptas de pedales
completo para evitar que cargue en exceso el sistema del rotor de cola a velocidad superior a 80
KIAS.
f.
Limitación del ángulo de banqueo - Ángulos de banqueo se limitarán a 30° cuando aparece una
precaución PRI SERVO PRESS.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
Maniobras de vuelo que resulta en la _________ ____________ y un aumento significativo
de vibración de cuatro-por-revolución está prohibida.
Pregunta:
Ángulos de banqueo se limitarán a ___ cuando aparece una advertencia PRI SERVO
PRESS.
3. Paso/actividad de aprendizaje 3. Identificar los procedimientos de emergencia relacionados con el
sistema de control de vuelo.
a. Sistemas del helicóptero.
311
(1) El mal funcionamiento del sistema de controles de vuelo:
(a) Mal funcionamiento de componentes dentro del sistema de control de vuelo puede ser
indicada mediante diversos grados de retroalimentación, vibración, trabazones,
resistencia o descuido.
(b) Estas condiciones no deben ser confundidas con mal funcionamiento de la AFCS.
(2) ADVERTENCIAS, PRECAUCIONES y NOTAS - ADVERTENCIAS, precauciones y notas se
utilizan para destacar las instrucciones importantes y cruciales, y se utilizan para las
siguientes condiciones:
(a) ADVERETENCIA - Un procedimiento operativo, práctica, etc., que, si no se sigue
correctamente, podría resultar en lesiones personales o pérdida de la vida.
(b) PRECAUCION - Un procedimiento operativo, práctica, etc., que, si no se observa
estrictamente, podría resultar en daño o destrucción del equipo.
(c) NOTA - Un procedimiento operativo, condición, etc., que es esencial de resaltar.
(3) Medidas de emergencia de acción inmediata
NOTA:
La urgencia de ciertas emergencias requiere acción inmediata e instintiva por parte del piloto.
La consideración única más importante es el control del helicóptero. Todos los procedimientos
están subordinados a este requisito. La MASTER CAUTION debe ser repuesta después de
cada malfuncionamiento para permitir que los sistemas respondan a malfuncionamientos
subsecuentes. Si el tiempo lo permite durante una emergencia crítica, transmitir una llamada de
emergencia (MAYDAY), poner el transpondedor en emergencia, lanzar provisiones externas si
es requerido, apagar bombas reforzadoras y asegurar arneses de hombros.
(a) Aquellos pasos que tienen que ser ejecutados inmediatamente en una situación de
emergencia están subrayados.
(b) Estos pasos tienen que ser ejecutados sin referencia a la lista de chequeos. Los pasos
que no están subrayados deben ser cumplidos con el uso de la lista de chequeos.
(4) Procedimientos de emergencia - Malfuncionamientos de rotores, transmisiones, sistemas de
impulso y del rotor de cola.
(a) Párrafo 9.22.5 - Atascamiento/restricción o impulso de pedal sin acompañamiento de la
precaución
312
1) Un malfuncionamiento dentro del servo reforzador de guiñada o en el servo del rotor
de cola puede producir mucha más fuerza en los pedales y el servo afectado tiene
que ser apagado.
2) Una falla de movimiento brusco del servo reforzador de guiñada aumentará las
fuerzas de control hasta 250 libras en los pedales e impulsara un pedal
completamente hacia adelante y el pedal opuesto completamente hacia atrás.
3) El piloto debe contrarrestar esta fuerza para controlar el avión.
4) Apagando el servo reforzador causará que las fuerzas de control del colectivo y
de guiñada disminuyan a las mismas fuerzas resultantes cuando se realiza el
chequeo de controles de vuelo con el servo reforzador apagado.
a. Aplicar fuerza de pedal contra el impulso.
b. Chequear los otros pedales para operación correcta.
c.
Interruptor TAIL SERVO - BACKUP.
Si no se restablece la autoridad de control normal:
d. Interruptor TAIL SERVO - NORMAL.
e. Interruptor BOOST - Apagar.
Si no se restablecen las fuerzas normales del control:
f.
Interruptor BOOST - ON.
g. Colectivo - Ajustar para determinar la controlabilidad para el aterrizaje.
h. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(b) Párrafo 9.27.9 - Movimiento brusco del servo reforzador de colectivo/falla del pistón de
potencia.
313
1) El servo reforzador del colectivo reduce las fuerzas de control y la retroalimentación
del bastón colectivo.
2) Un movimiento brusco del servo reforzador de colectivo aumentará las fuerzas de
control, hasta 150 libras, en el colectivo e impulsara el colectivo a todo hacia arriba o
hacia abajo.
3) El piloto debe contrarrestar esta fuerza colectiva para el control de la aeronave.
4) Apagando el servo reforzador causará que las fuerzas de control del colectivo y de
guiñada disminuyan a las mismas fuerzas resultantes para servo reforzador apagado
cuando se realiza el chequeo de controles de vuelo.
a. Interruptor BOOST - Apagar.
b. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(c) Párrafo 9.27.10 - Movimiento brusco del Servo Reforzador de Cabeceo.
1) Servo reforzador de cabeceo reduce fuerzas de control y la retroalimentación del SAS
de cabeceo.
2) La falla de movimiento brusco del servo reforzador de cabeceo aumentará las fuerzas
de control longitudinal en el cíclico, (aproximadamente 20 libras).
314
3) El aumento en las fuerzas de control puede ser inmediatamente eliminado apagando los
interruptores SAS en el panel de control AFCS.
a. Interruptores SAS (1 y 2) y FPS - apagar.
b. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(d) Párrafo 9.22.3 (Falla de un cable) - Aparece la precaución TAIL ROTOR QUADRANT en
vuelo a crucero.
1) La pérdida de un cable del rotor de cola será indicada por la aparición de la
precaución TAIL ROTOR QUADRANT, y el servo del rotor de cola puede ser
controlado con el cable restante contrarrestado por un resorte cilíndrico.
ADVERTENCIA: Si el helicóptero es apagado y/o la potencia hidráulica es removida con falla de un cable
del rotor de cola, la desconexión del otro cable del rotor de cola ocurrirá cuando la
fuerza del servo reforzador no pueda reaccionar contra la tensión del resorte del
cuadrante del cable de control. El resorte del cuadrante desplazará el cable y el pistón
del servo reforzador lo suficiente para soltar el cable del cuadrante.
2) No debe ocurrir cambio en las características de manejo si solamente uno de los
cables falla.
a. Colectivo - Ajustar para determinar controlabilidad (Fijado a la derecha o
izquierda).
b. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(d) Párrafo 9.22.3 (Fallan ambos cables) - Aparece la precaución TAIL ROTOR QUADRANT
en vuelo a crucero.
315
1) Si los dos cables se rompen, se iluminará la precaución TAIL ROTOR QUADRANT
sin control del rotor de cola.
2) Si ambos cables de control del rotor de cola fallan, un resorte centrador colocará el
eslabón del servo del rotor de cola para proveer 10½ grados de paso. Esto permitirá
el vuelo en centraje a alrededor de 25 KIAS hasta 145 KIAS (estas velocidades
variarán con el peso bruto).
3) A velocidades por debajo de 25 y por arriba de 145 KIAS, la guiñada a la derecha
puede ser controlada reduciendo el colectivo.
4) Entre 25 y 145 KIAS, la guiñada a la izquierda puede ser controlada aumentando el
colectivo.
ADVERTENCIA: Si el helicóptero es apagado y/o la potencia hidráulica es removida con falla de un cable
del rotor de cola, la desconexión del otro cable del rotor de cola ocurrirá cuando la
fuerza del servo reforzador no pueda reaccionar contra la tensión del resorte del
cuadrante del cable de control. El resorte del cuadrante desplazará el cable y el pistón
del servo reforzador lo suficiente para soltar el cable del cuadrante.
a. Colectivo - Ajustar para determinar controlabilidad (Fijado a la derecha o
izquierda).
b. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
(e) Párrafo 9.22.2 - Pérdida de empuje del rotor de cola o la precaución TAIL ROTOR
QUADRANT aparece o pérdida de control a baja velocidad/estacionario (rotación
derecha).
316
1) Pérdida de empuje del rotor de cola a bajas velocidades puede resultar en ángulos de
guiñada extremos y rotación incontrolada hacia la derecha.
2) Reducción inmediata de paso colectivo debe ser iniciada para reducir la guiñada y
comenzar régimen de descenso controlado.
3) Si el helicóptero está bastante alto por encima del terreno, iniciar un descenso con
potencia.
4) El colectivo debe ajustarse para mantener un compromiso aceptable entre el régimen
de viraje y el de descenso.
5) Aproximadamente 5 a 10 pies por encima del punto de contacto, iniciar una
autorrotación en vuelo estacionario moviendo las palancas ENG POWER CONT OFF.
a. Colectivo - Reducir.
b. Palancas ENG POWER CONT - OFF (5 a 10 pies por encima del punto de
contacto).
(f) Párrafo 9.22.4 - La precaución TAIL ROTOR QUADRANT aparece o pérdida de control a
baja velocidad/estacionario (rotación a la izquierda).
1) Pérdida de empuje del rotor de la cola en baja velocidad puede resultar en ángulos de
317
guiñada extremos y rotación incontrolada hacia la izquierda.
2) Reducción inmediata del colectivo en una rotación a la izquierda aumentará el
régimen de viraje. Se tiene que iniciar un ajuste de la(s) palanca(s) ENG POWER
CONT para reducir la guiñada y comenzar un régimen de descenso controlado.
3) Si el helicóptero está a suficiente altura sobre el terreno, iniciar un descenso con
potencia
4) A aproximadamente de 5 a 10 pies sobre el punto de contacto, iniciar una
autorrotación de estacionario moviendo las palancas ENG POWER CONT -OFF.
ADVERTENCIA: Reducir el colectivo en una rotación a la izquierda aumentará el régimen de viraje con
la(s) palanca(s) ENG POWER CONT en FLY dependiendo del régimen al cual se
retarda(n) la(s) palanca(s) ENG POWER CONT. Es crítico que el piloto en los controles
mantenga una actitud nivelada, preserve las RPM R y aplique colectivo para acojinar el
aterrizaje.
a. Palanca(s) ENG POWER CONT – Retardar para empezar un descenso con
potencia parcial.
b. Colectivo - Ajustar para preservar las RPM R.
c.
Palancas ENG PWR CONT – OFF (de 5 a 10 pies sobre el punto de contacto).
d. Colectivo - Ajustar para el aterrizaje.
(g) Párrafo 9.22.1 - Pérdida de empuje del rotor de cola en vuelo crucero.
1) Pérdida de empuje del rotor de la cola puede ser causada por una falla en el sistema
de la transmisión de cola, causando que se detenga la rotación del rotor de cola.
2) Con la pérdida de empuje del rotor de cola, la velocidad autorrotativa debe ser
establecida o mantenida de manera de conservar la aeronave en centraje.
3) Si la entrada en autorrotación es demorada, grandes ángulos de resbalamiento pueden
desarrollarse causando velocidad indicada baja con el estabilizador programándose hacia
abajo. Esto puede hacer más difícil el establecer o mantener la velocidad autorrotativa adecuada.
a. Velocidad - Ajustar a o por arriba de 80 KIAS.
b. AUTORROTAR - Mantener la velocidad de o por arriba de 80 KIAS.
318
c.
Palancas ENG POWER CONT - OFF (durante la desaceleración cuando el punto
propuesto de aterrizaje está asegurado).
(h) Párrafo 9.29 - Malfuncionamientos del Sistema de Control de Vuelo/Rotor Principal.
1) Una falla de componentes del sistema de control de vuelo puede ser indicada por
varios niveles de retroalimentación, vibración, atascamiento, resistencia, o soltura.
2) Estas condiciones no deben ser confundidas con malfuncionamientos del AFCS.
NOTA:
Falla de la banda de la pala suele ser una fisura a lo largo de la cuerda de la banda a través de
los agujeros de perno de sujeción de la pala en el ligamento superior o inferior.
3) La falla de un componente del rotor principal puede ser indicada por el comienzo
súbito o aumento constante de vibración del rotor principal, movimientos transitorios
de la aeronave o ruido inusual, incluyendo un “bang”.
4) Estas condiciones pueden ocurrir debido a falla de la banda de la pala, impactos de
las palas, separación de revestimiento, desplazamiento o pérdida de contrapesos de
balance u otro material.
5) Las fallas pueden resultar en aleteo severo del rotor principal. La severidad de las
vibraciones puede ser minimizada reduciendo la velocidad.
6) Si el sistema del rotor principal falla:
ADVERTENCIA: Existe peligro de que el sistema del rotor principal pudiera desplomarse o separarse de
la aeronave después de aterrizar. Salir cuando el rotor principal se haya detenido.
a. ATERRIZAR TAN PRONTO SEA POSIBLE.
b. APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR después del aterrizaje.
319
(i) Párrafo 9.29.1 - Falla del SAS sin indicación de aviso de falla.
1) Una señal eléctrica errática a un actuador del SAS puede resultar en oscilaciones moderadas
de la trayectoria de las puntas de palas del rotor que frecuentemente están acompañadas por
sonidos de golpe o “golpeteo” que puede ser sentido en los controles de cíclico o pedal
2) Sin embargo, ningún malfuncionamiento del SAS puede físicamente impulsar los controles de
vuelo del piloto.
a
La falla del SAS 2 es usualmente pero no necesariamente, seguida por una indicación de
falla/aviso.
b
La falla de un componente del SAS 1 no estará acompañada por una indicación de
falla/aviso ya que el SAS 1 no contiene capacidades de diagnóstico.
Si el helicóptero experimenta movimiento errático de la trayectoria de las puntas de
las palas del rotor sin indicación de falla/aviso:
1. Interruptor SAS 1 – Apagar
Si la condición persiste:
2. Interruptor SAS 1 - ON
3. Interruptor SAS 2 - Apagar
Si el malfuncionamiento aun persiste:
4. Interruptores SAS 1 y FPS - Apagar
b. Limitaciones de sistema de controles de vuelo. Limitaciones de velocidad con SAS inoperante:
(1) Un SAS inoperante - 170 KIAS
(2) Dos SAS inoperantes en VMC - 150 KIAS
(3) Dos SAS inoperantes en IMC - 140 KIAS
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
Falla de los componentes dentro del sistema de control de vuelo pueden ser indicadas
320
mediante diversos grados de retroalimentación, vibración, atascamiento, resistencia o ___.
Pregunta:
¿Un procedimiento operativo, práctica, etc., que, si no se sigue correctamente, podría resultar
en lesiones personales o pérdida de la vida, es la definición de qué?
Pregunta:
Si fallan ambos cables de control del rotor de la cola, un resorte centrador posicionará el
enlace del servo del rotor de cola para proveer ___ grados de paso.
Respuesta: 10 ½
E.
OBJETIVO DE APRENDIZAJE E
ACTIVIDAD
Identificar correctamente los malfuncionamientos del sistema de controles de vuelo y del
sistema hidráulico e indicar correctamente el procedimiento de emergencia asociado.
CONDICION:
En un aula, dada las referencias pertinentes, notas de estudiante de los sistemas de
controles de vuelo y de hidráulicos, TM 1-1520-237-10, TM 1-1520-237-CL y cualquier
ayuda al adiestramiento pertinente.
NORMA:
Recibir un "GO" en el examen de sistemas mediante la identificación del
malfuncionamiento de los controles de vuelo y de hidráulicos, sus procedimientos
subrayados y luces asociadas de precaución y aviso según el TM 1-1520-237-10.
1. Paso/actividad de aprendizaje 1. Realizar chequeo sistema de los controles de vuelo y de hidráulica
antes del primer vuelo del día.
a. Chequeo de los controles de vuelo (capitulo 8, pagina 8-9 del TM 1-1520-237-10)
(1) Condiciones: Todos los pasos en los chequeos del equipo de cabina han sido completados
con éxito hasta el paso de los controles de vuelo.
ADVERTENCIA: Antes del vuelo, el usuario tiene que ejecutar revisiones de controles para asegurar que
321
no existan problemas de interferencia de los controles de vuelo con el equipo que el
aviador lleva puesto. Si existe una restricción, el equipo que interfiere tiene que ser
ajustado/movido para eliminar la restricción.
NOTA:
La fuerza ejercida sobre los pedales con SAS y BOOST apagado durante chequeos previo al
vuelo debe limitarse a sólo a la que requiere ponerse en contacto con un tope del sistema.
Fuerza adicional al pedal no resulta en movimiento del rotor de cola adicional y se ha
demostrado el generar ruidos de los cojinetes/perno de los controles de vuelo. El chequeo
del sistema de control de guiñada con SAS y BOOST de debe realizarse con el colectivo
refrenado en aproximadamente la posición media y aplicar el pedal del lentamente en cada
dirección. No aumentan la fuerza del pedal después de alcanzar el tope de guiñada.
20. Controles de vuelo – Chequear en el primer vuelo del día del helicóptero.
a. Colectivo – A mitad del recorrido, pedales centrados, fricción quitada.
b. Interruptor BOOST – Oprimir apagado. Habrá un leve aumento en las fuerzas de colectivo
y pedales. La precaución BOOST SERVO OFF y MASTER CAUTION deben aparecer.
c. Interruptor derecho SVO OFF – 1ST STG. No es permisible ningún salto del bastón cíclico.
La precaución #1 PRI SERVO PRESS y la MASTER CAUTION deben aparecer.
d. Mover cíclico y pedales lentamente a través del recorrido completo. No debe haber
atascamientos o restricciones. Mover el colectivo todo arriba a todo abajo en alrededor de
1 a 2 segundos. Chequear que la precaución #2 PRI SERVO PRESS no aparezca
durante el movimiento del colectivo.
e. Interruptor SVO OFF – 2ND STG. Ningún salto del bastón cíclico es permisible. La
precaución #2 PRI SERVO PRESS y la MASTER CAUTION deben aparecer.
f.
Repetir el paso anterior d. Chequear que la precaución #1 PRI SERVO PRESS no
322
aparezca durante el movimiento del colectivo.
ADVERTENCIA: Si la precaución #1 PRI SERVO PRESS o #2 PRI SERVO PRESS aparece durante el
movimiento del colectivo, es posible que una válvula de desvío del servo esté atascada.
Si esta situación ocurre, no volar el helicóptero.
g. Interruptor SVO OFF - Centrar.
NOTA:
Durante los pasos h. & i., chequear no más de 1.5 pulgadas de juego en control.
h. Colectivo en ambos lados– Mover a través del recorrido completo en no menos de 5
segundos. No debe haber atascamientos.
i.
Pedales en ambos lados– Mover ambos pedales a través del recorrido completo en no
menos de 5 segundos. No debe haber atascamientos.
j.
Interruptor TAIL SERVO – BACK-UP. La precaución #1 TAIL RTR SERVO, ambas
precauciones MASTER CAUTION y el aviso #2 TAIL RTR SERVO aparecen. Mover los
pedales a través del recorrido completo en no menos de 5 segundos. No debe haber
atascamientos.
k.
Interruptor TAIL SERVO – NORMAL. Precauciones y avisos deben desaparecer.
l.
Interruptor BOOST – ON. La precaución BOOST SERVO OFF debe desaparecer.
*21. Cíclico centrado. Colectivo, desde posición todo abajo, levantar no más de 1 pulgada (para prevenir
golpeteo de los topes de caída) y friccionar.
*22. Interruptor COMPASS AHRS Modo AHRS – SLAVED. Poner según sea requerido.
*23. Interruptor BACK UP HYD PUMP – OFF.
b. Prueba de Fuga Hidráulica (capitulo 8, pagina 8-13 del TM 1-1520-237-10)
323
(1) Condiciones:
(a) Se han completado con éxito los pasos restantes en las evaluaciones del equipo de
cabina.
(b) Se han arrancados los motores.
(c) Todos los pasos en la sección de arranque de los motores se han completado con éxito
hasta el paso de sistema de prueba de fugas hidráulicas.
11. Sistema de prueba de fugas hidráulicas - Chequear.
NOTA:
EH Es normal que la pantalla IINS CDU quede en blanco momentáneamente durante el
chequeo del sistema de prueba de fuga hidráulica
NOTA:
Al realizar la prueba HYD LEAK TEST, todos los componentes del sistema de
detección/aislamiento de fuga son chequeados eléctricamente. Mantener manualmente el
interruptor HYD LEAK TEST en la posición de prueba no permite que el sistema de
detección/aislamiento de fuga sea chequeado automáticamente. Esto mantiene los circuitos
abiertos manualmente. El interruptor tiene que ser colocado en la posición TEST y ser
soltado.
a. Interruptor HYD LEAK TEST – TEST. Las precauciones #1 TAIL RTR SERVO, BOOST
SERVO OFF, SAS OFF, #1 y #2 RSVR LOW, BACK-UP RSVR LOW, los avisos #2 TAIL
RTR SERVO ON, y BACK-UP PUMP ON, y la MASTER CAUTION aparecen. Durante
este chequeo es normal que el colectivo y los pedales se muevan levemente.
b. Interruptor HYD LEAK TEST – RESET. Las precauciones y avisos en el paso a. deben
desaparecer.
NOTA:
Si la bomba de respaldo continúa operando después de la prueba de fuga hidráulica, reciclar el
324
interruptor BACKUP HYD PUMP a OFF, luego de vuelta a AUTO.
c.
Chequeo de transferencia de servo del rotor de cola (capitulo 8, pagina 8-13 del TM 1-1520-23710)
12. Transferencia del servo de rotor de cola – Chequear.
a. Interruptor BACKUP HYD PUMP – AUTO con la bomba de respaldo no operando.
NOTA:
Falla del aviso BACK-UP PUMP ON o el aviso #2 TAIL RTR SERVO ON en aparecer indica
una falla en el sistema de detección/aislamiento de fuga.
b. Interruptor TAIL SERVO – BACKUP. La precaución #1 TAIL RTR SERVO, los avisos #2 TAIL RTR
SERVO ON, BACKUP PUMP ON y la MASTER CAUTION aparecen dentro de 3 a 5 segundos.
c.
Interruptor TAIL SERVO – NORMAL. La precaución #1 TAIL RTR SERVO), el aviso #2 TAIL RTR
SERVO ON y la MASTER CAUTION desaparecen. El aviso BACKUP PUMP ON desaparece
después de aproximadamente 90 segundos.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
¿Qué luces aparecerán al realizar la prueba HYD LEAK TEST, con el interruptor HYD LEAK
TEST en la posición TEST?
Respuesta:
¿Pregunta: Al realizar el chequeo de transferencia del servo del rotor de cola y el interruptor TAIL SERVO
en BACKUP, debe aparecer BACK-UP PUMP ON dentro de cuántos segundos?
Respuesta:
325
2. Paso/actividad de aprendizaje No. 2: Identificar los malfuncionamientos y procedimientos de
emergencia del sistema hidráulico Nº 1.
a. 9.1 – Sistemas del helicóptero (capitulo 9, pagina 9-1 del TM 1-1520-237-10)
(1) Esta sección describe las emergencias de los sistemas del helicóptero que razonablemente se puede
esperar que ocurran y presenta los procedimientos a seguir.
(2) La operación de emergencia del equipo de misión está contenida en este capítulo solo hasta donde su
uso afecta la seguridad de vuelo.
(3) Los procedimientos de emergencia están dados en forma de lista de chequeos cuando es aplicable. Una
versión condensada de estos procedimientos está contenida en la lista de chequeos condensada TM 11520-237-CL.
b. 9.2 – Medidas de emergencia acción inmediata
NOTA:
La urgencia de ciertas emergencias requiere acción inmediata e instintiva por parte del piloto.
La consideración única más importante es el control del helicóptero. Todos los procedimientos
están subordinados a este requisito. La MASTER CAUTION debe ser repuesta después de
cada malfuncionamiento para permitir que los sistemas respondan a malfuncionamientos
subsecuentes. Si el tiempo lo permite durante una emergencia crítica, transmitir una llamada de
emergencia (MAYDAY), poner el transpondedor en emergencia, lanzar provisiones externas si
es requerido, apagar bombas reforzadoras y asegurar arneses de hombros.
(1) Aquellos pasos que tienen que ser ejecutados inmediatamente en una situación de emergencia están
subrayados. Estos pasos tienen que ser ejecutados sin referencia a la lista de chequeos.
(2) Los pasos que no están subrayados deben ser cumplidos con el uso de la lista de chequeos .
c.
Mal función No. 1
326
(a) Observe la mal función.
(b) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
d. Mal función No. 2
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
e. Mal función No. 3
(1) Observe la mal función.
327
(b) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
f.
Mal función No. 4
(1) Observe la mal función.
(b) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
328
g. Mal función No. 5
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
h. Mal función No. 6
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
329
i.
Mal función No. 7
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
j.
Mal función No. 8
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
330
k.
Mal función No. 9
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
l.
Mal función No. 10
331
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
¿Cuáles son las indicaciones en la cabina para una fuga en el módulo de la bomba hidráulica
Nº 1?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuáles son las indicaciones en la cabina cuando hay una fuga en el servo del rotor de cola
o
N . 1?
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuál será el resultado si no se toma la acción del piloto cuando se produce una fuga en la
ra
1 etapa del servo primario?
Respuesta:
3. Paso/actividad de aprendizaje No. 3: Identificar los malfuncionamientos y procedimientos de
emergencia del sistema hidráulico Nº 2.
a. Mal función No. 1
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
332
b. Mal función No. 2
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
c.
Mal función No. 3
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
333
d. Mal función No. 4
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
e. Mal función No. 5
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
334
f.
Mal función No. 6
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
g. Mal función No. 7
335
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
h. Mal función No. 8
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
i.
Mal función No. 9
336
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Cuáles son las acciones del piloto cuando aparece la precaución #2 HYD PUMP con el aviso
BACK-UP ON?
Respuesta:
Pregunta: ¿Cuáles son las indicaciones en la cabina si falla la bomba hidráulica del Nº 2, y la bomba de
respaldo no se activa en vuelo?
Respuesta:
Pregunta: Si aparece la precaución #2 HYD PUMP, la __________ automáticamente se activara con la
aparición de la luz de aviso correspondiente.
Respuesta:
4. Paso/actividad de aprendizaje No. 4: Identificar los malfuncionamientos y procedimientos de
emergencia del sistema hidráulico de respaldo.
a. Mal función No. 1
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
337
Comprobación del aprendizaje
Pregunta: ¿Qué es el caudal normal a través del fusible de velocidad?
Respuesta:
Pregunta: ¿A qué régimen de flujo el fusible de velocidad se cerrará?
Respuesta:
5. Paso/actividad de aprendizaje No. 5: Identificar los malfuncionamientos y procedimientos de
emergencia los hidráulicos misceláneos.
a. Mal función No. 1
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
b. Mal función No. 2
338
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
c.
Mal función No. 3
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
339
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
Un movimiento brusco del servo reforzador del colectivo aumentará las fuerzas de control en
el colectivo a ___ libras.
Respuesta:
Pregunta:
¿Cuáles son sus dos primeras acciones pilotos cuando experimentamos un impulso de pedal
sin acompañamiento de la precaución?
Respuesta:
6. Paso/actividad de aprendizaje No. 6: Identificar los malfuncionamientos y procedimientos de
emergencia del sistema de los controles de vuelo.
a. Mal función No. 1
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
340
b. Mal función No. 2
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
c.
Mal función No. 3
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
341
d. Mal función No. 4
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
e. Mal función No. 5
342
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
f.
Mal función No. 6
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
g. Mal función No. 7
343
(1) Observe la mal función.
(2) Realice los pasos de emergencia de acción inmediata si es necesario.
Comprobación del aprendizaje
Pregunta:
Si aparece la precaución TAIL ROTOR QUADRANT, sin cambio en las características del
manejo, ¿esto es una indicación de qué?
Respuesta:
Pregunta:
Reducir al colectivo cuando experimentamos una precaución TAIL ROTOR QUADRANT en
vuelo estacionario con un giro a la izquierda, ¿tendrá qué efecto?
Respuesta:
Pregunta: ¿Qué es la indicación más probable cuando la aeronave está experimentando un inicio
repentino en vibración en el rotor principal y se escucha una fuerte explosión?
Respuesta:
344
Centro de Excelencia de Aviación del Ejército
Estadounidense
Fuerte Rucker, Alabama
Noviembre del 2013
NOTAS DEL ESTUDIANTE
SISTEMA DE CONTROL AUTOMÁTICO DE VUELO
AFCS
011-8143-6
EL PROPONENTE DE ESTAS NOTAS DE ESTUDIANTE ES:
Brigada 110a de Aviación
1er Batallón - 212a Regimiento de Aviación
ATTN: ATZQ-ATB-LH
Fuerte Rucker, Alabama 36362-5000
FD6: DECLARACIÓN DE RESTRICCIÓN A EXTRANJEROS: El material contenido en
este folleto ha sido revisado por el que instruye y/o el que desarrollo el entrenamiento y
se determino que la información contenida es dominio público. Este folleto se puede
diseminar libremente a todo estudiante militar de todos los países extranjeros sin
restricción.
345
ESTA PÁGINA HA SIDO INTENCIONALMENTE DEJADA EN BLANCO.
346
SECCIÓN II.
INTRODUCCIÓN
OBJETIVO TERMINAL DE APRENDIZAJE: Al finalizar esta lección, el estudiante podrá:
ACCIÓN:
Identificar las características operacionales que aplican al Control Automático de
Vuelo (AFCS) del UH-60A/L.
CONDICIÓN:
En un aula de clases, dadas las referencias apropiadas, las Notas del Estudiante del
Control Automático de Vuelo (AFCS), ayudas de entrenamiento relevantes y multimedia.
NORMA:
Identificar las características operacionales pertenecientes al Sistema de Control
Automático de Vuelo (AFCS) de acuerdo al TM 1-1520-237-10 y al TC 1-237, Manual de
Adiestramiento de la Tripulación.
SECCIÓN III.
PRESENTACIÓN
1. Paso de Aprendizaje/Actividad 1. Definir el propósito y terminología del Control Automático de Vuelo
(AFCS) del UH-60 A/L.
a.
El Control Automático de Vuelo (AFCS) incrementa la estabilidad y las cualidades de
maniobrabilidad del helicóptero. Se compone de cuatro (4) sub sistemas básicos
347
(1)
Estabilizador
(2)
Sistema de Argumentación de Estabilidad (SAS)
(3)
Trim
(4)
Estabilización de la Senda de Planeo (FPS)
b.
El sistema del AFCS provee al helicóptero con estabilidad dinámica y estática.
c.
El AFCS provee amortiguaciones a las oscilaciones ( Estabilidad Dinámica) y mantiene la
deseada altitud, velocidad y calidad de manejo (Estabilidad Estática).
(1) Estabilidad Estática (estabilidad a largo plazo) es la tendencia a retornar a altitud,
348
velocidad aérea y/o el rumbo deseado.
(2) Estabilidad Dinámica (estabilidad a corto plazo) es la tendencia a resistir los
movimientos.
(a)
La estabilidad Dinámica evita el cabeceo, balanceo y movimientos en el eje de
guiñada.
(b)
El cabeceo, el balanceo y el colear están dirigidos eliminando su presencia de
corto plazo.
1)
Cabeceando – Eje de Cabeceo.
2)
Balanceando – Eje de Balanceo.
3)
Coleando – Eje de Guiñada.
El AFCS provee dos tipos de control, identificados como círculo interno y círculo externo. Ambos
permiten al piloto vencer completamente el Trim con el uso normal de los controles de vuelo
349
(1) El círculo Interno (SAS)
(a)
Emplea régimen de amortiguación para mejorar la estabilidad del helicóptero.
Este sistema responde rápidamente, limitado en autoridad a 10% máximo y opera sin
causar movimientos en los controles de vuelo.
(b)
Está compuesto del SAS 1 y del SAS 2, trabajando cada uno
independientemente uno del otro.
(2) EL Círculo Externo (Trim, FPS)
(a)
Provee entradas a largo plazo ajustando los controles de vuelo a la posición
requerida para mantener la actitud de vuelo seleccionada cuando el FPS está
seleccionado.
(b)
Es capaz de mover los controles de vuelo por todo su rango de movimiento
(100%) a un régimen limitado de movimiento de 10% por segundo.
(c)
El círculo Externo (TRIM, FPS) hace entradas a los controles de vuelo y recibe
retroalimentación en los controles de la cabina de mando.
Chequeo de Aprendizaje
Pregunta: ¿Qué función (es) nos provee el AFCS?
Pregunta: El SAS incrementa la estabilidad ________________ en los ejes de cabeceo, balanceo y la
guiñada.
Pregunta: ¿De cuántos y cuáles sub sistemas está compuesto el AFCS?
Paso de Aprendizaje/Actividad 2. Provea una breve descripción del sistema del AFCS y de
su operación.
.
a.
AFCS es un sistema básico de computadora compuesto de lo siguiente:
350
(1) Sensores – Señales de entrada de los giróscopos verticales, transductores de velocidad
y data del aire, giróscopos de régimen de cabeceo, transductores de posición del colectivo,
acelerómetros laterales o AHRS (Conjunto de Referencia de Altitud y Rumbo).
(2) Procesador – Computadora SAS/FPS, Amplificadores No. 1 y No. 2, o un controlador
doble y un amplificador de SAS 1.
(3) Actuadores - Salidas:
(a) TRIM
(b) SAS
(c) Actuadores del Estabilizador
b.
El AFCS está compuesto de los siguientes 4 sub componentes:
(1) El Estabilizador mejora la calidad del vuelo en el eje del cabeceo posicionando el
Estabilizador por medio de actuadores electromecánicos que responden al colectivo.
(2) Sistema de Argumentación de Estabilidad (SAS) – Provee amortiguación a corto plazo
en el eje de caceo, balanceo y guiñada.
(3) Trim – Control de posición y funciones de fuerza gradiente.
(4) Estabilización de la Senda de Paso (FPS) – Trabaja a través de los actuadores del Trim
para proveer control de posición para las funciones básicas de piloto automático.
c.
Los siguientes sistemas/componentes hacen interface con el AFCS:
(1) La computadora SAS/FPS comprende el SAS 2, Trim, FPS y el Monitor de Falla/Avisos.
(2) Control del Estabilizador/Panel de Control de Vuelo Automático:
(a) Contiene interruptores (botones del tipo de oprimir) que permiten la activación y
desactivación de las funciones del Estabilizador, SAS, FPS, TRIM y del BOOST
hidráulico.
(b)
El interruptor del giro manual del Estabilizador (UP, OFF DOWN), el control del
botón rojo de TEST y el control del interruptor AUTO CONTROL RESET están también
localizados en el panel. El interruptor también dobla su función como indicador de que la
potencia está activada, “ON”.
Chequeo de Aprendizaje
Pregunta: El AFCS es un sistema de computadora básica compuesto de __________, ___________
y____________.
351
Pregunta: El AFCS está compuesto de _____ sub conjuntos.
3. Paso de Aprendizaje/Actividad 3. Describa las características operacionales y componentes del
sistema del Estabilizador.
a.
El sistema del Estabilizador mueve un perfil aerodinámico de ángulo de incidencia
variable de 45 pies cuadrados el cual incrementa las características de manejo en el eje de
cabeceo.
(1) El Estabilizador está compuesto de una sola pieza. Costillar interno, piel de superficie
superior e inferior, y tres largueros internos (delantero, medio y trasero) proveen provisiones
para la montura de pabilos de descarga electrostática y luces de formación e infrarroja (IR).
352
(2) Conjunto del interruptor de trasmisor de Posición/Límite
(a)
El conjunto del interruptor de Posición/Límite, localizado en el pilón de cola, está
mecánicamente conectado al estabilizador por medio de una varilla. La varilla está
mecánicamente conectada al transmisor de posición el cual cambia el movimiento
mecánico en una señal que se envía al indicador de posición en la cabina.
353
((b)
Los interruptores del limitador previenen que el Estabilizador haga contacto con
el fuselaje con un movimiento máximo de +9° arriba y -39° abajo en cualquier modo de
operación. .
(3) Actuadores del Estabilizador – El Estabilizador se mueve mediante actuadores
electromecánicos en respuesta a entradas de colectivo, velocidad aérea, régimen de
cabeceo y aceleración lateral. (Entradas procesadas de los sensores)
354
(a)
Actuadores del Estabilizador No. 1 y No. 2
1) Dos actuadores idénticos, montados juntos de espaldas, localizados en el pilón
de cola, son utilizados para posicionar el Estabilizador.
2) Cada actuador contiene un motor eléctrico el cual está engranado a un “tornillo
sin fin”, interruptores de límites y un potenciómetro de Posición.
(b)
Los actuadores se extienden y retractan como necesario para posicionar el
Estabilizador de acuerdo a las salidas de los amplificadores No.1 y No. 2, control doble
del amplificador o las señales del giro manual.
(4) Interruptores de giro rápido montados en los cíclicos – Dos interruptores montados en los
cíclicos proveen giro manual hacia arriba del Estabilizador.
(5) 5)
Los amplificadores del Estabilizador/DSC reciben información de señales de los
355
sensores de velocidad aérea, posición del colectivo, régimen de cabeceo y aceleración
lateral. Para programar el Estabilizador mediante los dos actuadores electromecánicos. Hay
dos amplificadores o un controlador doble (DSC) que programan cada actuador
individualmente basado en las entradas que reciben.
(6) Las aeronaves están siendo actualizadas con un Controlador de amplificador doble
(DSC) localizado donde se encontraban montados los dos amplificadores anteriormente. El
controlador doble del amplificador programa ambos actuadores basado en las entradas
recibidas de los sensores.
7) Transductores de posición del colectivo
(a)
Los transductores de posición del colectivo son idénticos y están localizados en
el lado derecho de la Unidad Mezcladora (MMU) según mira hacia la nariz de la
aeronave.
(b)
Ellos suplen señales de posición del colectivo a los amplificadores del
Estabilizador que a su vez posicionan el Estabilizador basado en los movimientos del
colectivo.
8) Los acelerómetros Laterales detectan condiciones fuera de centraje y los
amplificadores/DSC del Estabilizador compensan la condición de cabeceo moviendo el
Estabilizador arriba o abajo de acuerdo a la gravedad de condición.
((9) Sensores de Velocidad
(a)
Transductores de Velocidad Aérea y de Data del Aire producen señales
idénticas que representan la velocidad hacia adelante del Helicóptero. Estas señales
también son compartidas con otros sub componentes del AFCS: SAS y FPS.
(b)
Estos transductores también suplen señales a los amplificadores del
Estabilizador/DSC para su operación en el modo automático
(10) Indicador de posición del colectivo/Placa Iluminada.
356
((a)
Estas places iluminadas, localizadas al lado del indicador del Estabilizador,
indican la posición del Estabilizador cuando este no se mueve (fijo).
(b)
Están marcados con grados al lado izquierdo y velocidad en el lado derecho.
(c)
Si se exceden las velocidades máxima indicada en la placa, el control
longitudinal puede perderse.
(11) El panel de control automático/Control del Estabilizador – contiene los siguientes
interruptores:
(a)
Interruptor Manual de Giro (Up, Off, Down)
1) El interruptor con resorte, de forma triangular, de tres posiciones está endentado
para que el usuario no lo mueva accidentalmente.
2) Este interruptor manual, moverá el estabilizador hacia arriba o hacia abajo.
3) El modo automático se desactivará tan pronto se mueva la posición del
interruptor.
357
(b)
Interruptor de Test del Estabilizador
1) El interruptor de TEST es utilizado para chequear el monitor de falla y está
inoperativo sobre 60 KIAS.
2) El interruptor de TEST solo está operativo a 60 KIAS o menos.
(c)
Botón de reinicializar el auto control.
1) Este botón pude utilizarse para eliminar una indicación de malfuncionamiento, un
Procedimiento de prueba o para o para reponer el auto control.
2) De ocurrir una mal función en el Estabilizador, el control automático se se
desactivará.
3) Si se recobra el modo automático, “ON” aparecerá en la ventana del interruptor
de AUTO CONTROL y la precaución desaparecerá.
a)
Cuando la mal función ha sido removida, el modo automático puede ser
restablecido presionando y soltando el botón del interruptor del AUTO
CONTROL RESET.
b)
La luz del interruptor de AUTO CONTROL RESET se iluminará, “ON”, y
se mantendrá iluminada mientras no ocurran mal funciones.
b.
El Estabilizador tiene dos modos de operación.
(1) AUTO – Automáticamente posiciona el Estabilizador al mejor ángulo de ataque par alas
condiciones existentes.
358
(a)
Una vez el Estabilizador está operando en el modo automático, no es necesaria
alguna acción adicional del piloto.
(b)
Para que la operación del modo automático se mantenga en automático, ambos
amplificadores del Estabilizador/DSC tienen que estar funcionando a capacidad y todos
los sensores tienen que estar funcionales.
(c)
El Estabilizador tiene las siguientes cinco (5) funciones mientras en el modo
automático (SCALP):
1) “A” - Alinear el Estabilizador y el flujo de aire descendente del rotor principal en
vuelo a baja velocidad para minimizar la actitud de nariz arriba que resulta del flujo
de aire descendente.
2) “A” – Provee acoplamiento del colectivo para minimizar excursiones de la actitud
de cabeceo debido a entradas del colectivo. Un sensor de posición del colectivo
detecta los desplazamientos del colectivo por el piloto y programa el Estabilizador de
acuerdo.
3) “A” – Disminuye el ángulo de incidencia con el aumento de la velocidad para
mejorar la estabilidad estática.
359
4) “R” – Provee retroalimentación sobre el régimen de cabeceo para mejorar la
estabilidad dinámica.
a)
Cuando el Helicóptero está fuera de centraje en un derrape o
deslizamiento, las excursiones de cabeceo son también inducidas como
resultado de un rotor de cola inclinado y flujo descendente en el Estabilizador.
b)
Los acelerómetros laterales detectan la condición fuera de centraje que
se envía a los amplificadores para compensar la condición fuera de centraje
haciendo cambios en el cabeceo.
c)
Movimiento de nariz a la izquierda (deslizamiento a la derecha) resulta
en el borde de salida programándose abajo.
d)
Movimiento de nariz a la derecha (deslizamiento a la izquierda) produce
la reacción opuesta en el Estabilizador.
5) “R” – Provee retroalimentación del régimen de cabeceo para incrementar la
estabilidad dinámica.
a)
El régimen de cambio de actitud de cabeceo es censado por un giro de
régimen de cabeceo en cada uno amplificador del Estabilizador yes usado para
posicionar el estabilizador y amortiguar las excursiones de cabeceo durante
condiciones de ráfagas de viento.
b)
Un movimiento súbito de cabeceo hacia arriba causa al estabilizador a
360
automáticamente compensar moviendo el borde de salida abajo ligeramente
induciendo cabeceo hacia abajo.
(d)
Sensores que alimentan entradas a los amplificadores del Estabilizador en el
modo automático (CLAP) – Estos sensores automáticamente proveen entradas
comenzando de 30-60 KIAS mientras estén en el modo automático.
1) Transductores de Posición del Colectivo
a) Ambos son idénticos
b)
Suplen señales DC del bastón del colectivo a los amplificadores del
estabilizador
c) Permite a la aeronave ajustar par alas entradas del piloto
2) Acelerómetros Laterales
361
a) Ambos son idénticos
b)
Provee a los amplificadores del estabilizador con señales eléctricas DC
que representan la relación del ángulo de banqueo del helicóptero con su
régimen de viraje.
c)
Los acelerómetros Laterales censan condiciones fuera de centraje y
envían señales a los amplificadores del estabilizador.
3) Los transductores de velocidad aérea y de Data Aérea producen señales
eléctricas idénticas que representan la velocidad aérea hacia adelante.
4) Los giróscopos de régimen de cabeceo, ubicados dentro de los amplificadores o
DSC, censan el régimen de cambio del helicóptero.
a)
Esta información es suplida a los amplificadores/DSC para posicionar el
estabilizador en forma de ayudar a amortiguar las excursiones de cabeceo
durante momentos de ráfagas de viento.
b)
Los giróscopos de régimen de cabeceo están montados dentro de los
amplificadores o del controlador doble del estabilizador.
(e)
Pérdida de potencia de la aeronave – En algunas ocasiones, durante
interrupciones de potencia, tales como cambiando generadores, es posible tener
condiciones donde el estabilizador se desactiva del modo automático.
1) Si se desactiva el modo automático por falta de potencia en vuelo, el helicóptero
será desacelerado a 80 KIAS antes de intentar restaurar la potencia.
2) En este caso el interruptor AUTO CONTROL RESET puede ser presionado para
recuperar el modo automático.
3) Si el modo automático no se recupera, la precaución maestra (MASTER
362
CAUTION) debe ser repuesta, lo cual apaga el audio de aviso y el estabilizador es
controlado a través de su rango por el interruptor de giro manual.
4) Cuando se aplica potencia eléctrica inicialmente, entrará a funcionar en el modo
automático.
(2) Modo Manual del Estabilizador
(a) El Estabilizador solo se moverá en el modo manual por medio del interruptor de
giro manual en la consola central baja o con los interruptores de giro rápido de
los pilotos en respuesta directa a las entradas de los pilotos.
(b)
El interruptor de giro manual permite a los pilotos controlar la posición del
estabilizador de +9° a -39° con el panel de control.
(c)
Cuando se mueve el interruptor hacia arriba o hacia abajo, señales de
movimiento manual son aplicadas a ambos amplificadores/DSC del estabilizador para
desactivar el modo automático si estaba activado.
(d)
Interruptor de giro rápido del cíclico
1) Los giros rápidos del cíclico solo mueven el estabilizador hacia arriba.
2) En cualquier momento que los pilotos utilicen los giros rápidos montados en el
cíclico, el estabilizador estará ahora en el modo manual.
NOTA:
El uso del interruptor de giro rápido del cíclico debe ser anunciado a la tripulación para
minimizar confusión en la cabina.
ADVERTENCIA: Si se continúa la aceleración o se baja el colectivo con el estabilizador teniendo el
borde de salida abajo, el control longitudinal se perderá. El estabilizador será hecho girar a
0° sobre 40 KIAS y complete abajo cuando las velocidades son menos de 40 KIAS. Si el
estabilizador se gira hacia a una posición de 0° y el control automático se selecciona durante
la aceleración, el helicóptero puede cabecear hacia abajo a una actitud de nariz baja.
c.
Procedimiento de prueba del estabilizador
(1) Carta del rango de mala comparación
(a)
El modo automático se desconecta si las posiciones de los actuadores del
estabilizador no concuerdan por una cantidad que depende de la velocidad.
363
(b)
La desconexión automática ocurre a 10° de disparidad de error entre 0-40 KIAS y
4° de error a 150 KIAS.
(c)
Interruptor de Prueba del Estabilizador prueba el sistema de monitor de falla en
el sistema del estabilizador.
1) Presionando y sosteniendo este interruptor moverá el actuador No. 1 del
estabilizador para inducir una mala comparación dentro de los amplificadores de
estabilizador.
2) Una vez se alcanza el rango de la mala comparación, el modo automático de
desconecta y se activa el audio de advertencia. El interruptor de TEST es
inoperante sobre 60 KIAS.
ADVERTENCIA: Si alguna parte de la prueba del Estabilizador falla, no vuele el
helicóptero.
.
(2)
NOTA:
Estabilizador - Chequear
Para el propósito de este chequeo, el indicador del piloto será utilizado. El indicador del
estabilizador del copiloto podría variar del piloto hasta más o menos 2° a través de la prueba.
(a)
En el instrumento de STAB POS el indicador debe estar entre -34° y -42°.
(b)
Botón de Prueba – Presionar y sostener. Chequear el indicador de STAB POS
se mueva hacia arriba de 5° a 12°. La precaución de STABILATOR y el MASTER
CAUTION aparecerá; el audio del Estabilizador se escuchará.
(c)
Interruptor de AUTO CONTROL RESET – Presionar – “ON”. Note que la
precaución del STABILATOR desaparece, el audio se para y la indicación de STAB POS
se mueve de 34° a 42° abajo.
(d)
Cualquiera de los interruptores de giro rápido montados en los cíclicos Presione y aguante hasta que el indicador STAB POS se mueva aproximadamente 15°
borde de salida arriba, suelte, el estabilizador debe detenerse. La luz de precaución del
STABILATOR y de MASTER CAUTION aparecen y el tono audible de advertencia de
escucha en los audífonos de los pilotos. Presione para reponer la MASTER CAUTION y
el tono audible.
(e)
El otro interruptor de giro rápido montado en el cíclico - presionar y aguantar
hasta que el indicador del STAB POS se mueve aproximadamente 15° borde de salida
arriba, suelte, el estabilizador debe detenerse.
(f)
Interruptor de giro manual – mover arriba (UP) y aguantar hasta que se detenga
el estabilizador. El indicador en el STAB POS debe ser 6° a 10° arriba.
(g)
Interruptor de giro manual – Abajo (DN) y aguantar hasta que el indicador lea 0°.
(h)
Interruptor de AUTO CONTROL RESET - Presione “ON”. Indicador de STAB
POS debe moverse de -34° a -42° abajo. Luz de precaución STABILATOR desaparece.
d.
Mal funciones del Estabilizador según el Manual del Operador, -10.
Presentación de diapositiva: Mal funciones del Modo Automático del Estabilizador
364
(1) 9.30 Mal función del Estabilizador – Falla del Modo Automático
(a)
Una falla del modo automático normalmente resulta con el estabilizador fallando
en su posición actual. La indicación a los pilotos de la falla son el audio en pulsaciones,
la luz de precaución maestra y la luz de precaución del estabilizador (STABILATOR) que
aparecen cuando el modo automático falla. La posición de falla puede variar de la
programación ideal de de 10° a 30 KIAS hasta 4° a 150KIAS. Si una aproximación es
hecha con el estabilizador fijo a 0°, la actitud de cabeceo puede ser 4° a 5° más alta que
la normal en el rango de 20 a 40 KIAS.
ADVERTENCIA:
Si la aceleración es continuada con el borde de salida abajo, el control
longitudinal se perderá. El estabilizador debe ser girado a 0° sobre 40 KIAS y
completamente abajo si menos de 40 KIAS. Si se gira a 0° el estabilizador y presionamos el
interruptor de AUTO CONTROL durante la aceleración, el helicóptero podría cabecear hacia
una actitud de nariz abajo.
ADVERTENCIA:
Presionando el interruptor de AUTO CONTROL RESET después de una falla
resultará en el modo automático activándose en el modo automático por un segundo. Si la
señal de falla a un actuador está presente todavía, el estabilizador podría moverse
aproximadamente de 4° a 5° en ese segundo antes que se detecte que la falla está todavía
presente o que ocurra otra falla. Atentos subsiguientes podrían resultar en que el
estabilizador continúe moviéndose a una posición no segura.
ADVERTENCIA:
Si el modo automático del estabilizador se desactiva repetidamente durante el
vuelo, volar sobre 70 KIAS está prohibido con el estabilizador en el modo automático.
(b)
NOTA:
Si ocurre una falla en el Modo Automático:
El uso del giro rápido montado en el cíclico debe ser anunciado para minimizar confusión en
la cabina.
1) Interruptor de giro rápido del cíclico – Ajuste según necesario para arrestar o
prevenir el régimen de cabeceo hacia debajo de la nariz.
2) Interruptor de AUTO CONTROL - Presionar ON una sola vez después de
establecer una velocidad aérea confortable.
(c)
Si no se recupera el control del modo automático:
1) Manualmente gire el estabilizador – Ajuste a 0° para vuelo sobre 40 KIAS o
completamente abajo para velocidades debajo de 40 KIAS. El método preferido de
girar el estabilizador es con el interruptor de giro rápido montado en el cíclico.
2) ATERRIZAR TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(d)
Si el control manual no es posible:
1) Indicador de STAB POS – Chequear y volar debajo KIAS LIMITS mostrado en la
placa.
2) ATERRIZAR TAN PRONTO SEA POSIBLE.
(2) 9.31 Cambio no mandado de Cabeceo de Nariz Abajo/Arriba
a.
Si un cambio no mandado de actitud de cabeceo hacia abajo es detectado, el piloto
365
debe inicialmente intentar detener el régimen con cíclico hacia atrás. Manteniendo o
aumentando la posición del colectivo puede que ayude a corregir una actitud de cabeceo
de nariz hacia abajo. Si el régimen de cabeceo de nariz hacia abajo continúa, y/o
movimiento incorrecto del estabilizador es observado, activar el interruptor montado en el
cíclico para girar el estabilizador hacia arriba para ajustar el estabilizador y controlar la
actitud de cabeceo. Continuar vigilando la posición del estabilizador cuando el interruptor
montado en el cíclico para girar el estabilizador hacia arriba es soltado para asegurar
que el movimiento cesa.
.
b.Cambios no mandados de actitud de cabeceo de nariz hacia arriba a velocidades de 140 KIAS
y menos, no deben tornarse severos aún si son causados por giro del estabilizador
completamente hacia arriba y pueden ser corregidos con cíclico hacia delante. Si la actitud de
cabeceo de nariz hacia arriba es causada por un giro del estabilizador completamente hacia arriba
a velocidades por arriba de 140 KIAS, cíclico completamente hacia delante puede que no
contrarreste el régimen de cabeceo de la nariz hacia arriba.
c.Si un cambio no mandado de actitud de cabeceo de nariz hacia arriba es detectado, el piloto
debe inicialmente intentar detener el régimen con cíclico hacia delante. A velocidades por arriba
de 140 KIAS, una reducción de aproximadamente tres pulgadas de colectivo, simultáneamente
con cíclico hacia adelante contrarrestará el régimen de cabeceo de nariz hacia arriba. Si estas
correcciones de control son demoradas y/o resulta una actitud de nariz hacia arriba
pronunciada, un balanceo moderado hacia el horizonte más cercano ayudará a regresar la
aeronave a vuelo nivelado. Después que la nariz regresa al horizonte, regresar a una actitud
nivelada de balanceo. Después de coordinar con el piloto, el copiloto debe ajustar el
estabilizador a 0° a velocidades por arriba de 40 KIAS y completamente abajo a velocidades por
debajo de 40 KIAS.
d. Si un cambio no mandado de actitud de cabeceo de nariz hacia arriba es detectado, el piloto
debe inicialmente intentar detener el régimen con cíclico hacia delante. A velocidades por arriba
de 140 KIAS, una reducción de aproximadamente tres pulgadas de colectivo, simultáneamente
con cíclico hacia adelante contrarrestará el régimen de cabeceo de nariz hacia arriba. Si estas
correcciones de control son demoradas y/o resulta una actitud de nariz hacia arriba
pronunciada, un balanceo moderado hacia el horizonte más cercano ayudará a regresar la
aeronave a vuelo nivelado. Después que la nariz regresa al horizonte, regresar a una actitud
nivelada de balanceo. Después de coordinar con el piloto, el copiloto debe ajustar el
estabilizador a 0° a velocidades por arriba de 40 KIAS y completamente abajo a velocidades por
debajo de 40 KIAS.
(e)
Si una actitud no mandada de cabeceo de nariz hacia abajo ocurre:
1) Cíclico – Ajustar según sea requerido.
2) Colectivo – Mantener o aumentar.
3) Interruptor montado en el cíclico para girar el estabilizador hacia arriba – Ajustar según
sea requerido para contrarrestar el régimen cabeceo de nariz hacia abajo .
4) MAN SLEW switch - Adjust to 0° at airspeeds above 40 KIAS and full down at
airspeeds below 40 KIAS.
5) ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
Comprobación de Aprendizaje
366
Pregunta: Mientras se utiliza el interruptor de _____________ en el panel del Estabilizador, el modo
automático de operación no puede activarse.
Pregunta: A velocidades de 0 a 30 KIAS, una mala comparación ocurrirá cuando el error de posición de
un actuador es aproximadamente _________. A velocidades de 150 o más KIAS, una mala
comparación ocurrirá con un error de posición del actuador de aproximadamente _________.
Pregunta: El panel de control aplica una señal automática de aviso de falla al panel de precaución aviso
y advertencia causando que aparezca la luz del ______________ de precaución y al panel de
relé izquierdo que comience un tono audible de advertencia en los audífonos del piloto y
copiloto.
4. Paso de Aprendizaje/Actividad 4. Describa las características operacionales del Sistema de
Argumentación de Estabilidad – SAS.
a.
Argumentación de Estabilidad – SAS
(1) El sistema del SAS responde a disturbios aerodinámicos a corto plazo y efectivamente
amortigua cualquier movimiento del helicóptero.
(2) Porque la respuesta del SAS a los disturbios es casi instantánea, el porcentaje de
autoridad (amplitud) del SAS está limitado para prevenir que mal funciones del SAS causen
respuestas no deseadas del helicóptero antes que los pilotos puedan tomar acción y
prevenirlas.
b.
El propósito del SAS es acrecentar la estabilidad dinámica de la aeronave en los ejes de
cabeceo, balanceo y guiñada.
c.
El conjunto de Referencia de Actitud de Rumbo (AHRS) es un Sistema de Giro de Fibras
Ópticas sujetado y auto contenido (FOG) que provee al vehículo cabeceo, balanceo, rumbo
magnético y régimen de viraje para integración dentro del subsistema de aviónica.
d.
SAS 1 es un sistema análogo, y es uno de los componentes del sistema de SAS.
367
(1) Opera independientemente de la computadora SAS/FPS y provee al aviador con
redundancia.
(2) Control de autoridad máximo es 5 %.
(3) Sensores que presentan entradas al Amplificador del SAS 1:
(a)
Eje de Cabeceo – Giróscopo de régimen de Cabeceo localizado dentro del
Amplificador del Estabilizador # 1 o entradas de AHRS.
(b)
NOTA:
Eje de Balanceo – Utiliza el giro vertical del piloto o AHRS.
Según el giro vertical o entradas del AHRS aumenten su velocidad de rotación o cuando el
sistema se desactiva, las señales derivadas de cabeceo/balanceo de régimen y alimentan el
SAS 1 causarán oscilaciones pequeñas en los actuadores de cabeceo y balanceo. Esta es
una condición temporal y puede eliminarse desactivando el SAS 1.
(c)
Eje de guiñada – Usa transductores de velocidad para determinar 60 KIAS.
1) Debajo de 60 KIAS el giro de régimen de guiñada, localizado dentro del
Amplificador del SAS 1, es usado.
2) Arriba de 60 KIAS usa el giro de régimen de guiñada y los acelerómetros
laterales para acrecentar los virajes coordinados.
3)
Si el AHRS está instalado, usará entradas del AHRS para determinar los
movimientos del eje de guiñada.
(4) Mal funciones del SAS 1
(a)
Las mal funciones del Sistema de SAS 1 pueden ser detectadas por el piloto
como un movimiento errático del helicóptero sin una indicación correspondiente en el
sistema de aviso.
368
(b)
Si se presenta una mal función, el SAS 1 debe desactivarse.
(c) La presión hidráulica de los actuadores del SAS son monitoreada. En caso de pérdida
de presión del actuador, o si ambos SAS 1 y SAS 2 están desconectados, la luz de precaución
SAS OFF aparecerá.
(d) 9.29.1 Falla del SAS sin indicación de aviso de falla
1) Una señal eléctrica errática a un actuador del SAS puede resultar en
oscilaciones moderadas de la trayectoria de las puntas de palas del rotor que
frecuentemente están acompañadas por sonidos de golpe o “golpeteo” que puede
ser sentido en los controles de cíclico o pedal. Sin embargo, ningún
malfuncionamiento del SAS puede físicamente impulsar los controles de vuelo del
piloto. La falla del SAS 2 es usualmente pero no necesariamente, seguida por una
indicación de falla/aviso. La falla de un componente del SAS 1 no estará
acompañada por una indicación de falla/aviso ya que el SAS 1 no contiene
capacidades de diagnóstico
2) Si el helicóptero experimenta movimiento errático de la trayectoria de las puntas
de las palas del rotor sin indicación de falla/aviso:
a)
Interruptor SAS 1 – Apagar
3) Si la condición persiste:
a)
Interruptor SAS 1 – ON
b)
Interruptor SAS 2 – Apagar
4) Si el malfuncionamiento aún persiste:
a)
Interruptores SAS 1 y FPS – Apagar
e. SAS 2 es digital y utiliza la computadora SAS/FPS
369
(1) SAS 2 es independiente de SAS 1 pero provee estabilidad en los mismos ejes utilizando
los mismos actuadores.
(2) La computadora SAS/FPS es responsable de proveer Monitoreo de Falla.
(3) Tiene la capacidad de desconectar un eje individual en respuesta a una mal función de
componente aplicable.
(4) Cuando esto ocurre, la computadora causa que la cápsula apropiada aparezca en el
panel de aviso de fallas, la luz de precaución de FPS y la cápsula de precaución maestra.
(a) Autoridad de control máximo para el SAS 2 está limitado a 5%.
(b) Sensores que alimentan la computadora SAS 2/FPS
1) Eje de Cabeceo – La computadora SAS 2/FPS y giro # 2 de régimen de Cabeceo
localizado en el Amplificador del Estabilizador # 2/DSC. Si el AHRS está instalado,
la computadora SAS2/FPS usar160 el AHRS.
2) Eje de balanceo – La computadora SAS2/FPS procesa señales del conjunto,
localizado en la nariz, de señales de giro de régimen de balanceo y del giróscopo
vertical del copiloto para proveer comandos a los actuadores de balanceo del SAS
para estabilidad dinámica. Si AHRS está instalado, la computadora SAS2/FPS
usará AHRS.
3) Eje de Guiñada – Usa el traductor de Data del Aire para determinar que Giros
son usado debajo de 60 nudos de velocidad indicada, el giro de guiñada, dentro del
conjunto de giros de la nariz, es usado. Sobre 60 KIAS, la computadora SAS2/FPS,
puede usar giro de régimen de guiñada y el Acelerómetro #1 y puede usar el giro
Vertical Giro #1 para acrecentar la Coordinación de Viraje. Si estuviese instalado el
AHRS, la computadora SAS2/FPS usará AHRS.
(5) Mal Funciones del SAS 2 – En caso de una mal función del SAS 2, la entrada
normalmente es removida del actuador y la luz de aviso de falla, AUTO FLIGHT CONTROL,
aparecerá iluminada. Si la falla es de naturaleza intermitente, la indicación puede ser
removida mediante simultáneamente presionando los interruptores “POWER ON RESET”.
Si la mal función es de carácter continua, el SAS 2 debe ser desactivado.
(a) 9.29.2 SAS 2 Luz de aviso de falla SAS 2.
1) POWER Interruptores POWER ON RESET – Oprimir simultáneamente y luego soltar.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: El sistema de Argumentación de Estabilidad análogo es uno de los dos componentes del
Sistema del SAS. ¿Qué opera este sistema análogo? _____________________
Pregunta: El SAS 1 y el SAS 2, cada una tiene una autoridad de control de__________ para un total de
____________.
Pregunta: La señal de régimen de ______________ se origina de un giro de régimen dentro de los
amplificadores del estabilizador.
Paso de Aprendizaje/Actividad 5. Provee la definición, descripción funcional y
localización del Sistema del TRIM
5.
370
a.
El está compuesto de tres actuadores que pueden ser controlados por el sistema de
Estabilización de la trayectoria de Vuelo (FPS).
b. Cuando el TRIM está seleccionado en el panel de control, los actuadores de cabeceo,
balanceo y guiñada son activados para mantener la posición del cíclico y de los controles del
rotor de cola.
1) Cuando el FPS, TRIM y un por lo menos un SAS, están seleccionados, el TRIM realizará
funciones básicas de piloto automático respondiendo a los comandos del FPS, posicionando
los controles de vuelo a la posición requerida para mantener la actitud de vuelo deseada.
(2) El sistema del TRIM, actuando a los comandos del FPS, posiciona los controles de
vuelo según requerido para mantener la aeronave dentro de los parámetros de vuelo
acoplado.
(a)
El TRIM de por sí, es solo una fuerza gradiente, pero será capaz de mover los
controles de vuelo a través de su rango total (100%) autoridad mientras esté acoplado
con FPS.
(b)
Los servos de cabeceo, balanceo y guiñada están localizados en la plataforma
hidráulica.
(c)
Aspectos operacionales del TRIM – Los actuadores del TRIM están conectados
a los controles de vuelo mediante conexiones a manera de permitirles mover los controles de
vuelo.
(1) Actuadores del Trim
371
((a)
Cuando se selecciona el TRIM en el panel de AUTO FLIGHT CONTROL, todos
los Trim de cabeceo, balanceo y guiñada son activados para mantener la posición del
cíclico y de los controles del rotor de cola.
(b)
La operación correcta del TRIM de Guiñada requieres que BOOST, en el panel
de AUTO FLIGHT CONTROL, esté seleccionado.
1) El rotor de cola fuerzas laterales del cíclico se desarrollan en la guiñada
electromecánica y en los actuadores de balanceo.
2) Ambos, los actuadores de guiñada y balanceo incorporan embragues de
resbalamiento permitiendo a los pilotos hacer entradas en los controles si se
atascase uno de ellos.
3) Las fuerzas requeridas para romper a través de los embragues son 80 libras
máximo en guiñada y 13 libras máximo en el balanceo.
(c)
La fuerza longitudinal es desarrollada por un actuador hidro-electro-mecánico en
conjunto con la computadora SAS/FPS.
1) Cuando el piloto aplica una fuerza lateral o longitudinal al bastón cíclico con el
TRIM activado (ON), una combinación de détente y fuerza gradiente se siente.
2) El piloto puede remover esta fuerza presionando el TRIM REL en la empuñadura
del bastón cíclico.
(2) Interruptor de afinación de Trim del bastón cíclico – En adición al botón de liberación
del TRIM, Un interruptor de afinación de cuatro vías en cada cíclico establece una posición
sin desconectar el TRIM.
(a)
Con el TRIM ya seleccionado, la posición del TRIM es movida en la dirección del
interruptor.
(b)
El cíclico es movido por el interruptor del TRIM en una dirección a la vez.
(c)
Cuando el FPS es activado, el interruptor del TRIM cambia la referencia de
actitud de cabeceo y balanceo en vez de cambiar la posición del cíclico.
(3) El botón liberador del Trim (TRIM REL) en los bastones cíclicos de ambos pilotos
372
pueden ser usados para liberar el Trim
(a)
Cuando el interruptor es soltado, el TRIM nos provee détente y gradiente de
fuerza para el cabeceo, balanceo y guiñada.
(b)
Cuando el TRIM REL se presiona, el sub conjunto del TRIM es liberado y se
sienten fuerzas ligeras en el bastón del cíclico.
(4) Interruptores del Trim de guiñada/pedales (Micro interruptores) – El gradiente del pedal
mantiene la posición del pedal cuando el TRIM está seleccionado.
373
((a)
Al poner los pies en los pedales, los micro interruptores dos presionados y el
gradiente de fuerza es removido temporeramente.
(b)
Los micros interruptores de los pedales liberan el Trim de Guiñada a velocidades
aéreas debajo de 60 KIAS.
(b)
Los pedales pueden moverse a la posición deseada y luego soltarse.
(c)
Los pedales serán mantenidos en posición por el gradiente del Trim.
(d)
Los micros interruptores de los pedales y el interruptor de afinación del Trim,
requieren ser presionados simultáneamente para efectuar cambios a velocidades aéreas
sobre 60 KIAS.
(e)
Está acción anterior en la (d), libera el Trim de Guiñada y Coordinación de Viraje
a la misma vez.
(5) El interruptor del TRIM ON/OFF en el panel de control del AFCS
(a)
Cuando el Trim es activado en el panel de control, los sistemas de Trim de
cabeceo, balanceo y guiñada son activados para mantener la posición del cíclico y de los
controles del rotor de cola.
(b)
La operación correcta del Trim de guiñada requiere que el BOOST del servo de
guiñada esté activado y funcional.
(c)
El Trim provee referencia de posición al control de vuelo y control de gradiente
de fuerza para mantener el cíclico y pedales en la posición deseada, con el cíclico
cabeceo y balanceo y con los pedales guiñada.
(d)
Ambos, los actuadores de guiñada y balanceo incorporan embragues de
resbalamiento permitiendo a los pilotos controlar las entradas de atascarse un actuador.
(e)
Las fuerzas requeridas para vencer el embrague son de 80 libras máximo en los
pedales y de 13 libras máximo en el balanceo.
374
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: ¿Qué interruptor debe presionarse para neutralizar las fuerzas de control del bastón
Cíclico?
Pregunta: Las fuerzas requeridas para vencer los embragues de resbalamiento de atascarse un actuador
son: ___________ en balanceo y ___________ en guiñada.
6.
Paso de Aprendizaje/Actividad 6. Describir las características operacionales del Sistema de
Estabilización de la Trayectoria de Vuelo (FPS).
a.
El sistema de Estabilización de la Trayectoria de Vuelo provee funciones básicas de
piloto automático: Sistema del Trim/FPS provee control de posicionamiento y fuerza gradiente
así como funciones de piloto automático básico con el FPS conectado.
(1) Debajo de 60 KIAS
(a)
Cabeceo – Provee Mantener la actitud
(b)
Balanceo – Provee Mantener la Actitud
(c)
Guiñada – Provee Mantener el Rumbo
ADVERTENCIA: Los interruptores de los pedales deben ser presionados mientras se cambia el rumbo
durante vuelo estacionario. No sostenga el rumbo durante el vuelo estacionario contra la fuerza del
Trim de guiñada. Liberar rápidamente las fuerzas del Trim permitirá que el FPS función de mantener el
rumbo sea corregido inmediatamente a el ultimo rumbo registrado en el sistema. Esto puede resultar en
movimiento brusco de desviación tratando de corregir el rumbo.
(2) Sobre 60 KIAS
b.
(a)
Cabeceo – Mantiene actitud y velocidad
(b)
Balanceo – Provee actitud
(c)
Guiñada – Provee Mantener el Rumbo y Coordinación de Viraje
Mal Funciones del FPS
(1) 9.29.4 Precaución FLT PATH STAB Aparece.
(a)
Un malfuncionamiento del FPS será detectada por la computadora SAS/FPS, la cual
desacoplará la función del FPS en el eje correspondiente y activará la precaución FLT PATH
STAB y luz FAILURE ADVISORY correspondiente
(b) EH Con el interruptor del Panel Selector de Modo en la posición IINS/IINS, una falla del IINS
causará una falla del FPS y podría causar que el FPS/SAS 2 se torne errático en movimiento de balanceo. Además
de las indicaciones de falla en la pantalla de control de presentación del IINS, el segmento GYRO en el Panel de
Aviso de Fallas se iluminará. El VSI del copiloto fallará mostrando una bandera de advertencia ATT y ambos HSI
fallarán mostrando banderas de advertencia HDG. La aeronave puede derivar en los ejes de cabeceo, balanceo y/o
guiñada debido a la falla del FPS.
1)
EH SYSTEMS SELECT – DG/VG.
2)
Interruptores POWER ON RESET – Oprimir simultáneamente y luego soltar.
(c) Si la falla retorna, controlar manualmente el eje afectado: .
375
ADVERTENCIA: Si la luz de aviso de falla de velocidad está iluminada, vuelo continuado a más de 70 KIAS con el
estabilizador en AUTO MODE es inseguro ya que una pérdida de la señal de velocidad del otro sensor de velocidad
resultaría en que el estabilizador se moviera completamente hacia abajo.
(d) Si la luz falla de velocidad permanece iluminada en el panel del AFCS:
NOTA: El uso del interruptor montado en el cíclico para girar el estabilizador hacia arriba debe ser
anunciado a la tripulación para minimizar confusión en la cabina de mando.
(1)
Girar manualmente el estabilizador – Ajustar a 0° si se está por arriba de 40
KIAS. El método preferido para girar manualmente el estabilizador hacia arriba es usar el
interruptor montado en el cíclico para girar el estabilizador hacia arriba.
2) ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
(2) 9.29.5 Movimiento Brusco de Cabeceo, Balanceo o Guiñada.
(a)
Un movimiento brusco de cabeceo del FPS/afinación causará un cambio en la actitud de
cabeceo y un movimiento longitudinal de cíclico correspondiente de alrededor de ½
pulgada. Esta condición será detectada por la computadora SAS/FPS la cual
desacoplará las funciones FPS y afinación en el eje de cabeceo y activará las
precauciones FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
(b)
Un movimiento brusco de balanceo del FPS/afinación estará caracterizado por un
desplazamiento lateral del cíclico de ½ pulgada, resultando en un correspondiente
régimen de balanceo y una condición constante de resbalamiento de rumbo causado por
la función de guiñada del FPS intentando mantener el rumbo. La computadora SAS/FPS
detectará la condición de movimiento brusco, desacoplará afinación lateral y activará las
precauciones FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
(c)
Un movimiento brusco de guiñada del FPS/afinación está caracterizado por un
movimiento incorrecto de los pedales resultando en un movimiento de pedal de
alrededor de ¼ de pulgada seguido por un cambio correspondiente en la afinación de
rumbo (centraje) del helicóptero. Esta condición será detectada por la computadora
SAS/FPS la cual desacoplará las funciones de FPS y afinación en el eje de guiñada y
activará las precauciones FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
(d)
Si ocurre una falla:
1) Interruptores POWER ON RESET – Oprimir simultáneamente y luego soltar.
(e)
Si la falla retorna, controle el eje afectado manualmente.
2) ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO
(3) 9.29.6 Actuador de afinación atascado.
(a)
Ambos actuadores, afinación de guiñada y afinación de balanceo, incorporan
embragues de destrabe para permitir aplicaciones del piloto y copiloto si cualquiera de
los actuadores se atascara. Las fuerzas requeridas para sobrepasar los embragues son
80 libras máximas para guiñada y 13 libras máximas para balanceo
376
1) ATERRIZAR TAN PRONTO COMO SEA PRÁCTICO.
ADVERTENCIA: Si la luz de aviso de falla velocidad está iluminada, vuelo continuado a más de 70
KIAS con el estabilizador en AUTO MODE es inseguro ya que una pérdida de la señal de velocidad del
otro sensor de velocidad resultaría en que el estabilizador se moviera completamente hacia abajo.
c) Con la falla del acelerómetro lateral, la función de viraje automático coordinado es
deshabilitado y las siguientes luces de precaución/aviso iluminan: La capsula FLT PATH
STAB en el panel de precauciones/avisos y la capsula ACCL (acelerómetro) en el panel
de interruptores del sistema de control de vuelo automático.
(d) Con la falla del giróscopo vertical (balanceo), las siguientes luces precauciones/aviso se
iluminan: La capsula STAB en el panel precauciones/avisos y la capsula GYRO en el panel
de interruptores del sistema de control de vuelo automático.
(e) Con el fallo del sensor de fuerzas laterales del bastón, las siguientes luces en el panel
de precauciones/avisos se iluminan: La capsula FLT PATH STAB en el panel
precauciones/avisos y la capsula TRIM en el panel de interruptores del sistema de control
de vuelo automático.
(5) FAILURE ADVISORY en el panel control de vuelo. Estos informan al piloto del tipo de
sensor o actuador que experimenta la falla.
(a)
Si una luz se ilumina puede ser apagada presionando el interruptor iluminado.
Todas las luces de aviso de falla estarán iluminadas en la aplicación inicial de potencia.
(c)
El piloto puede intentar eliminar la indicación temporera de la mal función
presionando simultáneamente los dos interruptores de FAILURE ADVISORY.
(d)
Si la luz de FLT PATH STAB desaparece, se asume que la operación normal ha
sido restaurada.
(e)
Todas las funciones del FPS son provistas automáticamente por el FPS
moviendo los controles en la cabina.
(e)
Todas las funciones del FPS son provistas automáticamente por el FPS
moviendo los controles en la cabina.
377
1) CPTR
a)
Falla de la computadora SAS/FPS
b)
Circuito abierto válvula servo de Cabeceo
c)
Válvula de los actuadores de SAS cabeceo, balanceo y guiñada circuito
abierto.
2) TRIM
a)
Corto circuito en el alambrado del Trim servo
b)
los actuador de cabeceo, balanceo o guiñada falló.
c)
Fuerzas del bastón cíclico en balanceo cambiando muy rápido.
d)
Fuerza de los pedales cambiando muy rápido.
3) SAS 2
a)
Falla del alambrado de la válvula del SAS en cabeceo, balanceo y
guiñada.
b)
Giro de cabeceo, balanceo o guiñada falla.
4) RGYR – Cabeceo, balanceo o guiñada falla.
5) ACCL – Falla del acelerómetro No.1 o No.2
6) A/S – Falla de los transductores de Velocidad aérea o Data del aire.
7) CLTV – Falla de los transductores No.1 o No.2 del colectivo.
8) 8)
GYRO - No.1 o No.2 vertical giro o el sistema de compás falló.
Comprobación de Aprendizaje
Pregunta: La Estabilización de la Trayectoria de Vuelo opera afinando _________ con el cabeceo,
balanceo y guiñada.
Pregunta: La función del FPS debajo de 60 KIAS es mantener el cabeceo, balanceo y mantener el
rumbo. Sobre 60 KIAS el mantener el rumbo de desactiva y se activa; ¿cuál función? Above
60 knots heading hold will automatically disengaged, and _______ engaged under these
conditions.
7. Paso de Aprendizaje/Actividad 7. Límites de velocidad y maniobrabilidad del AFCS
.
a.
Límites de velocidad
(1) Límites con SAS inoperante:
(a) Un SAS inoperante - 170 KIAS
(b) Dos SAS inoperantes - 150 KIAS
378
(c) Dos SAS inoperantes en IMC - 140 KIAS
(2) Limitaciones de velocidad seguido de de falla del sistema del control automático
estabilizador.
:
del
(a)
Control Manual Disponible. Si el control automático del estabilizador falla en
vuelo y la operación no puede ser restaurada:
1) El estabilizador debe ser movido completamente abajo a velocidades debajo de
40 KIAS.
2) El estabilizador será movido a 0° a velocidades sobre 40 KIAS.
3) La velocidad autorrotacional será limitada a 120 KIAS a todos los pesos brutos.
(b)
Control Manual no está disponible. Las placas de límites de velocidad será
observado como velocidad a no exceder en vuelo con potencia. En ningún caso
excederá 120 KIAS.
b.
Límites de Maniobras
(1) Operación manual del Estabilizador
(a) La operación manual del estabilizador en vuelo está prohibida excepto como requerido
por entrenamiento formal y vuelos de prueba de Mantenimiento.
(b) También como método alterno de control del estabilizador si ha mal funcionado
el modo automático.
(2) (2)
Limitación de maniobras de guiñada a altas velocidades
(a)
Sobre 80KIAS evite entradas completas abruptas de pedal. Las entradas
completas de pedal, cargan excesivamente la cola.
Comprobación de Aprendizaje
Pegunta: Cuando esté en el modo manual, el estabilizador será movido completamente abajo a
velocidades debajo de ______ KIAS?
Pregunta: Sobre ______ KIAS evite entradas abruptas de pedal completo para prevenir cargas
excesivas a la cola.
379