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Manual de Familiarización Agusta- Westland A-109E Power EDICION Nº: 2 FECHA: 13/08/2009 PÁG : 1 INAER MAINTENANCE S.A.U Aeródromo de Muchamiel. Ptda. La Almaina, 92 03110 Muchamiel (Alicante) C.I.F.: A-03225943 INTRODUCCIÓN La finalidad de este manual consiste en familiarizar al personal de mantenimiento con las características fundamentales del helicóptero Agusta-Westland A-109E, para facilitar la comprensión de la operación de sus sistemas esenciales. Toda la información de este manual es tomada de los Manuales de Entrenamiento y de Manual de Mantenimiento, publicados por Agusta-Westland. La información contenida en este manual es solo para entrenamiento , contiene valores referenciales y pueden haber ciertas diferencias con los modelos presentes en la empresa. En ningún caso se podrá utilizar este manual para labores de mantenimiento. Para realizar labores de mantenimiento o buscar alguna información más especifica sobre un determinado componente o sistema, se deberá ir al Manual de Mantenimiento (AMM) aplicable al aparato.

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INTRODUCCIÓN

La finalidad de este manual consiste en familiarizar al personal de mantenimiento con las características fundamentales del helicóptero Agusta-Westland A-109E, para facilitar la comprensión de la operación de sus sistemas esenciales. Toda la información de este manual es tomada de los Manuales de Entrenamiento y de Manual de Mantenimiento, publicados por Agusta-Westland. La información contenida en este manual es solo para entrenamiento, contiene valores referenciales y pueden haber ciertas diferencias con los modelos presentes en la empresa. En ningún caso se podrá utilizar este manual para labores de mantenimiento. Para realizar labores de mantenimiento o buscar alguna información más especifica sobre un determinado componente o sistema, se deberá ir al Manual de Mantenimiento (AMM) aplicable al aparato.

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Contenido

• Información General del Helicóptero • Manejo en Tierra y Servicio

• Estructura

• Rotor Principal

• Transmisión

• Sistema Antitorque

• Controles de Vuelo

• Protección Antihielo y Lluvia

• Planta Propulsora

• Sistema de Combustible

• Sistema de Detección y Protección de Fuego

• Sistema Hidráulico

• Tren de Aterrizaje

• Sistema de Aire Acondicionado y Ventilación

• Sistema Electrico

• Instrumentos e Indicaciones

• Aviónica

• Sistema de Control de Vuelo Automático (AFCS)

• Sistema de Registro de Datos de Vuelo

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1- Información General del Helicóptero.

El Agusta-Westland A-109E es un helicóptero utilitario bimotor diseñado para efectuar diversas tareas tales como transporte de pasajeros, carga, sanitario, vigilancia y protección civil. Está equipado con dos motores Pratt & Whitney PW-206C que desarrollan una potencia de 640 shp (T.O) y que incorporan un sistema de control electrónico digital (FADEC). La estructura del helicóptero es del tipo semimonocasco fabricada en aluminio y materiales compuestos en determinadas áreas para reducir el peso. El helicóptero en configuración estándar puede transportar 8 pasajeros. El rotor principal es de cuatro palas full articulado, con una cabeza de construcción mixta (metal y materiales compuestos) la cual incorpora cojinetes elastoméricos, siendo las palas construidas en material compuesto. El rotor de cola es del tipo semirrigido, habiendo dos modelos diferentes (según S/N). Los controles de vuelo y el tren de aterrizaje son operados por dos sistemas hidráulicos independientes, para garantizar una mayor seguridad. A nivel de instrumentación y aviónica el A-109E está certificado como helicóptero IFR Single Pilot, apto para volar en condiciones de no hielo. Está equipado con EFIS (Electronic Flight Instrument System) para ambos pilotos, así como de un piloto automático doble que incorpora Flight Director. Como ayudas de navegación además de los tradicionales radios de VHF-NAV y ADF, incorpora un GPS con la opción de un Moving Map.

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a- Datos Generales del A-109E Power:

Datos Generales A-109E Peso Vacío: 1590 kgs Peso Máximo: 2850 kgs (3000 kgs IGW) Velocidad Crucero: 158kts @ 2850 kgs Velocidad Máxima: 168 Kts (Vne) Altura en Hover (IGE): 16600 ft Altura en Hover (OGE): 11800 ft Techo de Servicio: 19600 ft Techo de Servicio (OEI): 13100 ft Alcance Máximo @ 3000 kgs (IGW): 512 NM (948 km) Temperatura Operacional: -25ºC a +50ºC Autonomía: 4:51 @ 5000 ft y 221 U.S Gal Velocidad Rotor Principal: 384 rpm @ 100%Nr Velocidad Rotor de Cola: 2080 rpm @ 100% Nr Capacidad de Combustible: 605 lts (484 kg) Capacidad Comb. Tanques Aux: 835 lts (668 kg) Planta Propulsora: 2x Pratt & Whitney PW-206C Potencia Máxima (T.O): 640 shp Potencia Max Cont: 561 shp Potencia Máxima (OIE): 653 shp Temperatura Máxima (T.O): 820 – 863ºC Temperatura Máxima Cont: 820ºC Temperatura Máxima (OEI): 885ºC Torque Máximo Transmisión : 100% (900 shp) Torque Máx Cont Transmisión (OEI): 124% (561 shp) b- Vista Interna del Helicóptero:

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C- Vistas Generales del Helicóptero:

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2- Manejo en Tierra y Servicio. a- Dimensiones y Areas: Las principales dimensiones del helicóptero son: - Longitud (con barrido de rotores) 12,96 m - Longitud del fueselaje 11,65 m - Ancho (incluido elevador) 3,29 m - Altura Máxima 3,39 m - Diámetro Rotor Principal 10,83 m - Diámetro Rotor de Cola 1,94 m - Ancho de Vía Tren de Aterrizaje 2,15 m - Distancia entre Ejes Tren de Aterrizaje 3,74 m

Dimensiones del A-109E

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Líneas de Referencia (Zonas de Estación) del Helicóptero

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b- Paneles de Acceso y Servicio: El helicóptero cuenta con una serie de paneles y compuertas de acceso para efectuar tareas de inspección, mantenimiento y servicio de los diversos componentes de la máquina.

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c- Parqueo y Amarre del Helicóptero: Para prevenir daños al helicóptero cuando está parqueado en el exterior en condiciones normales o adversas, es necesario proteger y asegurar el helicóptero según los siguientes procedimientos:

- Posicionar el helicóptero en una superficie nivelada y en dirección al viento - Colocar los calzos de en las ruedas - Dejar puesto el freno rotor - Poner el freno de parqueo - Colocar el mecanismo de centrado de la rueda de morro en la posición LOCK - Chequear que todos los interruptores estén en OFF - Cerrar todas las puertas y paneles de acceso - Instalar las cubiertas de los tubos de pitot, entradas de aire de motores y tubos de escape del motor.

Nota: La duración de la carga de los acumuladores de los sistemas hidráulicos dura solo unas pocas horas, por lo que el helicóptero siempre se debe dejar con los calzos puestos

En caso presentarse vientos entre 20-40 kts se deberán instalar los amarres del rotor principal y el rotor de cola, para evitar daños en las palas. Para velocidades entre 40-60 kts adicionalmente se deberán llenar los tanques de combustible al máximo y si la rampa cuenta con puntos de amarre, amarrar el helicóptero. En caso de presentarse vientos mayores de 60kts se deberá llevar el helicóptero a un área segura (hangar).

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Amarre del Helicóptero

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d- Remolque: En el tren de nariz del helicóptero se encuentran dos puntos de fijación para colocar una barra de remolque. La rueda de nariz puede pivotar 40º a ambos lados desde su posición centrada, siendo indicado dicho tope por medio de unas marcas de color rojo ubicadas en el radomo. Durante las labores de remolque se deben efectuar las siguientes tareas:

- Para prevenir daños a los giróscopos, no mover el helicóptero hasta transcurridos al menos 20 minutos desde la conexión/desconexión de electricidad (batería/GPU/motores).

- Desconectar el mecanismo de centrado de la rueda de nariz NOSE WHEEL LOCK en la posición OFF

- Colocar el freno rotor (si hay presión, dejarlo sin colocar) - Quitar el freno de parqueo - Remolcar el helicóptero evitando aceleraciones/deceleraciones fuertes, la máxima velocidad de remolque

es de 10km/h. - Al llegar al punto final desconectar la barra y colocar el freno de parqueo.

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Remolque del Helicóptero

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Radios de Giro del Helicóptero

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e- Alzado del Helicóptero: El helicóptero puede ser alzado por medio de una grúa colocando un adaptador en la cabeza del rotor principal, o bien mediante 3 gatos colocados en puntos duros ubicados en la parte inferior del fuselaje. En caso de alzar el helicóptero desde la cabeza del rotor principal, se debe utilizar una grúa con una capacidad de carga mínima de 3500 Kg. No se deberá colocar en gatos el helicóptero si la velocidad del viento es > 20 kts.

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Alzado en gatos del helicóptero

f- Servicio del helicóptero: El A-109E cuenta con una serie de diversos puntos de servicio para reponer los niveles de los principales componentes y sistemas.

- Combustible:

El helicóptero está equipado con 3 tanques de combustible con una capacidad total de 605 lts. Todos los tanques son llenados por medio de un punto ubicado en el lado derecho trasero del helicóptero. Como opción se ofrece la posibilidad de instalar tanques auxiliares los cuales son llenados por el mismo punto que los tanques principales. Los combustibles aprobados para el helicóptero son: Tipo de Combustible Codigo NATO Especificación

Jet A N/A ASTM D1655 (Jet A) Jet A-1 F-35 ASTM D1655 (Jet A-1)

DERD 2494 AIR 3405-F-35

JP-5 F-44 MIL-T-5624 (JP-5) DERD 2452 AIR 3404-F-44

JP-5 F-43 DERD 2498 AIR 3404-F-43

JP-8 F-34 MIL-T-83133 (JP-8) DERD 2453 AIR 3405-F-34

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Servicio General de Combustible

- Aceite Transmisión Rotor Principal:

La transmisión del rotor principal incorpora un depósito de aceite en la parte superior de la misma con una capacidad de 11 lts. El punto de llenado se encuentra en la parte superior izquierda. Para verificar en nivel, se dispone de una o dos mirillas (según s/n de la transmisión). Los tipos de aceite aprobados para la transmisión del rotor principal son DOD-PRF-85734 (Shell 555) y MIL-PRF-23699 (Mobil 254, Exxon 2380, Aeroshell 560). Antes de agregar aceite a la transmisión es importante determinar si ha sido utilizado el freno rotor después del corte de motores, ya que influye en la indicación real de nivel. En los modelos que tienen una sola mirilla (hasta s/n H10366, parte superior de la transmisión), si ha sido utilizado el freno rotor, antes de agregar aceite se debe arrancar el helicóptero, operarlo por unos 5 minutos, dejar que el rotor se pare solo (sin utilizar freno rotor) y volver a chequear el nivel, agregando aceite si es necesario hasta la marca de MAX. En los modelos de dos mirillas (s/n H10367 en adelante), se debe verificar el nivel aplicando freno rotor y teniendo en cuenta las siguientes condiciones, cuando el nivel se encuentre normal: * Nivel de la mirilla principal (mirilla superior) – Entre el nivel máximo y 5 mm por arriba de la marca MAX * Nivel de la mirilla inferior – Entre las marcas MIN y MAX Para estos modelos de transmisión se deberá reponer el nivel agregando cantidades de 0,5 lts, y teniendo la precaución de no exceder la marca MAX de la mirilla inferior.

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Aceite Transmisión Rotor Principal

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- Aceite Caja del Rotor de Cola:

La caja del rotor de cola tiene un tapón de llenado en su parte superior y una mirilla para verificar el nivel de aceite. La capacidad de la caja es de 0,24 lt y los tipos de aceite utilizados son MIL-PRF-23699 (Mobil 254, Exxon 2380, Aeroshell 560) y DOD-PRF-85734 (Shell 555).

- Aceite Motores:

Los motores incorporan un depósito de aceite integral que forma parte de la caja de accesorios. La capacidad de cada motor es de 5,12 lts , siendo el tipo de aceite a utilizar el MIL-PRF-23699 (Mobil 254, Exxon 2380, Aeroshell 560). Para cada motor hay un tapón que incorpora una varilla de nivel (dipstick) y dos mirillas situadas a ambos lados de la caja de accesorios.

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Aceite Motores

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- Sistemas Hidráulicos:

Los depósitos de los sistemas hidráulicos se encuentran en la parte superior derecha del techo de cabina de pasajeros. El depósito del sistema 1 tiene una capacidad de 1,6 lts, mientras que el del sistema 2 tiene una capacidad de 3 lts. Ambos sistemas utilizan fluido hidráulico MIL-PRF-5606 (Aeroshell Fluid 41). Antes de agregar fluido hidráulico en el depósito del sistema 2, se debe primero descargar los acumuladores del circuito normal y de emergencia del sistema hidráulico para evitar falsas indicaciones.

- Tren de Aterrizaje: Las 3 unidades del tren de aterrizaje incorporan ruedas idénticas las cuales se inflan con nitrógeno a una presión de 6 Bar (85 psi).

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Servicio Tren de Aterrizaje

- Amortiguadores de Arrastre Rotor Principal:

La cabeza del rotor principal del A-109E incorpora unos amortiguadores hidráulicos (Dampers) que actúan sobre la articulación de arrastre para reducir las vibraciones y evitar la aparición del fenómeno de resonancia en tierra. Los amortiguadores son llenados a presión, por medio de una bomba manual, con fluido hidráulico MIL-PRF-5606 (Aeroshell Fluid 41).La indicación de nivel, es mostrada por medio de una mirilla graduada ubicada en los laterales de cada. Según el modelo de damper instalado (Magnaghi o Mecaer), la indicación varia, en los Magnaghi (modelos viejos del A-109E) el nivel se debe verificar en base a la temperatura ambiental (OAT), mientras que en los dampers Mecaer, la mirilla tiene marcas de nivel MIN y MAX.

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Servicio Dampers Rotor Principal

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- Puntos de Engrase del Helicóptero:

Hay una serie de puntos de engrase para efectuar tareas de lubricación periódica (programada) en distintos componentes del helicóptero. Para dichos componentes se deberán utilizar los siguientes tipos de grasas:

Codigo Agusta Norma Marca LCM-47 MIL-G-21164 Grasa 33MS LCM-48 MIL-G-25537 Aeroshell 14 LCM-49 MIL-G-81322 Aeroshell 22

Las labores de engrase se pueden efectuar a mano, con jeringuilla o con pistola de engrasar.

Componente Intervalo de Engrase Codigo Plato Oscilante 50H LCM-48 o 49

Anillo Flotante/Restrictor de Flapeo 50H LCM-47 Cojinetes Eje impulsor Rotor de

Cola 300H LCM-47

Drive Links Tren de Aterrizaje Principal

200H LCM-49

Drive Links Tren de Aterrizaje de Nariz

200H LCM-49

Cojinetes Dobles Caja Rotor de Cola

400H LCM-49

Actuadores Hidráulicos Rotor Principal

200H LCM-48 o 49

En aquellas zonas donde se pueden aplicar dos tipos de grasas distintas No está permitido mezclarlas

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Puntos de Engrase del Helicóptero

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3- Estructura. a- General: El A-109E está formado por una estructura primaria tipo semimonocasco recubierta en piel de aluminio y en determinadas zonas, materiales compuestos, principalmente fibra de vidrio. El helicóptero es un 90% aluminio y un 10% materiales compuestos. Gran parte de la estructura utiliza paneles de honeycomb (panal de abeja), los cuales tienen la ventaja de absorber ruidos, vibraciones, y capaces de soportar cargas estructurales incluso en caso de fallo.

b- Fuselaje: El fuselaje del helicóptero está formado por una estructura semimonocasco de aluminio e incluye la sección de nariz, la sección central, la sección trasera y el botalón de cola. Sirve de soporte y alojamiento para el tren de aterrizaje, transmisión del rotor principal, motores, tanques de combustible y equipos de aviónica.

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Fuselaje (Estructura Interna)

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- Fuselaje – Sección de Nariz:

La sección de nariz comprende el compartimiento de aviónica delantero, pozo del tren de nariz y la cabina de pilotos. Está formada por una estructura primaria de láminas de aluminio que forman conjuntos tipo caja (box beam), recubierta en piel de aluminio y fibra de vidrio (zonas determinadas). El radomo está fabricado en fibra de vidrio e incorpora en su parte inferior unas tiras metálicas para descarga estática (static stirps).

- Fuselaje – Sección Central:

La sección central del fuselaje comprenda la zona de cabina de pasajeros, sirviendo de alojamiento para el tren de aterrizaje principal y las celdas de combustible. El techo de la sección central sirve de soporte para la transmisión del rotor principal. La estructura primaria está fabricada en aluminio y es del tipo caja (box beam), estando divida en la parte superior y la inferior. La parte superior la integran dos vigas longitudinales y un panel en honeycomb de aluminio que actúa como techo. La parte inferior está fabricada en una sola pieza que forma toda la estructura del piso de cabina de pilotos, cabina de pasajeros, las paredes externas (laterales del helicóptero) y los alojamientos de las celdas de combustible. En la zona delantera de la sección central se encuentra una cuaderna delantera (forward frame) la cual está formada por unas vigas huecas de aluminio en cuyo interior se instalan las varillas de controles de vuelo (cíclico, colectivo y pedales), así como los ductos del sistema de calefacción de cabina. En la parte inferior trasera de la sección central del fuselaje se instalan dos vigas transversales que sirven de soporte para los trenes de aterrizaje principales.

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Fuselaje – Sección Central

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- Fuselaje – Sección Trasera:

La sección trasera del fuselaje está formada por una estructura semimonocasco la cual conforma el compartimiento de carga y sirve de punto de unión para el botalón de cola. Sirve de soporte para los motores y en el interior del compartimiento de equipaje, de alojamiento para equipos de aviónica.

- Fuselaje – Botalón de Cola:

El botalón de cola es una estructura semimonocasco formada por cuatro largueros a los cuales se fijan una serie de cuadernas y larguerillos para formar la estructura primaria. Esta estructura primaria se recubre en piel de aluminio remachada. El botalón se fija a la sección trasera del fuselaje por medio de 4 pernos. En la parte superior del botalón de cola se instalan cojinetes de soporte (hangers) para el eje impulsor del rotor de cola. El botalón también sirve de soporte para la caja del rotor de cola, el estabilizador vertical, el patín de cola y el elevador. Una aleta ubicada en la parte superior izquierda del botalón (strake) sirve para aumentar la efectividad del estabilizador vertical a alta velocidad y de ayuda aerodinámica para el rotor de cola cuando el helicóptero vuela a baja velocidad o se encuentra en estacionario. El patín de cola es un tubo de acero el cual tiene como finalidad evitar que el rotor de cola no golpe el suelo en caso de aterrizajes forzosos o en autorrotación. En la parte inferior del botalón se encuentran instalada la luz de anticolisión, antenas del radioaltímentro y antenas VOR/LOC (sistema VHF-NAV).

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Fuselaje – Botalón de Cola.

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- Botalón de Cola – Estabilizadores:

El botalón de cola dispone de un estabilizador vertical y un elevador. El estabilizador vertical consiste en un perfil asimétrico formado por 3 largueros, costillas y piel remachada en aluminio, cuya finalidad es aumentar la estabilidad direccional (guiñada) del helicóptero. El estabilizador es efectivo a partir de velocidades mayores de 50-60 kts, creando una fuerza de sustentación lateral hacia la derecha, la cual ayuda a evitar el movimiento antipar originado por el rotor principal. Los estabilizadores horizontales (llamados también elevadores) constan de dos superficies de perfil simétrico interconectadas por un tubo de torsión las cuales tienen diferente ángulo de incidencia entre sí ( -7º LH; +1,5º RH). En los A-109E los estabilizadores horizontales son fijos.

c- Puertas: El helicóptero cuenta con las siguientes puertas:

* Dos puertas de cabina de pilotos * Dos puertas de cabina de pasajeros. * Una compuerta para el compartimiento de carga * Compuertas del tren de aterrizaje y carenados de servicio.

Las compuertas son fabricadas en materiales compuestos. En el caso de las puertas de pilotos, pasajeros y compartimiento de carga, por un núcleo de Nomex y piel en fibra de carbono. El resto de las compuertas son de fibra de vidrio.

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Estructura – Puertas

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Las puertas de pilotos cuentan con un mecanismo de emergencia de expulsión manual, mientras que las puertas de pasajeros disponen de ventanas de emergencia expulsables. Para las puertas de pilotos, puertas de pasajeros, compartimiento de equipaje y la compuerta de conexión de planta externa, hay una serie de microswithes los cuales muestran los mensajes de aviso (Caution) de CABIN DOOR, BAG DOOR y EXT PWR ON, en la parte inferior del EDU-2 del IDS. d- Ventanas: Todas las ventanas del helicóptero, incluidos los parabrisas, son fabricados en acrílico. Las ventanas de las puertas de pasajeros están sujetas por un aro de goma (parking) el cual permite que puedan ser expulsadas al exterior en caso de tener que efectuar una evacuación de los pasajeros en caso de accidentes.

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4- Rotor Principal a- General. El A-109E cuenta con un rotor principal full articulado cuya cabeza es de construcción mixta (metal y materiales compuestos) y que utiliza cojinetes elastoméricos. Las palas del rotor principal son fabricadas en material compuesto. El rotor gira en sentido antihorario (visto desde arriba) y su velocidad es de 384 rpm @ 100% Nr. Para reducir las vibraciones laterales y evitar problemas de resonancia en tierra, la cabeza cuenta con unos amortiguadores de arrastre hidráulicos. La cabeza incorpora mecanismos restrictores de flapeo en tierra y de caída de las palas, para evitar posibles impactos de las mismas con el botalón de cola durante el arranque de motores. Debajo de la cabeza del rotor se encuentra en conjunto del plato oscilante, el cual por medio de unas varillas de cambio de paso (pitch links), se interconecta con la cabeza del rotor principal para poder controlar el ángulo de paso de las palas del rotor principal en respuesta a los comandos de los controles de vuelo ubicados en cabina.

b- Cabeza del Rotor Principal: La cabeza del rotor principal del helicóptero está montada sobre el mástil de la transmisión, sujeta mediante dos topes cónicos (superior e inferior) y una tuerca de mástil que utiliza un anillo de bloqueo (lockplate ring) fijado con una serie de pernos. La construcción de la cabeza es mixta, formada por un yugo de titanio y grips en materiales compuestos. Para cada pala se utiliza un cojinete elastomérico cónico el cual proporciona el movimiento en las 3 articulaciones de la cabeza (flapeo, cambio de paso y arrastre). En la parte superior de la cabeza se monta un carenado de aluminio el cual ayuda a reducir la resistencia aerodinámica y proteger parte de los componentes de los elementos atmosféricos. La cabeza está formada por los siguientes componentes:

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Instalación cabeza del rotor principal

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Vista General de la Cabeza del Rotor

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Cabeza del Rotor – Vista Desglosada

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Corte Esquemático Cabeza Rotor Principal

- Yugo Cabeza del Rotor:

El yugo de la cabeza del rotor está hecho de un bloque de titanio maquinado el cual tiene una forma cuadrada. En su parte central tiene un agujero estriado para conectarse al mástil de la transmisión, mientras que en la parte inferior un surco sirve para alojar al anillo flotante utilizado por el mecanismo de restricción de flapeo. La parte externa del yugo sirve de soporte para los cojinetes elastoméricos.

- Grips (Tension Links):

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Los grips están formados por una capa interna unidireccional de fibra de carbono y una lámina externa de aluminio, actúan como punto de unión entre la pala y el yugo de la cabeza del rotor a través del cojinete elastomerico.

- Cojinetes Elastoméricos:

El rotor principal tiene instalados 4 cojinetes elastoméricos (uno por pala) alojados en la parte interna del grip. los cojinetes permiten que la pala tenga 3 grados de libertad de movimiento (articulaciones), están fabricados de capas concéntricas de goma y acero inoxidable, teniendo como principal ventaja la reducción de peso y componentes en la cabeza del rotor, y la ausencia de lubricación. Un extremo del cojinete se fija al yugo de la cabeza del rotor, mientras que el otro al grip. Los cojinetes incorporan piezas de soporte en ambos extremos fabricadas en acero. A la hora de limpiar la cabeza del rotor, se debe evitar el uso de materiales disolventes en las zonas de los cojinetes para evitar daños a los mismos. Periódicamente se deben inspeccionar los cojinetes por daños tales como delaminaciones (separación del elastómero), agrietamiento y por rotura del cojinete (cargas excesivas en el rotor principal asociadas con sobretorques).

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Cojinetes Elastoméricos

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Inspección Cojinetes Elastoméricos

- Palanca de Cambio de Paso (Pitch Change Lever):

La palanca de cambio de paso es una pieza de aluminio maquinada la cual se encuentra montada dentro del grip. Sirve de soporte para la fijación de los dampers de arrastre y las varillas de cambio de paso provenientes del plato oscilante. El lado interno de la palanca de cambio de paso sirve de alojamiento para el tope del mecanismo limitador de flapeo.

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Palanca de Cambio de Paso

- Amortiguadores de Arrastre (Dampers):

La finalidad de los dampers es amortiguar el movimiento de arrastre de las palas del rotor principal durante el vuelo especialmente en maniobras a alta velocidad. Otra de las funciones es reducir durante las operaciones en tierra, del fenómeno de la resonancia. El damper está formado por un cilindro en cuyo interior se encuentra un pistón, un reservorio de fluido hidráulico, una mirilla de nivel, dos válvulas check, dos válvulas de relevo de presión y una válvula de carga. La parte fija del damper (cilindro) está montada en el yugo de la cabeza del rotor, mientras que la parte móvil (pistón) se instala en uno de los extremos delanteros de la palanca de cambio de paso (pitch change lever). En operación normal el damper funciona en base al movimiento del pistón el cual por medio de las válvulas internas, permite el paso del fluido hidráulico de un lado al otro del pistón (cámaras). Los dampers tienen una mirilla la cual muestra el estado de carga (nivel de fluido hidráulico) de los dampers, el cual se debe chequear periódicamente. Para rellenar los dampers se utiliza un puerto de llenado y una bomba manual a presión.

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Amortiguadores de Arrastre (Dampers)

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Amortiguadores de Arrastre (Dampers)

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- Mecanismo Limitador de Flapeo:

El mecanismo limitador de flapeo está instalado internamente entre el grip y la palanca de cambio de paso y tiene como finalidad reducir el ángulo de flapeo de las palas del rotor principal a bajas rpm (por debajo de 40%Nr). Está formado por un contrapeso inercial instalado en el soporte externo del cojinete elastomérico y por un tope que se monta en el extremo interno de la palanca de cambio de paso. Para asegura de que el sistema funcione a bajas rpm, se instala en el contrapeso un resorte el cual mueve el contrapeso hacia una posición que permite el contacto con el tope ubicado en la palanca de cambio de paso.

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- Mecanismo Restrictor de Caída:

El mecanismo restrictor de caída está instalado en la parte inferior de la cabeza del rotor principal, estando formado por un anillo flotante el cual se mueve dentro de un surco del yugo del rotor y cuatro placas de soporte instaladas en la parte inferior de los grips de la cabeza del rotor. El anillo flotante está hecho en por dos piezas concéntricas, la más interna de teflon y la más externa de acero el cual se recubre con grasa para reducir el rozamiento. Las placas de soporte de los grips son de aluminio, teniendo unos refuerzos de acero en las zonas que hacen contacto con el anillo. El mecanismo restrictor tiene como finalidad recudir el ángulo de caída (flapeo negativo) de las palas cuando el rotor gira a baja velocidad. También sirve de ayuda en vuelo para evitar la disimetría de sustentación entre las palas que avanzan y las que retroceden, haciendo que las primeras disminuyan el ángulo de paso con y las últimas lo aumenten, según el ángulo de flapeo de las palas.

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c- Palas del Rotor Principal: Las palas del rotor principal están fabricadas en materiales compuestos. Cada pala se compone de un larguero interno de fibra de vidrio, el cual da la forma a la sección delantera y un núcleo en honeycomb (panal de abeja) en Nomex. Todo este conjunto de la estructura interna es recubierto con piel de fibra de carbono (3 capas orientadas a +45º, - 45º y +90º). El borde de ataque de la pala está recubierto en acero inoxidable para protegerla contra la abrasión. Las puntas de las palas son fabricadas en acero inoxidable y tienen una forma truncada para reducir el ruido y la formación de vórtices de punta de pala. En la zona de la raíz se encuentra una aleta (spoiler) de fibra de vidrio la cual reduce las vibraciones verticales de 4/Rev. Cada pala cuenta en el borde de fuga con una aleta ajustable (trim tab) la cual se utiliza durante el ajuste del tracking del rotor principal. En los modelos viejos de A-109E la aleta está fabricada en aluminio, mientras que en los nuevos es de acero, para ambos casos los ángulos máximos de deflexión son de ± 7º. Cada pala se fija a la cabeza del rotor por medio de dos pernos de acero huecos, los cuales se les puede agregar o quitar contrapesos para propósitos de balance.

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Palas del Rotor Principal

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d- Controles Rotatorios del Rotor Principal: La función de los controles rotatorios del rotor principal es transmitir el movimiento de los controles del cíclico y colectivo a las palas del rotor principal. El conjunto está formado por los siguientes componentes:

- Plato Oscilante: Se encuentra instalado debajo de la cabeza del rotor principal soportado por un cojinete esférico (Uniball) el cual permite que se pueda inclinar en cualquier dirección. La parte inferior del plato oscilante es la parte fija la cual está conectada a los actuadores hidráulicos de los controles de vuelo del rotor principal, manteniéndose alineada por medio de unas tijeras fijas (non rotating scissors).

La parte superior del plato es movida por el rotor principal por medio de unas tijeras rotatorias (rotating scissors), la cual interconecta la cabeza del rotor con la parte móvil del plato. Para proteger el cojinete esférico del plato oscilante, se instalan unas fundas de goma a ambos lados del plato.

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Controles Rotatorios – Plato Oscilante

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- Varillas de Cambio de Paso (Pitch Links):

Las varillas de cambio de paso interconectan a la parte móvil del plato oscilante con las palancas de cambio de paso ubicadas en el rotor principal. Los extremos de la varilla son ajustables por medio de una rosca para poder cambiar la longitud de la misma, asimismo cada extremo cuenta con un cojinete uniball en los puntos de conexión de la varilla con el plato oscilante y la palanca de cambio de paso.

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5- Transmisión. a- General: La transmisión del rotor principal es la encargada de de utilizar la potencia de los motores para accionar el rotor principal, el rotor de cola y una serie de accesorios conectados a la misma. Está montada sobre el techo de la cabina de pasajeros y se sujeta mediante 4 tubos y varillas de soporte, fabricados en aluminio, que en un extremo se fijan a la estructura del techo (en las vigas principales) y en el otro a la parte superior de la transmisión. La transmisión tiene una inclinación de 6º±20’ hacia delante y una inclinación lateral de 0º±20’. En la parte inferior de la transmisión se monta una placa antitorque fabricada en aluminio la cual va fijada a la estructura del techo por una serie de pernos.

La transmisión tiene un total de 3 fases de reducción (entrada = 6000 rpm; salida = 384 rpm), está fabricada en magnesio y está formada por los siguientes módulos:

- Módulo de Acople: El modulo de acople se encarga de combinar la potencia de ambos motores y transmitirla a la segunda fase de reducción de la transmisión (módulo principal), así como de proporcionar la salida de potencia para accionar al eje impulsor del rotor de cola. La entrada de esta fase son 6000 rpm y la salida son 4373 rpm

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Transmisión – Módulo de Acople

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En los acoples de los ejes de entrada de potencia de la transmisión se encuentran las unidades de rueda libre las cuales funcionan por fricción (rachet type), estando formadas por dos anillos concéntricos entre los cuales se instalan una serie de dientes de acople sujetados por un muelle circular. El anillo externo es movido por los acoples de los ejes de potencia de cada motor, mientras que el anillo interno es accionado por la transmisión. Las unidades de rueda libre permiten que el rotor principal y el rotor de cola puedan seguir girando libremente en caso de fallo de uno o ambos motores.

Módulo Principal: El módulo principal tiene en su interior la segunda y tercera fase de reducción de la transmisión. La segunda fase está formada por un conjunto de engranajes cónicos (Gleason Gears), siendo el valor de entrada 4373 rpm provenientes del módulo de acople , y el valor de salida 1518 rpm. La tercera fase de reducción está formada por un conjunto de engranajes planetarios, siendo la entrada 1518 rpm y la salida 384 rpm. La corona de la fase planetaria está montada en la parte superior del módulo principal. El módulo principal se encarga de accionar las bombas hidráulicas del helicóptero por medio de unos acoples ubicados en los laterales de la parte inferior de la transmisión.

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Transmisión – Módulo Principal

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- Módulo Superior: Está instalado en la parte superior del módulo principal, tiene forma cónica y sus principales funciones son servir de soporte para el mástil y actuar como el depósito de aceite de la transmisión. En su parte externa tiene zonas reforzadas donde se fijan los soportes de la transmisión y los actuadores hidráulicos de los controles de vuelo.

En el módulo superior se encuentra el tapón y la mirilla principal de aceite de la transmisión.

b- Ejes de Potencia de la Transmisión: Los ejes de potencia se encargan de transmitir el torque de los motores a la transmisión del rotor principal. Están instalados entre el acople de salida de cada motor y el acople de entrada de la transmisión, siendo sujetados por tornillos. Debido a que la transmisión y el motor están sujetos por soportes rígidos, cualquier pequeña desviación entre ambos es absorbida por los ejes los cuales tienen en sus extremos unos acoples flexibles (Bendix Couplings). Cada eje es hueco, fabricado en acero y gira a 6000 rpm @ 100% N2.

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Ejes de Potencia de la Transmisión

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c- Sistema de Lubricación de la Transmisión: El sistema de lubricación de la transmisión es del tipo “sumidero seco”, encargado de suministrar aceite limpio a presión, para lubricar los engranajes, cojinetes y acoples de la transmisión. El sistema está formado por los siguientes componentes:

- Bomba de Aceite: Es una bomba de engranajes doble de desplazamiento positivo localizada en la parte izquierda delantera del módulo de acople, siendo accionada por uno de los engranajes internos de dicho módulo. Una de las etapas conforma la bomba de presión la cual recibe el aceite del depósito ubicado en el módulo superior de la transmisión (Bell Housing) y lo envía al filtro de aceite para posteriormente distribuirlo a los diversos inyectores y pasajes internos de lubricación de la transmisión.

La segunda etapa actúa como una bomba de recuperación la cual drena el aceite del sumidero de la transmisión, enviándolo por medio de una válvula termostática al radiador de aceite, y de ahí al deposito para reiniciar el ciclo de lubricación.

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- Filtro de Aceite: Se encuentra en la parte trasera de la transmisión encima del módulo de acople. El filtro es de papel (reemplazable) e incorpora una válvula de bypass, indicador visual de filtro obstruido, válvula check de presión minima (evita transferencias de aceite del depósito al sumidero cuando no hay presión), bulbo sensor de temperatura, switch de alta temperatura (se activa cuando la temp > 115ºC).

- Radiador de Aceite y Ventiladores: El aceite es enfriado por un radiador ubicado en la parte trasera superior de la transmisión, el cual obtiene el aire necesario para su refrigeración por medio de unos ventiladores accionados por los ejes de entrada de potencia, a través de correas.

El aceite proveniente del circuito de recuperación para por el radiador para ser enfriado antes de regresar al depósito. El paso del aceite por el radiador depende de la válvula termostática la cual permanece abierta (bypass) si la temperatura es < 54ºC. Si la temperatura es > 54ºC se cierra y obliga a que el aceite pase por el radiador. Los ventiladores son del tipo centrífugo, movidos por correas conectadas a los ejes de entrada (ejes de potencia) de la transmisión. En operación normal giran a 11250 rpm aproximadamente.

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Radiador y Ventiladores de Aceite Transmisión

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Sistema de Lubricación Transmisión – Componentes Principales

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Sistema Lubricación Transmisión – Esquemático

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d- Sistema de Freno Rotor: El sistema del freno rotor se utiliza para detener de forma rápida el rotor principal en tierra, una vez que se hayan parado los motores. El sistema es activado hidráulicamente a través del circuito del sistema hidráulico utilitario, utilizado también para el tren de aterrizaje, bloqueo de la rueda de nariz y frenos. La operación del freno rotor es controlada por una palanca ubicada en el techo de cabina la cual por medio de un cable flexible de acero, se conecta a la válvula selectora triple (freno de estacionamiento, sistema de centrado de rueda de nariz y freno rotor), para enviar fluido hidráulico a presión al conjunto de pinzas de freno (caliper) ubicado en el disco de freno rotor que se encuentra a la salida del eje impulsor del rotor de cola. Por seguridad el sistema solo puede ser operado cuando el tren de aterrizaje esta abajo, accionándose cuando las rpm del rotor principal sean menores de un 40% Nr. Al activarse el freno rotor se aparece el mensaje de aviso (Caution) ROTOR BRK ON en la parte inferior del EDU-1, la cual es generada por un microswitch ubicado el soporte de la palanca del freno rotor.

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e- Sistema de Indicación de Parámetros de la Transmisión: En la transmisión hay una serie de sensores los cuales monitorizan diversos parámetros y los muestran en las pantallas del EDU-1 (parámetros primarios y mensajes de Alerta/Aviso) y EDU-2 (parámetros secundarios y mensajes de status/información). Los parámetros monitorizados son los siguientes:

- RPM del Rotor Principal: Las rpm del rotor principal son medidas por medio de un sensor monopolo instalado en la parte derecha del módulo principal de la transmisión. El sensor mide las revoluciones por minuto del engranaje cónico (gleason) y envía dichas señales a la pantalla del EDU-1. El valor es mostrado como una escala vertical y en valor numérico directo (digital).

Asociado con el sistema de indicación de rpm se encuentran los mensajes de alerta (Warning) ROTOR HIGH, el cual se activa cuando las rpm exceden 105,5%Nr; y ROTOR LOW, el cual se activa cuando las rpm del rotor principal son menores de 95.5% Nr , en esta última condición se activa también un mensaje aural.

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- Presión de Aceite de Transmisión: Las señales de presión de aceite provienen de un transmisor de presión, el cual según el s/n del helicóptero varia se ubica en diferentes zonas. Para los modelos más antiguos está instalado en el la parte delantera derecha del módulo de acople (adyacente a la mirilla inferior de nivel de aceite). En los modelos más nuevos está instalado en la parte superior derecha del módulo principal de la transmisión.

Para ambas instalaciones, los transmisores muestran el valor de presión de aceite de la transmisión en la pantalla del EDU-2. El valor se presenta en una escala vertical con distintos rangos de color y en lectura directa (digital). Asociado con la presión de aceite, se encuentra en switch de baja presión el cual activa un mensaje de alerta (Warning) XMSN OIL PRESS si el valor de la presión es menor de 30 psi. En los modelos más antiguos el switch de presión se ubica en el lado izquierdo delantero del módulo de acople, mientras que en los modelos más nuevos esta en la parte superior derecha del módulo principal, adyacente al transmisor de presión.

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- Temperatura de Aceite de Transmisión: La temperatura de aceite se mide por medio de un bulbo de temperatura ubicado en el cuerpo del filtro de aceite de la transmisión. Las indicaciones de temperatura son mostradas en la pantalla del EDU-2, en forma directa (lectura digital) y por una barra que presenta distintos colores asociados a los rangos de temperatura.

En el cuerpo del filtro se encuentra también un switch de presión el cual muestra el mensaje de alerta (warning) XMSN OIL HOT cuando la temperatura es mayor de 110ºC, en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

- Indicación de Partículas (Chip Detector): Hay dos detectores de partículas instalados en la transmisión los cuales activan el mensaje (caution) XMSN OIL CHIP en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. El primer chip detector se encuentra en la parte superior izquierda de la transmisión en el módulo del mástil (debajo de la mirilla principal de aceite), mientras que el segundo está instalado en el lado trasero izquierdo del módulo de acople, adyacente al acople de entrada del motor LH..

Como opción se ofrece un quemador de partículas (chip burner) el cual es activado por los pilotos a través de un botón ubicado en el panel de techo.

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Detectores de Partículas

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6- Sistema Anti-Torque. a- General: El sistema Anti-Torque se encarga de accionar al rotor de cola para contrarrestar el par inverso generado por la rotación del rotor principal. Está formado por el eje impulsor del rotor de cola (movido por la transmisión del rotor principal), la caja del rotor de cola, y el rotor de cola en si mismo. b- Eje Impulsor Rotor de Cola: El conjunto del eje impulsor del rotor de cola transmite el movimiento de la transmisión del rotor principal a la caja del rotor de cola, el eje impulsor gira a 5872 rpm @ 100% Nr. Está formado por 3 secciones huecas fabricadas en aluminio las cuales son soportadas por cojinetes de bolas (hangers). Cada sección del eje está unida por una serie de acoples flexibles (Thomas Couplings), los cuales consisten en una serie de discos flexibles de acero (10 discos) los cuales se colocan con una separación de 90º entre cada uno. Cada eje se une junto con los acoples flexibles por 4 pernos. En los extremos de cada sección del eje impulsor del rotor de cola se encuentran unos pines de seguridad los cuales pasan radialmente a través del eje. Estos pines se utilizan para chequear la seguridad de la unión del adaptador del acople de cada sección del eje impulsor, en condiciones normales deben de poder girar libremente, en caso de fallo de alguno de los adaptadores, no podrán girar libremente. Hay un total de 7 soportes (hanger) para todas las secciones del eje impulsor del rotor de cola, en su interior tienen un cojinete de bolas. Cada hanger se puede alinear de forma independiente por medio de una serie de arandelas de que colocan en la zona de los pernos de soporte del hanger. c- Caja del Rotor de Cola (Caja de 90º): La caja del rotor de cola se encarga de reducir las revoluciones provenientes del eje impulsor, para accionar el rotor de cola. La caja está fabricada en aluminio y en su interior tiene sola fase de reducción formada por un conjunto de engranajes cónicos, la caja reduce las 5872 rpm a un valor de salida de 2080 rpm. La cubierta de la caja reductora actúa como depósito integral de aceite. La caja cuenta con una mirilla de nivel y un detector de partículas (chip detector). El eje de salida de la caja está fabricado en acero hueco, tiene un extremo estriado en el cual se fija la cabeza del rotor de cola.

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Eje Impulsor del Rotor de Cola

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Caja del Rotor de Cola

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d- Rotor de Cola: El rotor de cola del A-109E es de tipo semirrigido de dos palas y su finalidad es contrarrestar el torque producido por el rotor principal. La cantidad de fuerza aerodinámica producida por el rotor de cola puede variarse por medio del mecanismo de cambio de paso de las palas accionado por los pedales ubicados en cabina. Hay dos modelos de rotor de cola para el helicóptero, uno de palas metálicas y otro (modelo nuevo) con palas de gran cuerda fabricadas en materiales compuestos. Tanto la cabeza del rotor, como el mecanismo de cambio de paso, son similares en ambos modelos.

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- Cabeza del Rotor de Cola: La cabeza del rotor es de construcción metálica fabricada en aluminio y acero estando formada por los siguientes componentes:

* Trunnion: Fabricado en aluminio o acero (modelos nuevos), se instala dentro del yugo de la cabeza del rotor de cola. Tiene un agujero central estriado el cual encaja con el eje de salida de la caja del rotor de cola. El trunnion hace la función de la articulación de flapeo. * Yugo (Yoke): Es una pieza maquinada de acero la cual sirve de soporte para las palas del rotor y permite que estas pivoten para poder cambiar su ángulo de paso. Actúa como alojamiento del trunnion el cual se monta 45º con respecto al eje de cambio de paso de las palas. En la parte trasera se instala el tope de flapeo del rotor de cola en cual limita en ángulo de flapeo en ±18º. * Straps: Están montados dentro del yugo y su función es soportas las cargas originadas por la fuerza centrifuga entre las palas y el yugo. Cada strap esta formado por una serie de láminas de acero (entre 30 y 52), siendo uno de sus extremos sujetado dentro del yugo por medio de un pin, mientras que el otro extremo se conecta directamente a las palas (rotores con palas de material compuesto), o a los grips (rotores con palas metálicas). * Grips: Son fabricados en aluminio y se utilizan solo en rotores de cola que tienen palas metálicas, son sujetados a la cabeza por medio de los straps. En sus extremos tienen unos agujeros donde se instalan las palas junto con sus pernos de soporte.

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- Palas del Rotor de Cola: Según el modelo de rotor de cola instalado en el helicóptero pueden haber dos tipos de palas, en los más antiguos construidas en metal, y en los actuales en materiales compuestos.

En el caso de las palas de construcción metálica, internamente están formadas por un larguero de acero inoxidable el cual da forma a la sección del borde de ataque. Detrás del larguero se instala un núcleo en honeycomb de nomex. Toda la estructura interna de la pala es forrada en piel de acero inoxidable, instalando en la zona de la raíz una serie de placas de refuerzo para reducir las cargas de flexión a la cuales están sometidas las palas en la operación normal del rotor. En la zona de la raíz y en las puntas de las palas se instalan unos contrapesos de balance dinámico, los cuales son fijos (no se cambian). Cada pala se sujeta al grip de la cabeza del rotor por medio de dos pernos de acero.

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Las palas fabricadas en materiales compuestos están formadas por una estructura interna de fibra de vidrio y un nucleo en honeycomb de nomex. Todo el conjunto está forrado por dos capas de fibra de vidrio orientadas a +45º y -45º para proporcionar una mayor resistencia. Para proteger las palas de la abrasión, se instala una lámina de refuerzo de aleación de níquel en la zona del borde de ataque. En la raíz de las palas hay unos contrapesos metálicos los cuales ayudan, por fuerza centrífuga, a colocar las palas del rotor de cola en paso mínimo en caso de fallo de los controles de los pedales.

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- Mecanismo de Cambio de Paso del Rotor de Cola: El mecanismo de cambio se encarga de transmitir los comandos de control efectuados por los pilotos por medio de los pedales al rotor de cola. El conjunto está formado por un collar y una manga deslizantes los cuales se conectan por medio de unas varillas a las palas del rotor de cola.

El collar es fijo y se mantiene alineado por medio de unas tijeras de alineación que se conectan a la caja del rotor de cola. La manga es móvil y gira por medio de unas estrías ubicadas en el eje de salida de la caja del rotor de cola, está montada de forma concéntrica con respecto al collar y es soportada en su parte trasera por medio de un conjunto de cojinetes de bolas dobles.

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e- Sistema Anti-Torque – Indicaciones: En la caja del rotor de cola está instalado un detector de partículas (chip detector) el cual activa el mensaje de aviso (caution) TGB OIL CHIP en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. Como opción se ofrece un detector de partículas con la capacidad de quemado (chip burner), el cual es activado por un botón ubicado en el panel de techo del helicóptero.

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7- Controles de Vuelo. a- General: El conjunto de los controles de vuelo del A-10E, comprende los mandos del rotor principal y los mandos para el rotor de cola, ambos asociados con los ejes de control del helicóptero (cabeceo, alabeo y guiñada). Todos los controles son movidos hidráulicamente, en el caso del rotor principal por 3 actuadores dobles (accionados por ambos sistemas hidráulicos) y para el rotor de cola, por un actuador sencillo (accionado por el sistema hidráulico 1). Todos los controles de vuelo se encuentran interconectados a un conjunto de actuadores eléctricos (servos) asociados con los canales de control del Piloto Automático del helicóptero.

b- Controles del Rotor Principal: El rotor principal cuenta con dos controles independientes, el control del colectivo y el control del cíclico

- Control del Colectivo: El control el colectivo se encarga de provocar un cambio uniforme en las palas del rotor principal para hacer el que helicóptero ascienda o descienda verticalmente, o bien se mantenga en una determinada altitud en vuelo estacionario (hover) o en vuelo de traslación.

En cabina la palanca del colectivo se encuentra instalada en el lado izquierdo de los asientos de pilotos. Cuando se mueve la palanca, se envían por medio de una serie de levas y varillas, comandos de control a los tres actuadores hidráulicos del rotor principal, los cuales se mueven de forma simultánea y en la misma cantidad provocando que el plato oscilante suba o baje verticalmente haciendo que las palas del rotor tengan un cambio de paso igual e uniforme y que aumente o disminuya la fuerza de sustentación generada por el rotor.

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Controles del Colectivo – Vista General

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En cabina los mandos del colectivo están conectados a un tubo de torque ubicado en la parte inferior de los asientos de pilotos. El tubo de torque mueve una serie de varillas las cuales pasan por la parte interna izquierda de la cuaderna delantera (forward frame) y que llegan hasta el conjunto de mezcla ubicado en la parte externa del techo de cabina. Conectado al tubo de torque del colectivo están los LVDT (Linear Variable Differential Tranducer) los cuales son unos voltímetros lineales que se encargan de medir la posición (ángulo) de la palanca del colectivo y enviar una señal a los EEC (Electronic Engine Control) de los motores para acelerarlos y compensar la caída de las rpm del rotor principal a medida de que sube el colectivo (Droop Compensation).

- Control del Cíclico: El control del cíclico permite que el helicóptero vuele hacia un rumbo determinado

apuntando a cualquier dirección, esto es logrado por medio del cambio de paso diferencial en las palas del rotor principal, originado por la inclinación del plato oscilante en una posición determinada. En cabina el control está formado por un bastón vertical montado delante del asiento de cada piloto.

El cíclico tiene dos canales de control, el canal de cabeceo y el canal de alabeo, los cuales pueden accionarse de forma independiente o combinada para mantener una determinada actitud del helicóptero durante el vuelo. Comandos de control de ambos canales son enviados por medio de varillas al conjunto de mezcla y de ahí a los actuadores del rotor principal. Las varillas de los canales de control del cíclico pasan por la parte interna derecha de la cuaderna delantera (forward frame) y llegan al conjunto de mezcla ubicado en el techo de la cabina. Ambos bastones del cíclico están conectados a dos tubos de torsión asociados a cada canal de control y a las unidades del force trim las cuales se encargan de proporcionar sensación artificial. En el tubo de torsión del canal de cabeceo está instalado un resorte el cual ayuda a mantener centrado el cíclico en caso fallo/reconexión del force trim. Los canales de control del cíclico están conectados en serie con los actuadores lineales del piloto automático.

- Unidad de Mezcla: Está montada sobre el techo de la cabina de pasajeros y se encarga de transmitir los comandos de entrada del cíclico y el colectivo a los actuadores hidráulicos del rotor principal. Su diseño permite que ambos controles funciones independientemente o de forma conjunta sin afectar su funcionamiento, ni tener pérdida de efecto en los controles.

La unidad de mezcla está formada por una serie de levas, una viga móvil (deslizante) y una estrella de mezcla (mixing star). Los comandos de control del colectivo provienen del lado izquierdo del conjunto de mezcla, mientras que los comandos del cíclico entran por el lado derecho a través de dos varillas independientes (cabeceo y alabeo). Cuando se mueve el colectivo se provoca en el conjunto de mezcla que la viga móvil se deslice hacia delante o detrás. La viga deslizante está conectada en uno de sus extremos a la estrella de mezcla y en esta condición es arrastrada por la viga, lo que hace que se envíe a los actuadores hidráulicos del rotor principal una señal de igual cantidad para hacer que el plato oscilante suba o baje y se origine un aumento de paso igual e uniforme en el rotor principal. Cuando se mueve el cíclico la viga móvil permanece fija y solo se mueve la estrella de mezcla la cual según el canal del cíclico accionado, se inclinara vertical o lateralmente. La inclinación vertical está asociada al canal de cabeceo, mientras que la inclinación lateral al canal de alabeo.

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Control del Cíclico – Vista General

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Conjunto de Mezcla – Vista General

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c- Controles de Vuelo del Rotor de Cola: Los controles del rotor de cola están diseñados para permitir que los pilotos tengan un medio para mantener un rumbo determinado a lo largo de todas las fases de vuelo. Cuando se mueven los pedales ubicados en cabina, se envían comandos de control por medio de una serie de varillas al rotor de cola para cambiar el ángulo de paso de las palas, lo cual provoca cambios en la fuerza aerodinámica del rotor haciendo que el helicóptero vire, a lo largo del eje de guiñada, a una dirección determinada. Interconectado con las varillas de control del rotor de cola se encuentra en actuador lineal del piloto automático el cual está asociado al canal de guiñada. En los A-109E equipados con el rotor de cola de palas metálicas, cerca de la zona donde se monta el actuador hidráulico de control está montado un resorte el cual en caso de fallo o de las varillas de control, hace que las palas del rotor de cola se coloquen en ángulo de paso mínimo, para proporcionar una estabilidad direccional mínima en vuelos a baja velocidad y en aterrizajes.

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d- Force Trim /Auto Trim: El Force Trim es un sistema conectado a ambos canales del cíclico (cabeceo y guiñada) y a los pedales del rotor de cola. El sistema tiene como finalidad lo siguiente:

• Proporcionar sensación artificial en los controles de vuelo a través de una fuerza proporcional y opuesta a la ejercida al mover los mandos en cabina. Esto es efectuado por medio de un gradiente de fuerza ubicado en las unidades del Autotrim.

• Mantener los mandos de vuelo de cabina en posición centrada, o retornarlos a dicha posición cuando se

suelten, una vez efectuado algún movimiento en los mismos. Esta acción se logra por medio de un freno magnético instalado dentro de las unidades del Autotrim.

El principal componente del sistema son las unidades de Autotrim, las cuales están interconectadas en paralelo a los mandos del cíclico y de pedales. El Autotrim consiste en un motor eléctrico (solo en los instalados en los canales de control del cíclico), un embrague magnético, un acople viscoso y un gradiente de fuerza en cual tiene en su interior un resorte. El motor eléctrico está conectado al embrague magnético cuya operación (acople/desacople) es controlada por el botón de FCE TRIM ubicado en el cíclico. El gradiente de fuerza está interconectado con el embrague magnético por medio del acople viscoso. Al presionar el botón FCE TRIM se desacopla el embrague magnético permitiendo que el bastón del cíclico se pueda mover con libertad a lo largo de todo su recorrido. Cuando se suelta el botón de FCE TRIM el bastón se mantendrá en la posición que tenia en el momento de la suelta del botón por medio del motor eléctrico y el embrague magnético. Cuando se mueve el control fuera de su posición neutral, se produce una resistencia al movimiento generada por el resorte del gradiente de fuerza. Esta resistencia se incrementa progresivamente a medida de que se mueve el control proporcionando la “sensación artificial”. Si se suelta el control, este regresará a su posición neutral debido a la expansión del resorte. El motor eléctrico de las unidades de autotrim mueve los controles de vuelo cuando el piloto automático esta conectado en modo ATT y los actuadores lineales hayan llegado a un 30% de su autoridad, para hacer cambios en la actitud del helicóptero asociados con alguno de los modos de vuelo seleccionados a través del panel de modos del Director de Vuelo, o bien para corregir grandes estados de desviación de actitud/posición del helicóptero con respecto a la actitud/posición mantenida al momento de escoger el modo ATT (Attitude Hold).

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Force Trim / Autotrim – Vista General

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e- Actuadores Hidráulicos Controles de Vuelo: El A-109E cuenta con una serie de actuadores hidráulicos dedicados a los controles de vuelo. Para los controles relacionados con el rotor principal (cíclico y colectivo) se utilizan 3 actuadores, mientras que para los controles relacionados con el rotor de cola (pedales) se utiliza un solo actuador.

- Actuadores Hidráulicos Rotor Principal: El rotor principal utiliza 3 actuadores dobles los cuales reciben presión de los dos sistemas hidráulicos del helicóptero. El cuerpo del actuador está montado en el módulo superior de la transmisión (bell housing).

Los 3 actuadores son idénticos, están formados por dos cámaras independientes colocadas en tándem, cada una recibiendo presión de un sistema hidráulico. En caso de fallo de uno de los sistemas, el actuador puede seguir operando con la presión del otro sistema operativo Las principales partes de los actuadores son:

* Cuerpo: Fabricado en magnesio, aloja a los dos cilindros del actuador, el conjunto de las servoválvulas y el soporte de montaje al módulo superior (bell housing) de la transmisión. * Pistón: Dentro del cuerpo del actuador se encuentra un pistón doble el cual es movido por la presión hidráulica de ambos sistemas. El extremo superior del pistón está conectado a la parte fija del plato oscilante. * Servoválvulas: Hay dos conjuntos de servoválvulas en el cuerpo del actuador, las cuales son las encargadas de interconectar los pasajes de presión y retorno en las cámaras del actuador, según el movimiento de los controles de vuelo seleccionado en cabina. Las servovalvulas se conectan a las varillas de los controles de vuelo por medio de las palancas de entrada (control input lever) movidas por fuerza manual de los pilotos al accionar los controles de vuelo en cabina. En el interior de las servoválvulas se encuentran las válvulas de bypass las cuales permiten la operación del actuador en caso de fallo de la servoválvula. * Link de Seguimiento (Follow Up Link): Es una varilla que interconecta la parte móvil del actuador (pistón) con el conjunto de las servoválvulas para reposicionar las válvulas (ponerlas en posición neutral) cuando los actuadores lleguen a la posición seleccionada al mover los controles de vuelo en cabina. * Válvulas Check Dobles: Se encuentran dentro del cuerpo del actuador, permiten la circulación del fluido hidráulico de una cámara a otra (presión – retorno) en caso de fallo de alguno de los sistemas hidráulicos.

En operación normal al mover los controles de vuelo en cabina, se envía a través de las varillas provenientes del conjunto de mezcla, comandos de control a las palancas de entrada de los actuadores las cuales mueven el conjunto de las servoválvulas para hacer que el actuador suba o baje según el movimiento requerido. Cuando el actuador llega a la posición deseada, las servoválvulas se vuelven a colocar en su posición iniical (neutral) por medio del link de seguimiento.

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Actuadores Hidráulicos Rotor Principal – Vista General

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Actuadores Hidráulicos Rotor Principal – Operación

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- Actuador Hidráulico Rotor de Cola: El actuador hidráulico del rotor de cola es un actuador simple el cual recibe presión del sistema hidráulico 1 del helicóptero. En caso de fallo de dicho sistema el actuador se puede mover por fuerza manual para garantizar la operatividad de los controles del rotor de cola.

El actuador esta instalado en el interior de la sección trasera del fuselaje, siendo accesible a través de una compuerta ubicada en el compartimiento de equipaje. Los principales componentes del actuador son los siguientes:

* Cilindro: fabricado en magnesio es la parte fija del actuador, en su interior se instala el pistón (parte móvil). * Pistón y Cuerpo del Actuador: Es todo un conjunto integral fabricado en acero, en su interior tiene dos pasajes internos que permiten el paso del fluido hidráulico a las cámaras del cilindro para mover el actuador en la posición deseada. * Servoválvula: Se encuentra en el cuerpo del actuador, tiene la misma función que las servoválvulas de los actuadores del rotor principal. * Válvula Check Doble: Se encuentra dentro del cuerpo del actuador, tiene la misma función que las válvulas check de los actuadores del rotor principal.

La operación del actuador es similar a los del rotor principal, con la única diferencia de que en caso de fallo del sistema hidráulico 1, se puede mover por fuerza manual el control del rotor de cola.

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Actuador Hidráulico Rotor de Cola – Vista General

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8- Protección Anti-Hielo y Lluvia. a- General: Los sistemas de protección anti-hielo y lluvia del A-109E comprenden el sistema de calefacción para los tubos del sistema pitót-estático y los limpiarabrisas de los parabrisas de pilotos. Protección anti-hielo de los motores es proporcionada por el propio calor del aceite del motor el cual es alojado dentro de una cavidad en la caja de accesorios. b- Protección Anti-Hielo Tubos Pitot- Estáticos: Los tubos pitot – estáticos incorporan en su interior resistencias eléctricas para calentarlos y evitar la formación de hielo. El sistema utiliza corriente de 28VDC y su operación es controlada por medio de dos interruptores independientes 1-2 PITOT ubicados en el panel de techo de la cabina de pilotos. No es recomendable activar el sistema si la temperatura ambiental (OAT) es mayor de 25ºC, ya que se pueden dañar los tubos pitot-estáticos. Al activar el sistema aparcen los mensajes de aviso (Advisory) PITOT 1 HEAT o PITOT 2 HEAT, en la parte inferior de la pantalla del EDU-2. En los modelos más nuevos del A-109E (aplicable a modelos viejos por medio de un TB), en caso de fallo de alguna de las resistencias de calefacción del sistema, aparecerán los mensajes de aviso (Caution) PITOT 1 FAIL o PITOT 2 FAIL en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

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b- Protección Anti-Hielo y Lluvia Parabrisas Pilotos: Los parabrisas de pilotos cuentan con limpiaparabrisas eléctricos los cuales pueden ser operados de forma independiente por medio de los interruptores WIPER PLT / CPLT ubicados en el panel de techo de cabina de pilotos. Para el control de la velocidad se utiliza un botón ubicado en la parte superior del cíclico.

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9- Planta Propulsora. a- General: El A-109E tiene instalados 2 motores Pratt & Whitney Canada PW-206C los cuales son del tipo turboeje de turbina libre y de diseño modular, adecuados para tener una simple instalación y accesibilidad tanto para el motor como para sus componentes y accesorios. La característica más novedosa del motor es que tiene un control digital de autoridad total (FADEC – Full Authorithy Digital Engine Control) de un solo canal, el cual permite poder efectuar arranques automáticos y brindar protección al motor en caso de exceso de torque, exceso de temperatura y sobrevelocidad. El FADEC también permite que el motor tenga un consumo más eficiente de combustible, lo cual se traduce en menores costos operativos del helicóptero.

Datos Básicos del Motor

Potencia Máxima (T.O Max 5 Min): 640 shp Potencia Max (OEI 2,5 min): 663 shp Potencia Máx (OEI): 633 shp Potencia Max Cont: 561 shp Temperatura Max (T.O): 863 ºC Temp Max Cont: 820ºC Temp Max Arranque: 875ºC Temp Max OEI: 885ºC RPM N1/Ng @ 100%: 58000 rpm RPM N2/Np @ 100%: 39800 rpm RPM Eje de salida: 6000 rpm @ 100% N2/Np Consumo Max Aceite: 0,3Lb/hr Peso: 291,6 lb (109,58 kg) Longitud: 36,4 in (0,9245 m) Ancho: 18,1 in (0,4597 m) Alto: 21,3 in (0,5410 m) Torque Max (T.O): 481 Lbf.ft Torque Max Cont: 481 Lbf.ft

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Motor - Vista General

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Motor – Vista General

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Motor – Vista General

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Motor – Corte Esquemático

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b- Instalación y Capotas del Motor: Los motores se encuentran instalados en la parte superior trasera del fuselaje del helicóptero, justo detrás de la transmisión del rotor principal. Cada motor está sujeto a la estructura por medio de tres soportes de acero, dos de los soportes se instalan en la parte inferior de la caja de accesorios del motor, mientras que el tercer soporte se conecta en la parte trasera, cerca de la zona del escape.

La zona donde están instalados los motores está fabricada en acero inoxidable. Ambos motores están separados por una serie de paredes antifuego fabricadas en titanio fijadas a la estructura mediante pernos. Los bordes superiores de dichas paredes sirven de soporte para las capotas de motores y la viga central (central beam) fabricada en titanio la cual separa a ambos motores. Entre ambos motores está instalada una pared antifuego de titanio la cual también ofrece protección a la primera sección del eje impulsor del rotor de cola. Esta pared esta sujetada a la estructura mediante pernos. En la pared trasera de fuego de los motores se instalan los tubos de escape (eyectores) los cuales están fabricados en acero. En los helicópteros nuevos tienen una capa externa de aluminio que actúa como protección calórica. Los tubos de escape se sujetan a la estructura por medio de cojinetes elastoméricos para reducir vibraciones.

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Paredes de Fuego y Compartimiento Zona de Motores

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Los motores se encuentran cubiertos por una serie de capotas fabricadas en materiales compuestos y titanio, las cuales tienen como finalidad proteger el motor y reducir la resistencia aerodinámica. Todas las capotas son ventiladas para prevenir la acumulación de gases dentro del compartimiento del motor o zonas adyacentes. Las principales del motor están fabricadas en una sola pieza de titanio la cual incorpora una bisagra en el punto de unión con la viga central de los motores. Tienen una varilla para permitir que las capotas se mantengan abiertas durante las labores de mantenimiento. Las capotas traseras del motor están fabricadas en fibra de carbono, se fijan a la estructura por medio de pasadores de desconexión rápida y cubren la zona de los tubos de escape y parte del eje impulsor del rotor de cola (parte superior de la zona de unión del fuselaje con el botalón de cola).

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c- Componentes del Motor: El PW-206C es un motor de diseño modular, lo cual permite que se puedan separar las diversas secciones o módulos del motor que necesiten mantenimiento, sin tener que enviar el motor entero a un taller o a un overhaul.

Las principales secciones del motor son las siguientes:

- Sección de Caja Reductora: La caja reductora (RGB) está fabricada en aluminio, tiene dos fases de reducción, siendo el valor de entrada 39800 rpm provenientes de la turbina de N2/Np, y el valor de salida 6030 rpm, al cual se conectan mediante un acople los ejes de entrada de potencia de la transmisión del rotor principal. Esta instalada delante de la sección del compresor y la cavidad formada por la pared trasera de la caja reductora y la pared delantera de la sección del compresor, actúa como depósito de aceite del motor.

La caja reductora también actúa como caja de accesorios del motor teniendo en su interior dos conjuntos de engranajes independientes los cuales son movidos por las turbinas de N1 y N2 respectivamente. En la parte inferior de la caja reductora se encuentra el filtro de aceite del motor y el detector de partículas (chip detector).

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Motor – Sección de Caja Reductora

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Motor – Sección de Caja Reductora

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- Sección del Compresor: La sección del compresor incluye la entrada de aire del motor, el compresor centrífugo, la cubierta del difusor y la cubierta del compresor. La principal función del compresor es suministrar aire a presión para mantener el proceso de combustión del motor, como función secundaria también se utiliza el aire del compresor para la refrigeración del motor, sellado del motor (sellos laberínticos), operación del sistema de combustible del motor (presiones de control utilizadas por el FMM) y para la calefacción de cabina.

El compresor es del tipo centrífugo de una sola etapa fabricado en titanio, tiene una relación de compresión de 8:1 (entrada – 14,7 psi; salida – 120 psi) y en operación normal gira a 58000 rpm @ 100%, siendo movido por la turbina de N1/Ng. El compresor se aloja dentro de la cubierta del compresor la cual está fabricada en aluminio y actúa como entrada de aire del motor, protegida por una malla de acero de ¼ de pulgada de forma abombada para proteger al motor por daños de FOD y evitar la entrada de nieve. A la salida del compresor centrífugo se encuentra el difusor el cual está fabricado en acero y tiene como función reducir la velocidad del aire proveniente del compresor centrífugo y aumentar el valor de la presión antes de ser enviado a la cámara de combustión.

- Sección del Generador de Gas: La sección del generador de gas está formada por la cubierta del generador de gas, cámara de combustión, turbina de N1/Ng, la turbina de N2/Np. Tiene como función producir la combustión de la mezcla aire/combustible y permitir que los gases generados por el proceso de combustión accionen a las turbinas de N1/Ng y N2/Np.

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Motor – Sección del Generador de Gas

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La cubierta del generador de gas está fabricada en acero soldado y sirve de soporte para la cámara de combustión, el conjunto de turbinas, los inyectores de combustible y las bujías del motor. En su parte inferior se encuentran las válvulas de drenaje de combustible del motor y en la parte superior el puerto de descarga de aire del compresor (P3) para calefacción de cabina.

La cámara de combustión del motor es del tipo anular, flujo reverso, fabricada en Inconel. Esta formada por dos piezas, teniendo una serie de agujeros para la refrigeración y alojamiento de las bujías y los inyectores de combustible. Las zonas internas de la cámara que soportan expuestas a las temperaturas más altas, están recubiertas de un material cerámico.

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La turbina de N1/Ng está fabricada en Inconel y tiene como función, extraer parte de la energía de la combustión (aproximadamente un 66%) para accionar el compresor y todo el conjunto de accesorios movidos por N1/Ng. Tiene un total de 32 alabes, gira en sentido anti-horario (viendo el motor desde atrás) a 58000 rpm @ 100% N1/Ng. Delante de la turbina se monta el estator de N1/Ng el cual se encarga de incrementar la velocidad de los gases que salen de la cámara de combustión y dirigirlos hacia la turbina en un ángulo optimo para tener el mayor rendimiento energético posible. El estator está sujeto a la estructura interna del generador de gas mediante el soporte de la turbina de N1/Ng (turbine support case). Tanto el estator, como la turbina de N1/Ng tienen alabes huecos por cuyo interior circula aire proveniente del compresor (P3) para refrigerarlos. El estator de N1/Ng es la zona del motor que recibe la mayor temperatura del motor (aprox. 1100ºC).

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A la salida de la turbina de N1/Ng se encuentra instalado el estator de la turbina de N2/Np, el cual tiene las mismas funciones que el estator de N1/Ng. Este estator está fabricado en Inconel, pero no tiene los alabes huecos, es refrigerado por aire de impacto de P3.

Justo detrás del estator de N2/Np se monta la turbina de N2/Np la cual tiene como finalidad extraer de la energía de la combustión (aprox. 33%) la potencia útil del motor para accionar el eje de salida. Es una turbina de una sola etapa fabricada en Inconel y formada por 48 alabes, gira en sentido horario (viendo el motor desde atrás) a 39800 rpm @ 100% N2/Np.

- Sección de Escape del Motor: La sección de escape se encarga de dirigir los gases de combustión del

motor a la atmósfera. Esta fabricada en Inconel y sirve de soporte para el cojinete trasero de la turbina de N2/Np y el conjunto de termocuplas (8) utilizadas para indicar la temperatura del motor (MGT).

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Motor – Sección de Escape

El motor cuenta con un total de 12 inyectores de combustible, 5 son del tipo híbrido y 7 son del tipo simple. Los inyectores híbridos tienen un patrón de flujo doble (primario y secundario), mientras que los inyectores simples solo tienen un patrón de flujo (secundario). La operación de los inyectores es controlada por el divisor de flujo. Durante el arranque y hasta 40%N1/Ng, el divisor de flujo envía el combustible proveniente del FMM al patrón primario de los inyectores híbridos. Cuando el motor se acelera a más de 40% N1/Ng, el divisor de flujo abre una válvula interna para enviar el combustible al patrón secundario de todos los inyectores. Los inyectores reciben el combustible proveniente del divisor de flujo por medio de dos múltiples (manifolds) de distribución independiente, uno es utilizado para el flujo primario y otro para el secundario. El divisor de flujo incorpora un acumulador de combustible el cual cuando el motor está en funcionamiento se mantiene presurizado por la presión del combustible proveniente del FMM (N1>50%). Cuando el motor, la presión del acumulador disminuye y un resorte interno mueve el pistón del acumulador para hacer que el combustible remanente en los inyectores y el múltiple de distribución, permanezca dentro del divisor hasta el próximo arranque del motor.

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Motor – Inyectores de Combustible

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Motor – Inyectores de Combustible

El motor tiene instalado un sistema de ignición doble de baja tensión, formado por una caja de ignición, cables y dos bujías ubicadas en la parte inferior derecha del motor (aproximadamente a las 3:30 y 4:30). La caja de ignición es de baja tensión y de doble canal de descarga, en su interior tiene un condensador el cual tiene una capacidad de almacenamiento de 1,25 Joules de energía. La caja de ignición es alimentada con 28VDC provenientes del sistema eléctrico del helicóptero. El voltaje de salida para las bujías es de 3000V. El promedio de chispas (spark rate) de 3,5 chispas/sec @ 30VDC y de 2 chispas/sec @ 10VDC. Los cables de las bujías están formados por un conductor interno el cual está recubierto de material aislante y de una mala flexible metálica (para evitar interferencias en los equipos electrónicos del helicóptero). Las bujías tienen un electrodo central el cual está recubierto en un material semiconductor. La corriente proveniente de las cajas de ignición pasa a través del conductor central, lo cual hace que se cree una diferencia de potencial entre el electrodo central y el cuerpo de la bujía hasta que llega un punto en el que se producen las chispas. La operación del sistema de ignición es controlada por la EEC (Electronic Engine Control) del motor, la cual se encarga durante del arranque de su activación y cuando el motor alcanza su velocidad de estabilización, de desenergizar el sistema.

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Motor – Sistema de Ignición

En la zona central de la caja reductora del motor se encuentra el Alternador Magnético Permanente (PMA – Permanent Magnetic Alternator), el cual es accionado por N1/Ng y tiene como finalidad ser la fuente primaria de alimentación para el EEC del control del motor (FADEC). Es un componente independiente del sistema eléctrico del helicóptero y en caso de fallo, sigue generando corriente para garantizar el funcionamiento del FADEC del motor. El PMA es un alternador de iman permanente, gira a 24666 rpm @ 100% N1/Ng, tiene un voltaje de salida de 64VAC y entra en operación a partir de 40% N1/Ng. La corriente del PMA es enviada al EEC donde se reduce y rectifica a 28VDC para el funcionamiento del EEC y del FMM.

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d- Controles del Motor: El PW-206C incorpora como elemento de control el FADEC (Full Authority Digital Engine Control) de un solo canal, el cual permite que el motor tenga arranque automático y protección contra parámetros excesivos tales como sobrevelocidad, sobretemperatura y torque excesivo. En caso de fallo del FADEC, el motor se puede controlar de forma manual.

Los principales componentes asociados con el FADEC y los controles del motor son los siguientes:

- Fuel Managment Module (FMM): Está montado en la caja reductora del motor y trabaja en conjunto con el EEC para suministrar el combustible para el motor. Es una unidad electromecánica que en operación normal (modo AUTO) recibe señales de control del EEC para regular el flujo de combustible enviado a los inyectores.

El FMM tiene integrada una bomba de combustible de dos etapas y un filtro (10 micrones) que incluye un bypass e indicación de obstrucción en cabina por medio de un microswitch. El FMM recibe los siguientes parámetros de entrada para el control del combustible: * Señal mecánica de N1/Ng * Presión de Combustible (proveniente de las bombas booster) * Presión de descarga del compresor (P3) * Posición de las palancas de potencia (PL) * Modo de operación (AUTO/MANUAL) * Comandos de control del EEC

En el interior del FMM hay una válvula de suministro de combustible la cual es controlada por un motor de torque que recibe señales del EEC (Modo Auto), hay también un gobernador para regular las rpm de N1/Ng y una leva 3D (3D Cam) la cual permite el control del motor cuando opera en modo manual (Manual Mode), por medio de las palancas de potencia.

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Fuel Managment Module – Vista General

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- Electronic Engine Control (EEC): El Control Electrónico del Motor (EEC) es una computadora la cual contiene en su interior todos los componentes necesarios para el efectivo control automático del motor a lo largo de todas las fases de vuelo del helicóptero. Es un sistema de autoridad total ya que controla el flujo de combustible desde el arranque, hasta la parada del motor.

Los EEC están montados en el compartimiento de aviónica trasero del helicóptero, ubicado en el interior del compartimiento de equipaje. Cada unidad está formada por una caja de aluminio sellada en cuyo interior están los circuitos y procesadores de control del equipo. Para reducir vibraciones, los EEC utilizan soportes de goma. En cada EEC hay dos conectores, uno se conecta al helicóptero y el otro al FMM del motor.

El EEC está conectado a una serie de sensores del motor y del helicóptero. La información de los sensores es procesada en tiempo real por el EEC y en base a los parámetros obtenidos, se envían comandos de control al FMM para regular el flujo de combustible enviado a los inyectores de combustible del motor. En operación normal el EEC recibe corriente del PMA la cual es convertida a 28VDC por medio de un rectificador interno, esta corriente es también enviada al FMM para su operación. En caso de fallo del PMA el ECC (y el FMM) son alimentados por el sistema eléctrico del helicóptero (generador o batería). Ambos EEC de los motores están interconectados por medio de una interfaz de datos (data bus) ARINC 429, para propósitos de igualación de parámetros entre ambos motores (torque/temperature matching). A través de un cable de interfase y un software, es posible conectarse por medio de una computadora portátil (laptop) con el EEC de cada motor para obtener datos relacionados con los parámetros (no excedencias) e información sobre horas y ciclos de los diversos componentes del motor.

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Parámetros de Entrada/Salida del EEC

Interfases del EEC

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- Palancas de Potencia: Están ubicadas en la parte superior del techo de cabina de pilotos y se conectan por medio de unos cables flexibles (teleflex) a el FMM de los motores. Las palancas pueden moverse manualmente o eléctricamente mediante unos servomotores ubicados dentro del cuadrante de las palancas de potencia, los cuales son accionados por los interruptores ENGINE TRIM 1/2 ubicados en el mando del colectivo de ambos pilotos.

Las palancas de potencia tienen marcados los siguientes rangos de operación: * OFF: En esta posición se corta el suministro de combustible para los motores, tanto en modo Automático, como en el modo Manual, al cerrar mecánicamente la válvula de suministro de combustible del FMM * IDLE: Posición de mínimo flujo de combustible para asegurar la operación del motor en la velocidad mínima de autoestabilización. * FLIGHT: Posición neutral de operación del motor. Esta es la posición en la que deben permanecer siempre las palancas de potencia cuando el motor funciona en modo normal (Modo Automático). En esta posición se activa el arranque automático del motor y se mantiene posteriormente entre un 100% y 102% Nr, controlado por el EEC de cada motor. * MAX: Posición de máximo flujo de combustible cuando se opera en Modo Manual. En la parte inferior de las palancas se encuentran unos botones para accionar los motores de arranque, los cuales solo son utilizados cuando se hace un arranque manual del motor (Modo Manual). En caso de fuego de los motores dentro de las manillas de potencia se encienden unas luces de color rojo.

Hay una serie de mensajes de aviso (Caution) asociados con las palancas de potencia. En caso de que las palancas no se encuentren en la posición FLIGHT cuando se vaya a efectuar el arranque automático de los motores, aparecerá el mensaje de aviso #1(2) PLA en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. Del mismo modo en caso de fallo del servomotor que permite la operación eléctrica de las palancas, aparecerá el mensaje #1(2) PLA MOTOR.

- Panel de Control del Motor (ECP): Controla la operación normal del motor (Modo Automático) desde el arranque hasta la parada. Está montado en la consola central de cabina de pilotos y tiene dos selectores rotarios los cuales tienen las siguientes posiciones:

* OFF: Corta el suministro de combustible del motor al activar el solenoide de corte ubicado dentro del FMM. * IDLE: Posición de ralentí, mantiene el motor a 65%N2/Np. * FLT: Posición de vuelo, mantiene el motor a 100% - 102% N2/Np, según la selección del botón % RPM 100-102 ubicado en el colectivo. Para arrancar automáticamente el motor, se pasan los selectores a la posición de IDLE (arranque normal) o FLT (arranque rápido). En ambos casos el EEC activa el solenoide de arranque y de ignición, a la vez que en base a los valores de la presión y temperatura ambiental (P0 y T1 respectivamente), calcula el punto de apertura de la válvula de suministro de combustible del FMM. Una vez iniciada la combustión, cuando el motor llega a 50%N1/Ng, el EEC desconecta el solenoide de arranque y el de ignición y acelera el motor hasta mantenerlo el 65%N2/Np (IDLE), o en 100/102% N2/Np (FLT), según el modo de arranque deseado. Mediante el botón OEI TNG 1/2, se permite simular una perdida de motor para poder hacer prácticas de vuelo OEI. Al mover este selector al motor deseado, reduce su velocidad a 92%N2/Np. En caso de fallo real del motor no seleccionado, el sistema se desactiva y acelera el motor restante a 100%.

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Controles del Motor – Palancas de Potencia

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Controles del Motor – Panel de Control de Motores

- Transductores Diferenciables Lineales Variables (LVDT): Hay un LVDT para cada motor, están instalados

debajo del asiento del copiloto y conectados mecánicamente al tubo de torque del colectivo. Los LVDT envían una señal eléctrica (milivoltios) a los EEC, proporcional a la posición del colectivo (CLP).

Esta señal es utilizada por el EEC para acelerar el motor y compensar la caída de rpm del rotor principal cuando se sube la palanca del colectivo, o desacelerar el motor en caso de una disminución preventiva del ángulo de la palanca del colectivo.

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- Control de Igualación de Temperatura/Torque: Ambos motores se pueden sincronizar para mantener una igualación de temperatura (TOT), o de torque, según las necesidades operacionales. Ambos EEC de los motores están interconectados y comparan entre sí los datos provenientes de todos los sensores de los motores para mantenerlos siempre igualados.

En el panel de techo de cabina de pilotos, está el selector de igualación de motores LD-SH TOT/TORQUE.

- Controles de Limitación de Velocidad, Limitación de Torque y Selectores AUTO/MAN: En el mando del colectivo se encuentran una serie de controles asociados con la operación del motor. El primero de ellos es el limitador de velocidad (%Nr) el cual es un selector %RPM 100/102.

Al pasar el selector a 100% o 102%, el EEC de cada motor mantendrá en todo momento la velocidad seleccionada el en rotor principal. En caso de fallo del selector, se mantendrá la seleccionada la última velocidad de referencia y aparecerá el mensaje de aviso (Caution) RPM SELECT en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. El Limitador de Torque (Torque Override), es un selector que permite que el piloto pueda anular la protección contra torque excesivo que ofrece el FADEC solo para situaciones de emergencia. La protección se anula al presionar el botón LIM OVRD, lo cual permite que se puedan obtener los siguientes valores en el motor: * Torque (OEI) = 145% TOT = 930ºC * Torque = 110% N1= 102,4% Cuando se activa la anulación, aparece el mensaje de aviso (Advisory) LIM OVRD ON en la parte inferior de la pantalla del EDU-2. Mediante los selectores 1/2 ENG GOV AUTO/MANUAL se puede escoger el modo operacional del motor, el Modo AUTO es el modo normal de operación en el cual el EEC controla el motor. El Modo MANUAL se utiliza en caso de fallo del EEC, en este modo el motor es controlado manualmente por el piloto a través de los servomotores eléctricos conectados a las palancas de potencia. En caso de fallo del EEC automáticamente el FADEC cambia a modo Manual y aparecerá el mensaje de alerta (Warning) 1(2) ECU FAIL en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

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Selector de Velocidad, Limitador de Torque y Selectores AUTO /MANUAL

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e- Sistema de Lubricación del Motor: El sistema de lubricación del motor tiene como finalidad lubricar y refrigerar los cojinetes y conjuntos de engranajes del motor. Los principales componentes del sistema de lubricación del motor son los siguientes:

- Conjunto de Bombas: Están ubicadas dentro de la caja de accesorios y lo integran una bomba de presión y dos bombas de recuperación, todas siendo bombas de engranajes movidas por N1/Ng. La bomba de presión es de desplazamiento variable e incluye una válvula de relevo de presión.

- Filtro de Aceite: El motor dispone de un filtro de aceite para el circuito de presión instalado en la parte

inferior de la caja reductora. El filtro es de 10 micrones, reemplazable e incorpora una válvula de bypass (se abre entre 35-37 psid) y un indicador visual de obstrucción (se activa entre 25-31 psid).

- Radiadores de Aceite: Hay dos radiadores de aceite instalados en la parte superior del fuselaje del

helicóptero, delante de los motores. Los radiadores son enfriados por unos ventiladores centrífugos movidos por correas accionadas por los ejes de entrada de potencia de la transmisión. Estos ventiladores también son utilizados para enviar aire de refrigeración al radiador de aceite de la transmisión del rotor principal.

Cada radiador incorpora una válvula termostática la cual está ajustada para permanecer abierta si la temperatura del aceite es menor de 73ºC, haciendo que el aceite pase por la parte externa del radiador directamente hasta el puerto de salida (bypass). Cuando la temperatura del aceite es mayor de 88ºC, la válvula se cierra y obliga a que el aceite pase a lo largo del núcleo del radiador para ser enfriado.

- Detector de Partículas: Hay un detector de partículas (Chip Detector) instalado en la parte inferior

delantera de la caja reductora. En presencia de partículas activa el mensaje de aviso (Caution) #1 (#2) OIL CHIP en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

El motor tiene un tanque de aceite integral el cual consiste en una cavidad formada por la pared trasera de la caja reductora y la pared delantera de la cubierta del compresor. En operación normal el aceite es aspirado del depósito por la bomba de presión, pasando por una válvula de arranque en frío la cual tiene como finalidad evitar daños en los inyectores de aceite cuando la viscosidad del aceite es muy alta por bajas temperaturas, esta válvula se abre a 200 psid, enviando el exceso de presión de aceite a la caja reductora. A la salida de la bomba el aceite pasa por el radiador, por el filtro y por la válvula de corte respectivamente antes de ser enviado a todos los inyectores y pasajes internos del motor para lubricar todos los cojinetes y engranajes de la caja reductora. La válvula de corte es operada con presión de aire del compresor (P3) y está diseñada para enviar aceite cuando el motor llega a velocidades mayores de 50%N1/Ng. A valores menores permanece cerrada para evitar que las cavidades de los cojinetes traseros del motor (# 4 y 5), no se inunden de aceite durante las fases de arranque y parada del motor. El aceite usado en la lubricación del motor es enviado nuevamente al tanque por medio de dos bombas de recuperación. La primera bomba recupera el aceite de la zona de la caja reductora, mientras que la segunda recupera el aceite de la zona de escape del motor (cojinete 5). Una válvula reguladora de presión mantiene la presión de aceite dentro de los parámetros normales de operación (aprox. entre 58 a 79 psi). Hay un mensaje de alerta (Warning) #1(#2) OIL PRESS, que aparece en la parte inferior de la pantalla del EDU-1, el cual se puede activar por baja o alta presión de aceite según los valores de ajuste de la válvula reguladora. Del mismo modo, en caso de temperatura excesiva de aceite (>120ºC) se activa el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) OIL HOT, en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

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Sistema de Lubricación del Motor – Componentes Principales

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Sistema de Lubricación del Motor – Vista General

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Sistema de Lubricación – Vista General

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f- Sistema de indicación de Parámetros del Motor: El sistema de indicación de parámetros de motor abarca lo siguiente:

- Indicación de N1/Ng - Indicación de N2/Np - Indicación de Torque - Indicación de Temperatura (MGT) - Indicación de Presión de Aceite - Indicación de Temperatura de Aceite - Indicación de Partículas Metálicas.

Todos los parámetros de los motores y sistemas del helicóptero son mostrados en dos pantallas de cristal líquido, las cuales forman parte del IDS (Integrated Display System). Los datos primarios del motor – N1; TOT; TRQ; N2 y Nr; asi como los mensajes de alerta (Warning) y de aviso (Caution), son mostrados en la pantalla EDU-1 (Electronic Display Unit), ubicada en el lado del piloto. Los parámetros secundarios del motor y sistemas del helicóptero – Presión y Temp Aceite Motor; Presión y Temp Aceite Transmisión; Temperatura Externa (OAT); Presión y Cantidad de Combustible; y Presión Sistemas Hidraúlicos, son mostrados en la pantalla del EDU-2. Los mensajes de información (Status), son mostrados en la parte inferior de la pantalla.

- Indicación de N1/Ng: Las señales de velocidad de N1/Ng son medidas por un sensor monopolo instalado en la parte superior de la caja reductora, cerca del arranque –generador. El sensor mide la velocidad de rotación en base al cambio del flujo magnético provocado por los dientes de una rueda dentada de la caja reductora.

El sensor tiene en su interior un triple bobinado, una de las bobinas es utilizada para enviar los datos de velocidad a la pantalla del EDU-1, otra es de reserva y la tercera es utilizada para mandar datos de velocidad de N1/Ng al EEC de cada motor. En cabina las señales son mostradas mediante una barra, la cual utiliza colores de referencia, y cuyos rangos varían según la fase de operación del motor (arranque, vuelo, etc), y se presentan de forma directa (digital). Asociados con la indicación de N1/Ng están los mensajes de alerta (Warning) ENG #1(2) OUT, los cuales se encienden en la parte inferior del EDU-1, si las rpm de N1/Ng son menores de 35%.

- Indicación de N2/Np: La señal de RPM de la turbina de potencia (N2/Np) se mide por un sensor monopolo ubicado en el lado izquierdo del eje de salida del motor. El sensor opera bajo el mismo principio que el utilizado para indicar las rpm de N1/Ng, pero en este caso utiliza como referencia a unos dientes ubicados internamente en el eje de potencia del motor.

El sensor tiene un bobinado triple, teniendo criterios similares a los del N1/Ng. Los valores de N2/Np son mostrados en la pantalla del EDU-1, en dos barras verticales y en lectura directa en formato digital. Hay una serie de mensajes de aviso (Caution) asociados con las indicaciones de N2/Np. En caso de sobrevelocidad de N2/Np cuando es mayor de 111%, aparecerá el mensaje #1 (#2) OVSPD. El sensor de N2/Np actúa también como un sensor secundario de torque en caso de fallo del sensor primario, siendo la única diferencia de que la señal de torque no es compensada por temperatura y el sistema asume un valor de compensación térmica de 71ºC, lo que implica un error de 1% con respecto a la señal de torque real.

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Motor – Indicaciones de N1/Ng

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Motor – Indicaciones de N2/Np

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- Indicación de Torque: Las indicaciones del torque desarrollado por el motor provienen de un sensor instalado en el lado derecho del eje de potencia del motor. El sensor es del tipo monopolo de un solo bobinado, e incorpora un sensor de temperatura para compensar los valores obtenidos en base a la dilatación del metal.

La medición del torque es en base a la diferencia de ángulo de fase entre dos ejes de referencia montados en el eje de potencia del motor, los cuales tienen en uno de sus extremos unas ruedas dentadas. Ambos ejes están unidos solo en un extremo, el eje más interno se utiliza para transmitir el torque del motor, mientras que el eje externo actúa como referencia. A medida de que aumenta el torque producido por el motor, se produce una torsión entre ambos ejes que provoca que el sensor de torque lo detecte como un cambio en la fase de la señal recibida, a mayor diferencia de fase, mayor torque. El torque máximo se produce cuando hay una diferencia de 3º entre ambos ejes. Las señales de torque son enviadas directamente al EEC de cada motor y de ahí a la pantalla del EDU-1, donde el torque es mostrado en una escala vertical y en lectura directa (digital). El sensor de torque también actúa como sensor secundario de N2/Np en caso de fallo del sensor primario.

- Indicación de Temperatura del Motor (MGT): El sistema de indicación de temperatura del motor está formado por 8 termocuplas de Cromel-Alumel ubicadas en la sección de escape del motor (T6) para medir la temperatura de los gases de escape del motor.

Las termocuplas están agrupadas en dos arneses conectados en paralelo a un terminal al cual también se conecta un sensor de temperatura de la entrada de aire de compresor (T1). Las señales de temperatura se envían al EEC y a la pantalla del EDU-1 donde es mostrada en una escala vertical y en valor numérico (digital). En caso de fallo de alguno de las temocuplas, aparecerá el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) TOT LIMITER. En esta condición, no se podrán operar los motores en el modo de igualación de temperatura y se deberán operar en el modo de igualación de torque.

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Motor – Indicación de Torque

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Motor – Indicación de Temperatura

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- Indicación de Presión de Aceite: La presión de aceite de los motores es medida por un transmisor de presión conectado a un múltiple ubicado en la zona de la transmisión del rotor principal. El transmisor envía las señales de presión de aceite a la pantalla del EDU-2, donde los valores son mostrados en forma de una escala vertical, y en un valor numérico (digital).

El rango de presión normal de aceite del motor está entre 62 – 76,5 psi. Asociado con la indicación de presión de aceite está el mensaje de alerta (Warning) #1(#2) OIL PRESS, el cual se puede activar por baja presión de aceite (aprox 58 psi), o bien por excesiva presión de aceite (aprox. 79,5 psi). Este mensaje aparece en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

- Indicación de Temperatura de Aceite: La temperatura del aceite del motor es medida por un bulbo sensor

de temperatura ubicado en la parte inferior derecha de la caja reductora del motor. Las señales de temperatura son mostradas en la pantalla del EDU-2 en una escala vertical y en valor directo digital.

Asociado con la indicación de temperatura de aceite está el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) OIL HOT, el cual se muestra en la parte inferior del EDU-1 cuando la temperatura del aceite es mayor de 120ºC.

- Indicación de Partículas (Engine Chip Detector): Hay un detector eléctrico de partículas (chips) instalado en la parte inferior de la caja reductora, adyacente al filtro de aceite, el cual activa el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) OIL CHIPS en la pantalla inferior del EDU-1.

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Motor – Indicación de Presión y Temperatura de Aceite

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g- Unidad Recolectora de Datos (DCU – Data Collection Unit): La DCU es una unidad de memoria del motor montada en la caja reductora y que se conecta por medio de una interfase (RS-422) con el EEC. La DCU tiene las siguientes funciones:

- Proporcionar los valores de ajuste (trims) del sistema de indicación de torque y temperatura del motor al EEC.

- Almacenar datos del motor (S/N, horas de operación) y ciclos de componentes del motor (compresor,

turbina de N1/Ng y turbina de N2/Np). Es un componente particular para cada motor ya que almacena datos específicos del motor, no se puede intercambiar con otro motor. En caso de fallo del DCU aparecerá el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) DCU.

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10- Sistema de Combustible. a- General: El A-109E tiene un sistema de combustible formado por tres tanques con una capacidad total de 605 lts (484 kgs), ofreciéndose como opción la posibilidad de instalar dos tanques auxiliares para incrementar hasta en 265 lts (212 kgs) la capacidad total del helicóptero. La distribución de combustible es independiente para ambos motores, aunque en casos de fallos ambos, se pueden alimentar ambos motores desde un solo circuito de distribución por medio de una válvula de alimentación cruzada (X-Feed Valve). Los parámetros del sistema de combustible (cantidad, presión) y mensajes de aviso/alerta, son mostrados en las pantallas del EDU-2 y EDU-1 respectivamente. b- Componentes del Sistema de Combustible: Los principales componentes que integran el sistema de combustible del helicóptero son los siguientes:

- Tanques de Combustible: Hay un total de 3 tanques (dos inferiores, uno trasero) de combustible instalados detrás y debajo de los asientos de pasajeros. Todos los tanques son fabricados en tela (tejido de nylon) recubierto con goma por ambos lados, siendo a prueba de impactos no autosellantes La capacidad de los tanques inferiores es de 137,5 lts (110 kgs), mientras que la del tanque trasero es de 330 lts (264 kgs).

Los tanques inferiores están divididos internamente en dos secciones por medio de un mamparo (anti-slosh baffle) el cual previene agitaciones excesivas del combustible en vuelo. Del mismo modo en los tanques inferiores se encuentran alojadas las bombas booster de los motores y unas válvulas flapper que permiten que el combustible pase de la porción trasera a la delantera, solamente. El tanque trasero está interconectado con los tanques inferiores y actúa como un tanque de alimentación principal. En el lado derecho tiene un puerto de llenado a través del cual se llenan todos los tanques principales del helicóptero.

- Bombas Booster: Están instaladas en la parte delantera de los tanques inferiores de combustible. Las bombas son del tipo centrífugo sumergidas y alimentadas por corriente de 28VDC. Cada bomba es activada desde la cabina de pilotos por medio de los interruptores FUEL PUMP 1/2, ubicados en el panel de control del sistema de combustible que está en la consola central.

La cubierta de las bombas incorpora una válvula de drenaje manual para retirar el agua acumulada en la bomba. A la salida de presión de la bomba se conecta un interruptor de presión el cual activa el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL PUMP en la parte inferior del EDU-1, y a la misma vez, abre de forma automática a la válvula de alimentación cruzada (X-Feed Valve), si su interruptor de control está en la posición NORM.

Asociada con la operación de las bombas booster, se encuentran las bombas eyectoras, las cuales utilizan presión positiva proveniente de las booster, para enviar el combustible de la parte trasera de los tanques inferiores a la zona donde están las bombas booster.

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Sistema de Combustible – Tanques de Combustible

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- Válvula de Relevo de Flujo de Combustible: Están instaladas a la salida de las bombas booster y tienen como función prevenir el combustible pase a través de alguna de las bombas booster cuando se encuentren inoperativas y con la válvula de crossfeed abierta. La válvula también permite aliviar cualquier exceso de presión provocada por la expansión térmica del combustible atrapado en las líneas cuando el sistema está inactivo.

- Filtros de Combustible: Hay dos filtros de combustible instalados en las líneas de suministro de

combustible hacia el FMM de cada motor. Los filtros son de papel de 10 micrones, incorporan una válvula de bypass la cual se abre a 2,5 psid, en caso de obstrucciones del filtro para garantizar el suministro de combustible al motor.

El cuerpo del filtro incorpora un interruptor de presión el cual envía un mensaje de aviso (Caution) #1 (#2) A/F FUEL FILTER en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. En la parte inferior hay una válvula manual de drenaje. Los motores del helicóptero incorporan un filtro de combustible instalado en el FMM el cual es metálico (desechable) de 10 micrones. Este filtro también incorpora una válvula de bypass la cual se abre entre 15-17 psid y un interruptor de presión diferencial el cual envía el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL FILTER en la pantalla del EDU-1.

- Válvulas de Corte de Combustible: Están instadas después de la línea de salida del filtro (estructura) y su función es permitir el paso de combustible a los motores. Las válvulas son operadas por medio de los interruptores 1(2) FUEL OPEN/CLOSE, ubicados en el panel de control de combustible.

- Válvula de Crossfeed: Hay una válvula de alimentación cruzada (Crossfeed) interconectada a las líneas de

suministro de combustible de los motores. La válvula es controlada por medio del interruptor CROSSFEED ubicado en el panel de control de combustible.

Cuando el interruptor de coloca en la posición NORMAL la válvula permanece cerrada, abriéndose de forma automática en caso de fallo de alguna de las bombas booster. En la posición CLOSED se cierra de forma manual la válvula, anulándose la operación automática. En la posición OPEN se abre de forma manual la válvula, anulándose la operación automática. En todo momento que permanece la válvula de alimentación cruzada abierta, aparece el mensaje de información (Status) de color verde XFEED en la pantalla del EDU-2, entre las indicaciones de los valores de presión de combustible.

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Sistema de Combustible – Componentes Principales

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c- Tanques Auxiliares de Combustible: En el A-109E se ofrece como opción la posibilidad de instalar tanques auxiliares los cuales están montados detrás de la cabina de pasajeros. Los tanques están posicionados arriba de los tanques inferiores (LH y RH), interconectándose a los mismos por medio de unos puertos de interconexión. Los tanques auxiliares son de construcción similar a los tanques principales (tejido de nylon y goma), se alojan en una cubierta ubicada en el fuselaje trasero del helicóptero, sellada para prevenir fugas en otras partes del helicóptero. Cuentan con un sistema de ventilación y drenaje. Hay dos modelos diferentes de kits de tanques auxiliares, el primero (109-0812-46) tiene una capacidad total de 230 lts (187 kgs), distribuidos en 136 lts (108Kg) en el tanque LH y 94 lts (79 kgs) en el tanque RH. El otro modelo de kit (109-0811-49), tiene una capacidad total de 265 lts (212 kgs), estando distribuidos en 160 lts(128 kg) en el tanque LH y 105 lts (84 kgs) en el tanque RH. Los tanques auxiliares cuentan con sus propias sondas de capacitancia, y son llenados por medio del punto utilizado para los tanques principales. Para ambos modelos de kits, se pueden instalar los dos tanques (LH y RH), o bien solo el tanque derecho (RH).

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d- Operación del Sistema de Combustible: La operación del sistema de combustible del helicóptero es controlada por un panel ubicado en la consola central, mediante el cual se activan las bombas booster, válvulas de corte de combustible y la válvula de alimentación cruzada (Croeesfeed Valve). En operación normal, las booster tienen dos salidas de presión. La primera salida pasa por una válvula check y envía el combustible a la válvula de corte de combustible, y de ahí al filtro de combustible de estructura, para ser posteriormente enviado al motor. La otra salida de la booster envía combustible a presión a la bomba eyectora (Jet Pump), la cual es una bomba venturí que utiliza presión positiva para enviar el combustible que está en la parte trasera de las celdas inferiores, hasta la zona donde se encuentran las booster (para garantizar que las booster siempre tengan combustible, independientemente de la actitud de vuelo del helicóptero). Las bombas booster cuentan con un switch de presión, el cual en caso de fallo de alguna de las bombas, se encarga de enviar una señal eléctrica para abrir la válvula de alimentación cruzada, siempre que su interruptor de control esté en la posición NORMAL. En caso de fallo de alguna de las bombas booster, el helicóptero deberá descender por debajo de 15000ft para permitir que la bomba mecánica de combustible (movida por el motor) tenga la suficiente fuerza de succión para enviar el combustible al FMM. Hay una serie de sondas de capacitancia instaladas en los tanques de combustible, la cuales muestran en la pantalla del EDU-2, la cantidad. El mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL LOW, aparece en la pantalla del EDU-1 cuando queda en cada tanque unos 43, 75 lts (35 kg) de combustible.

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Sistema de Combustible – Operación

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e- Sistema de Indicación de Combustible: El sistema de indicación de combustible consiste de los sistemas de monitorización de cantidad de combustible y el sistema de indicaciones (presión). Está formado por 5 sondas de combustible, una unidad de control de cantidad de combustible (FCU – Fuel Computing Unit) y dos transductores de presión de combustible. Cada tanque inferior tiene un total de 2 sondas de cantidad de combustible, mientras que el tanque trasero tiene una sola. Todas las sondas son de capacitancia, siendo realmente condensadores axiales, los cuales muestran la cantidad de combustible en relación al cambio de la capacitancia (constante dieléctrica) del aire y el combustible producido en la sonda. Hay unos interruptores de bajo nivel instalados en las sondas delanteras de los tanques inferiores, las cuales emiten el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL LOW. En caso de fallo de los interruptores de bajo nivel, aparecerá el mensaje #1(#2) F LOW FAIL. Todas las sondas de capacitancia se conectan a la unidad de control de cantitas de combustible (FCU), la cual se encarga de enviar señales de cantidad de combustible a las pantallas del IDS (Integrated Display System). En el FCU hay puertos de conexión, para las sondas de capacitancia de los tanques auxiliares, en caso de que estén instalados en el helicóptero. A la salida de las válvulas de corte (Shutoff), se conectan los transmisores de presión, los cuales muestran el valor de presión de combustible en la pantalla del EDU-2. El valor es presentado en una escala de color y en lectura directa, los valores normales de presión de combustible están entre 7- 25 psi. En caso de fallo de alguna de las bombas booster, un interruptor de presión activará el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL PUMP en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. Asociados con las indicaciones del sistema de combustible, están los mensajes de aviso relacionados con las obstrucciones de los filtros de combustible. En caso del filtro de combustible de estructura, aparecerá el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) A/F FUEL FLTR, activado por un interruptor de presión diferencial el cual se cierra cuando existe un diferencial de presión de 1,4 psid. Para el filtro de combustible del motor aparece el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FUEL FLTR, el cual es activado por un interruptor de presión diferencial que se cierra cuando hay un diferencial de presión de entre 6-8 psid.

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Sistema de Indicación de Cantidad de Combustible

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Sistema de Combustible – Indicaciones

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11- Sistema de Protección Contra Fuego. a- General: El sistema de protección contra fuego del A-109E permite la detección y extinción de fuego en el compartimiento de los motores. Adicionalmente se dispone de un extintor portátil ubicado en la cabina de pilotos, para apagar cualquier fuego que se pueda originar en el interior del helicóptero. b- Sistema de Detección de Fuego: El sistema de detección de fuego envía señales de alerta en casos de presencia de fuego o de altas temperaturas en la zona del compartimiento de motores. Está formado por dos circuitos independientes, uno para cada motor, compuesto por detectores de fuego instalados en las paredes de fuego de cada motor, conectados a una Unidad de Adquisición de Datos (DAU – Data Aquisition Unit), la cual se encarga de enviar mensajes de alerta y avisos sonoros a la cabina de pilotos. Cada detector de fuego consiste en un tubo muy fino sellado el cual contiene en su interior un gas inerte (Helio) y un interruptor de presión. Cuando se detecta una condición de sobretemperatura, el aumento proporcional de la temperatura del gas provoca que el interruptor de presión se active y se envíe las señales de alerta a la cabina de pilotos. En cabina las señales de fuego son mostradas por medio de mensajes de alerta (Warning) #1(#2) FIRE ENGINE en la pantalla del EDU-1, además de avisos sonoros y una luces rojas que se encienden en las palancas de potencia de los motores y en el panel de control del motor. Para hacer un chequeo del sistema de detección se presiona el botón de prueba en la pantalla del EDU-1 o el EDU-2, o cual hará que se enciendan todas las luces y mensajes de alerta del sistema. En caso de fallo del chequeo, aparecerá el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) FIRE DET. c- Sistema de Extinción de Fuego: El sistema de extinción de fuego consiste en dos botellas de Halón 1301 (Bromoclorotrifluorometano) mantenido a una presión de 306 psi, las cuales están localizadas detrás del compartimiento de los motores. Las botellas tienen forma esférica y cuentan con una serie de tuberías para distribuir el agente extintor hacia las zonas del motor. Ambas botellas está interconectadas de forma que ambas se pueden descargar en un solo motor o en ambos, según la necesidad. Las botellas tienen dos válvulas de salida que contienen en su interior unos cartuchos explosivos (squibs) activados por unos interruptores ubicados en el panel de techo de cabina de pilotos. La botella tiene una válvula de relevo de presión la cual descarga el gas de la botella al exterior cuando existan condiciones de sobretemperatura (124º a 126ºC). La misma función se proporciona por unos indicadores de descarga por sobrepresión remotos (discos de color rojo) ubicados en la parte trasera del fuselaje del helicóptero los cuales descargan la botella cuando la presión llega a 1450 psi. Hay unos interruptores de presión conectados a las botellas que encienden unas luces de color verde ubicadas en el compartimiento de equipaje, cuando las botellas están descargadas.

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Sistema de Detección de Fuego

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Sistema de Extinción de Fuego

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d- Controles e Indicaciones del Sistema de Protección de Fuego: Los controles asociados con el sistema de detección y extinción de fuego se encuentran en el panel de techo del helicóptero. En caso de presentarse fuego, el sistema de detección activa una serie de mensajes sonoros y los mensajes de alerta (Warning) ENGINE 1 (2) FIRE, en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. Adicionalmente se encienden unas luces rojas de aviso en las palancas de potencia, panel de techo de cabina y en el panel de control de los motores ubicado en la consola central. Para activar las botellas extintoras, primero de presionan los botones ENG 1 (2) S.OFF, que están en el panel del techo de cabina de pilotos. Estos botones están bajo guarda, y al presionarlos, se corta el suministro de combustible (valvula de corte de combustible) del motor afectado, se cierra el sangrado neumático (P3) de ambos motores y se arman los cartuchos explosivos (Squibs) de ambas botellas. El disparo del agente se hace mediante el selector FIRE EXTING BOTTLE 1 / BOTTLE 2. Al pasar el selector a la posición BOTTLE 1, se dispara el agente principal, y en la posición BOTTLE 2, el agente de reserva. La descarga es en menos de 1 segundo y no es necesario efectuar operaciones de limpieza en el motor, ni en el compartimiento del mismo una vez disparado el agente. Cada botella tiene un interruptor de presión el cual enciende unas luces de color verde ubicadas en el compartimiento de equipaje, cuando las botellas están descargadas.

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Sistema de Protección contra Fuego – Controles e Indicaciones

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12- Sistema Hidráulico. a- General: El helicóptero tiene dos sistemas hidráulicos independientes y de circuito cerrado cuya finalidad es suministrar fluido hidráulico a presión para la operación de los controles de vuelo, tren de aterrizaje, bloqueo de la rueda de nariz, frenos y sistema del freno rotor. Los sistemas hidráulicos son los siguientes:

- Sistema Hidráulico 1: Activa a los actuadores hidráulicos del rotor principal y rotor de cola - Sistema Hidráulico 2: Activa a los actuadores hidráulicos del rotor principal y al sistema utilitario encargado

de la operación del tren de aterrizaje, frenos, bloqueo de rueda de nariz, y freno rotor. Los sistemas pueden ser aislados en caso de fallo mediante un panel de control ubicado en la cabina de pilotos. En caso de fallo del sistema hidráulico 2, el tren de aterrizaje puede extenderse por medio de un acumulador hidráulico de emergencia. Las indicaciones de los sistemas hidráulicos son mostradas en la pantalla del EDU-2. El valor normal de presión de ambos sistemas es de 1500 psi.

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Sistema Hidráulico 1 – Vista General

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Sistema Hidráulico 2 – Vista General (Sección Controles de Vuelo)

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Sistema Hidráulico 2 – Circuito Utilitario

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b- Componentes de los Sistemas Hidráulicos: Los principales componentes de los sistemas hidráulicos del helicóptero son los siguientes:

- Depósitos: Los depósitos de los sistemas hidráulicos están ubicados en la parte superior derecha del techo de cabina de pasajeros. Ambos son del tipo no presurizado fabricados en aluminio y cuentan con una mirilla de nivel para determinar la cantidad de fluido hidráulico disponible.

La capacidad del depósito del sistema 1 es de 1,6 lts, mientras que el del sistema 2 es de 3 lts, teniendo este último un sensor de nivel que se activa cuando el nivel de fluido hidráulico es menor de 1,6 lts, evitando que los acumuladores (normal y emergencia) utilizados por el sistema utilitario, no puedan ser cargados con presión hidráulica.

- Bombas: Hay dos bombas hidráulicas mecánicas movidas por la transmisión. La bomba del sistema hidráulico 1 se encuentra en el lado inferior izquierdo de la transmisión, mientras que la del sistema 2, en el lado inferior derecho. Ambas bombas son de construcción similar siendo del tipo autoajustable de 7 pistones.

Las bombas tienen una capacidad de 16 lt/min a 1330 psi, o de 0 lt/min a 1595 psi. Las bombas giran entre 3789 a 4268 rpm. En su interior tienen un mecanismo autorregulable el cual disminuye el trabajo (carga) de la bomba a medida de que aumenta la presión reduciendo el flujo en el sistema. Cuando no hay demanda en los sistemas, el flujo es cero y el suministro de fluido a la bomba es desviado de nuevo al depósito, por medio de una línea de bypass de la bomba. En algunos A-109E se instala a la salida de presión de la bomba un pequeño acumulador el cual actúa como un reductor de ruido (pulsation damper).

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Sistema Hidráulico – Bombas

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- Conjunto de Filtros y Válvula Solenoide: Cada sistema cuenta con un conjunto de filtros y válvula solenoide. Hay un filtro para el circuito de presión y otro para el circuito de retorno alojados en un cuerpo de aluminio que también alberga a la válvula solenoide del sistema hidráulico, la válvula de relevo y al interruptor de presión.

Los filtros son metálicos de 15 micrones e incorporan indicadores de filtro obstruido los cuales se activan cuando el diferencial de presión de los filtros es mayor de 70 psid. La válvula de relevo tiene como función enviar el exceso de presión a la línea de retorno del sistema hidráulico, está totalmente cerrada cuando la presión es de 1680 psi y completamente abierta cuando la presión es de 1890 psi. El conjunto de filtros también incluye la válvula solenoide (shutoff valve) controlada por el interruptor HYD SERVO – 1 OFF – BOTH – 2 OFF. Este interruptor permite desconectar en caso de fallo uno de los sistemas hidráulicos. El solenoide es de “logica inversa” es decir, cuando se desconecta el sistema está energizado, pero en operación normal de los sistemas no recibe corriente. El interruptor de presión se encarga de mostrar el mensaje de aviso (Caution) #1(#2) SERVO cuando la presión es menor de 1138 psi.

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- Acumuladores Hidráulicos Controles de Vuelo: Acumuladores instalados en las líneas de presión utilizadas por los actuadores hidráulicos de los controles de vuelo son utilizados para absorber las pulsaciones de presión provenientes de las bombas y reducir el ruido de las mismas.

Están formados por unos cilindros en cuyo interior se encuentra un pistón con una precarga de Nitrógeno a 1100 psi. Ambos acumuladores se encuentran en el techo de cabina de pasajeros, adyacentes a los conjuntos de los filtros.

- Puertos de Conexión para Pruebas en Tierra: Debajo de cada depósito se encuentran unos puertos con acoples de desconexión rápida (quick disconnect fittitngs) utilizados para la conexión de un banco de prueba hidráulico en tierra.

Para instalar los bancos de prueba se deben desconectar las mangueras de las líneas de retorno que van a los depósitos y conectar las líneas de presión y retorno a los correspondientes puertos. Cuando se utiliza el banco de prueba, el fluido hidráulico a presión es enviado al conjunto de filtros y de nuevo al banco a través de circuito de retorno. Hay una válvula check en la bomba, la cual evita que el fluido hidráulico pase por la bomba. Del mismo modo una válvula de bypass en la línea de retorno a la salida del filtro, previene que se pueda formar un bloqueo hidráulico cuando se desconecta el banco de prueba, permitiendo que el fluido hidráulico pueda ser enviado al depósito.

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- Acumuladores del Circuito Utilitario: Hay dos acumuladores hidráulicos utilizados por el circuito utilitario del sistema hidráulico 2, el primero es el acumulador de presión normal y el segundo el de emergencia. Ambos se ubican en la zona de la nariz del helicóptero y son idénticos en cuanto a su construcción.

Los acumuladores son de forma cilíndrica y tienen una precarga de Nitrógeno de 427 psi, siendo cargados de forma automática cuando el helicóptero está en tierra por medio de interruptores de presión que energizan unas válvulas solenoide. Para que ambos acumuladores se carguen deben existir las siguientes condiciones: * Helicóptero en tierra, la señal proviene del microswitch instalado en la pata izquierda del tren principal. En tierra el switch permite que solo se cargue el acumulador de emergencia. En vuelo inhibe la carga del acumulador de emergencia. El acumulador normal se carga en todas las fases de vuelo. * Nivel del depósito de fluido hidráulico del sistema 2, mayor de 1,6 lts, lo cual cierra el circuito del interruptor de nivel (low level switch) * Presión de los acumuladores menor de 1138 psi.

Cuando los acumuladores se están cargando, aparecerán en la pantalla del EDU-1 los mensajes de aviso (Caution) MAIN UTIL CHRG y EMER UTIL CHRG, en las pantalla del EDU-2 se podrá ver el valor de precarga de los acumuladores. Al comenzar el ciclo de carga ambos acumuladores se carga a la vez. Cuando la presión del acumulador normal llega a 1380 psi, un interruptor de presión cierra la válvula solenoide y el proceso de carga de detiene, apagándose el mensaje MAIN UTIL CHRG. En el caso del acumulador de emergencia, ocurre la misma situación, con la única diferencia de que el acumulador se sigue cargando por unos 30 segundos adicionales hasta que llega al valor de 1520 psi y se apaga el mensaje de EMER UTIL CHRG. Asociados con la operación de carga de los acumuladores están los mensajes de aviso (Caution) MAIN UTIL PRES - el cual aparece cuando el valor de presión de la línea de salida del acumulador normal es menor de 500 psi; y EMER UTIL PRES – aparece cuando el valor de presión de la línea de salida del acumulador de emergencia es menor de 1138 psi. Ambos acumuladores tienen unos botones de descarga manual de presión, los cuales al ser presionados hacen que el fluido hidráulico que está presurizado dentro de los acumuladores sea enviado al circuito de retorno del sistema hidráulico 2. Es muy importante que antes de verificar el nivel del fluido hidráulico en el depósito del sistema 2, se descarguen los acumuladores para tener una indicación real del nivel y evitar un sobrellenado del sistema.

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Acumuladores Hidráulicos Circuito Utilitario (Condición Inicial Sin Carga)

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Acumuladores Hidráulicos Circuito Utilitario (Ciclo de Carga)

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Acumuladores Hidráulicos Circuito Utilitario (Cargados)

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c- Operación de los Sistemas Hidráulicos: El sistema hidráulico 1 está dedicado exclusivamente para la operación de los controles de vuelo del helicóptero, enviando fluido a presión a los actuadores del rotor principal y del rotor de cola. El sistema hidráulico 2 tiene un parte dedicada a suministrar fluido hidráulico a los actuadores del rotor principal, y otra parte dedicada a suministrar presión al circuito utilitario el cual es el encargado de la operación del tren de aterrizaje, frenos, bloqueo de la rueda de nariz y del freno rotor.

- Operación Sección de Controles de Vuelo Sistemas Hidráulicos 1 y 2: Tanto el sistema hidráulico 1, como la sección dedicada al rotor principal (controles de vuelo) del sistema hidráulico 2, operan de manera similar. El fluido hidráulico es tomado de los depósitos y enviado a las bombas las cuales elevan la presión hasta el valor operacional (1500 psi) y llevado al conjunto de filtros y válvula solenoide.

En el interior del conjunto de filtros el fluido para por el filtro de presión y en caso de haber una presión excesiva (mayor de 1680 psi) por una válvula de relevo de presión, la cual envía el exceso de presión al circuito de retorno. A la salida de los filtros el fluido pasa por unos acumuladores que reducen las pulsaciones de presión de las bombas y luego son enviados por medio de una serie de tuberías y múltiples de distribución a los actuadores del rotor principal y del rotor de cola (solo sistema 1).

El circuito de retorno empieza en los actuadores los cuales tienen sus líneas de retorno interconectadas y envían el fluido usado al filtro de retorno ubicado en el conjunto de filtros y válvula solenoide. Una vez filtrado el fluido retorna por medio de una línea al depósito para iniciar el ciclo nuevamente.

Asociados con la operación de los sistemas hidráulicos 1 y 2 se encuentran los mensajes de aviso (Caution) #1(#2) SERVO los cuales aparecen en la pantalla del EDU-1 cuando la presión de los sistemas es menor de 1138 psi.

- Operación del Circuito Utilitario del Sistema Hidráulico 2: El circuito utilitario del sistema hidráulico 2 utiliza dos acumuladores (Normal y Emergencia) para su operación. Ambos acumuladores son cargados en tierra cuando hay presión en el sistema hidráulico 2, por medio de unos interruptores de presión que activan unas válvulas solenoides dentro de los acumuladores. Como condición adicional para la carga del acumulador de emergencia el helicóptero debe estar en tierra (señal procedente del microswitch aire/tierra de la pata del tren izquierdo).

La presión de los acumuladores es enviada a la palanca de control del tren de aterrizaje, para las operaciones de extensión/retracción del tren, y también a la válvula selectora triple la cual controla el funcionamiento del freno rotor, freno de estacionamiento y mecanismo de centrado de la rueda de nariz. En caso de fallo del circuito normal de presión (acumulador normal), se dispone del acumulador de emergencia, el cual provee la presión suficiente para la extensión del tren de aterrizaje (una sola vez) y la operación del mecanismo de centrado de la rueda de nariz y los frenos del tren de aterrizaje. Todos los componentes del circuito utilitario tienen las líneas de retorno interconectadas al circuito de retorno del sistema hidráulico 2, para que una vez efectuadas sus operaciones correspondientes, el fluido usado sea devuelto al depósito para iniciar nuevamente el ciclo operativo.

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Sistema Hidráulico 1 – Vista Esquemática

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Sistema Hidráulico 2 (Sección de Controles de Vuelo) – Esquemático

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Sistema Hidráulico 2 (Circuito Utilitario) – Esquemático

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d- Sistema Hidráulico – Controles e Indicaciones: La operación de ambos sistemas hidráulicos es controlada por medio del selector HYD SERVO – 1 OFF – BOTH – 2 OFF, ubicado en la parte inferior del panel de instrumentos del helicóptero, adyacente a la palanca selectora del tren de aterrizaje. Mediante este selector se puede escoger el sistema hidráulico que se desea aislar, está diseñado para evitar que ambos sistemas sean desconectados a la vez. Al pasar el selector a la posición 1(2) OFF, se energiza la válvula solenoide ubicada en el conjunto de filtros haciendo que esta se cierre y corte el suministro de fluido hidráulico a presión a los sistemas. La posición de operación normal de los sistemas es BOTH. En la pantalla del EDU-2 se muestra en el menú principal los valores de presión de ambos sistemas en forma de barras y en lectura directa (escala digital). Al seleccionar el menú secundario (AUX), se muestran además de los valores de presión de ambos sistemas, los valores de presión de los acumuladores Normal y Emergencia del circuito utilitario. Las señales de presión de los sistemas hidráulicos provienen de unos transmisores instalados en una línea conectada al conjunto de filtros. Los transmisores envían los valores de presión a la Unidad de Adquisición de Datos (DAU) del IDS, para mostrarlo en el EDU-2. En caso baja presión de los sistemas hidráulicos aparecerán los mensajes de aviso (Caution) #1(#2) SERVO en la parte inferior de la pantalla del EDU-1, cuando la presión sea menor de 1138 psi. Esta señal proviene de unos interruptores de presión conectados en el conjunto de filtros. Cuando los acumuladores Normal y de Emergencia del circuito utilitario se están cargando, aparecerán los mensajes de aviso (Caution) MAIN UTIL CHRG y EMER UTIL CHRG. En caso de baja presión en la línea de presión del acumulador Normal (entre 500-800 psi), se activara el mensaje de aviso (Caution) MAIN UTIL PRESS, y en el caso de baja presión en la línea de presión del acumulador de emergencia (menos de 1138 psi), aparecerá el mensaje de aviso (Caution) EMER UTIL PRESS.

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Sistema Hidráulico – Controles e Indicaciones

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Sistema Hidáulico – Ubicación Interruptores de Presión Acumuladores Circuito Utilitario

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13- Tren de Aterrizaje. a- General: El A-109E está equipado con un tren de aterrizaje triciclo retractíl el cual incluye sistema de frenos en las patas del tren principal y un sistema de bloqueo de la rueda de nariz. Todos los componentes del tren de aterrizaje son operados con presión hidráulica proveniente del circuito utilitario del sistema hidráulico 2.

b- Tren de Aterrizaje Principal: Las unidades del tren principal están instaladas simétricamente en la parte inferior del fuselaje, estando sujetas a la estructura del helicóptero por medio de unos pernos. Las patas del tren están fabricadas en aluminio y acero e incluyen un amortiguador oleneumático el cual tiene dos recámaras internas, la superior llena de fluido hidráulico, y la inferior llena de Nitrógeno. Para evitar movimientos de torsión entre las partes móviles de los amortiguadores, se instalan unas tijeras de alineación (scissors links) las cuales conectan el pistón con el cuerpo de la pata del tren. En las tijeras de alineación de la pata del tren izquierdo se encuentra instalado un microswitch (aire/tierra), el cual se utiliza para la controlar la operación de diversos subsistemas del helicóptero (p.e proceso de carga de los acumuladores normal y emergencia circuito utilitario). Cada pata incorpora un eje de acero el cual sirve de soporte para el conjunto de frenos y la rueda del tren. El conjunto de frenos está formado por dos pistones los cuales presionan unas pastillas, y un disco (parte móvil) que se conecta a la parte interna de la llanta de las ruedas. Las ruedas del tren son del tipo simple, tienen una llanta fabricada en aluminio formada por dos piezas, siendo soportado todo el conjunto por dos cojinetes cónicos de rodillos.

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Tren de Aterrizaje Principal – Vista General

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El tren de aterrizaje principal es extendido/retraído por un actuador hidráulico ubicado en el alojamiento del tren de aterrizaje. El actuador incorpora en su interior un mecanismo de bloqueo hidráulico el cual se encarga de mantener el tren principal en la posición extendida (abajo y asegurado). El cuerpo del actuador incorpora un microswitch que se encarga de encender las luces indicadoras de posición del tren principal en cabina. Cada actuador tiene tres puertos de presión, uno es utilizado por el canal de retracción (up port), mientras que los dos restantes por el canal de extensión normal y de emergencia respectivamente.

En la zona del compartimiento del tren de aterrizaje principal se encuentran unos mecanismos de bloqueo hidráulicos, encargados de mantener el tren retraído (landing gear uplocks). Estos seguros tienen dos puertos de entrada de presión hidráulica provenientes del canal normal y de emergencia del circuito utilitario. En el interior del mecanismo de bloqueo hay un pistón con un resorte. Durante la fase de extensión, el mecanismo de bloqueo recibe presión hidráulica para mover el pistón y permitir que el tren de aterrizaje se pueda extender. Durante la retracción el bloqueo del tren se efectúa por el resorte interno del pistón. El mecanismo de bloqueo tiene un microinterruptor que envía señales a las luces indicadoras de posición de los trenes de aterrizaje principales.

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Mecanismo de Bloqueo del Tren de Aterrizaje

c- Tren de Aterrizaje de Nariz: El tren de aterrizaje de nariz está alojado dentro del compartimiento formado por las cuadernas y demás miembros estructurales del helicóptero, fijado a la estructura por medio de dos soportes reforzados de aluminio y unos pernos de acero. Al igual que las unidades del tren principal, está fabricado en aluminio y acero, presentando también un amortiguador oleonumático, similar en cuanto a construcción y operación que el descrito en los trenes principales que incluye en los modelos más nuevos (trenes Mecaer), un mecanismo de centrado formado por unas levas internas del amortiguador que recentran la rueda cuando el helicóptero se eleva del suelo (despegue o aterrizaje). La rueda del tren de nariz es idéntica a la del tren principal, pudiendo pivotar libremente en un ángulo de ±40º desde la línea central. Asociado con el pivote de la rueda está el mecanismo de bloqueo el cual mantiene la rueda centrada durante el despegue y el aterrizaje del helicóptero. Este mecanismo utiliza presión hidráulica del circuito utilitario y su operación es controlada por una palanca ubicada en el panel de instrumentos del piloto. Un actuador y mecanismo de bloqueo de tren arriba, similar a los instalados en los trenes principales, son utilizados para las operaciones de extensión y retracción del tren de nariz.

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Tren de Aterrizaje de Nariz – Vista General

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d- Operación del Tren de Aterrizaje: La operación del tren de aterrizaje es controlada por una palanca ubicada en el panel central de instrumentos, la cual acciona la válvula selectora del tren de aterrizaje. La válvula selectora recibe presión hidráulica del circuito utilitario y se encarga de enviarla (según su posición) a las líneas de extensión o retracción del tren. La velocidad máxima para extensión/retracción del tren es de 120 kts.

La palanca de control del tren tiene un mecanismo de seguridad que evita la retracción accidental del tren de aterrizaje cuando el helicóptero esta en tierra, esto se logra por medio de un solenoide que recibe una señal proveniente del microswitch de la pata del tren principal izquierdo. El ciclo de retracción comienza al pasar la palanca del tren a la posición UP, provocando que la presión hidráulica sea enviada de la válvula selectora a los actuadores por medio de la línea de retracción (up control line). En el interior de los actuadores, primero se envía presión a los pines de bloqueo (down locks) y luego a los pistones de los actuadores para comenzar el movimiento. Los pines de bloqueo tienen unos microswitches que se encargan de encender tres luces de color verde que indican que el tren está abajo y asegurado. Al pasar la palanca a la posición UP, las tres luces se apagan y se enciende una roja que indica que el tren está en movimiento (tránsito). Una vez retraídos los trenes, son mantenidos en su posición por medio de los bloqueos de tren arriba (uplocks), los cuales también tienen unos microswitches encargados de apagar la luz roja de tránsito.

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El ciclo de extensión del tren se realiza colocando la palanca en la posición DOWN. En esta posición se envía presión hidráulica al canal de extensión (down control) de los actuadores hidráulicos y el mecanismo de bloqueo de tren arriba. La operación es secuencial funcionando primero el mecanismo de bloqueo del tren arriba, en el cual se mueven unos pistones que liberan a las patas del tren principal y de nariz para que puedan extenderse, al mismo tiempo por medio de los microinterruptores del mecanismo de bloqueo, se enciende la luz roja de tren en tránsito indicando el comienzo del ciclo de extensión. La segunda fase es efectuada por los actuadores los cuales extienden las patas del tren y una vez abajo, accionan los mecanismos internos de bloqueo del tren, encendiendo las luces verdes de tren abajo y asegurado cuando el ciclo este finalizado. En caso de perdida de presión del canal normal del circuito utilitario, se puede extender el tren con la presión del acumulador de emergencia. Para ello se debe primero pasar una palanca selectora ubicada debajo de la palanca de control del tren a la posición EMERG, y luego mover la palanca del tren a la posición DOWN EMERG. Cuando se extiende el tren en esta modalidad, la presión del acumulador de emergencia es enviada en primer lugar al mecanismo de bloqueo de tren arriba y luego a los actuadores, los cuales junto con el peso del tren y la presión remanente, extienden las patas del tren y activan los bloqueos de tren abajo. Cuando se efectúa la extensión de emergencia del tren, el helicóptero esta limitado a una velocidad de vuelo de 90 kts.

El mecanismo de centrado de la rueda de nariz es controlado por una válvula rotatoria ubicada dentro de la válvula de selección triple (triples select valve), la cual recibe presión del circuito utilitario. En cabina el mecanismo de centrado se opera por medio de una palanca NOSE WHEEL LOCK ubicada en la parte inferior del panel de instrumentos del piloto, y que tiene dos posiciones ON – bloqueado y OFF – desbloqueado. Al pasar la palanca a la posición ON se envía presión al actuador de centrado ubicado en la parte delantera de la pata del tren de nariz. El actuador tiene un pin el cual entra en un agujero cuando la rueda está centrada, manteniéndola bloqueada. Para desbloquear la rueda, la palanca se pasa a la posición OFF con lo cual la presión en enviada al circuito de retorno y el pin del actuador es retraído por medio de un resorte interno del actuador.

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Tren de Aterrizaje – Mecanismo de Centrado Rueda de Nariz

e- Conjunto de Frenos del Tren de Aterrizaje: El conjunto de frenos del tren de aterrizaje está formado por las unidades de freno instaladas en los trenes de aterrizaje principales las cuales son operadas desde cabina por medio de los pedales de freno del piloto y la palanca del freno de estacionamiento, siendo ambos frenos operados por circuitos hidráulicos independientes entre sí. Los frenos utilizan presión hidráulica proveniente del circuito utilitario que es enviada a una válvula triple de control (triplex control valve) ubicada en la zona de nariz del helicóptero, adyacente a los acumuladores normal/emergencia, y también a l válvula de control de los pedales de freno, instalada debajo del asiento del piloto. La válvula triple se encarga de controlar la operación del freno rotor, freno de estacionamiento y mecanismo de centrado de rueda de nariz. La parte de la válvula relacionada con el control del freno de estacionamiento se conecta por medio de un cable flexible a la palanca de control del freno de estacionamiento ubicada en cabina. Para accionar el freno se debe tirar de la palanca y girarla en sentido antihorario. Al efectuar esta operación la válvula triple envía fluido hidráulico a presión a las unidades de freno ubicadas en las patas del tren principal por igual. Al estar puesto el freno de estacionamiento aparece el mensaje de aviso (Caution) PARK BRK ON en la parte inferior del EDU-1 En el caso de los pedales del freno, al presionarlos se acciona por medio de unas varillas, la válvula de los frenos, la cual envía fluido hidráulico a presión a las unidades de freno. Con los pedales se puede frenar de forma independiente las ruedas (frenado diferencial), para ayudar en las maniobras de giro durante el taxeo del helicóptero. Las unidades de freno instaladas en los trenes de aterrizaje principales están formadas por una parte fija la cual aloja a dos pistones hidráulicos y 6 pastillas de freno (2 térmicas, 2 móviles conectadas a los pistones, y 2 fijas), y una parte móvil que es el disco del freno fabricado en acero recubierto de cromo para protegerlo de la corrosión. Al recibir fluido hidráulico a presión, los pistones presionan las pastillas contra el disco (movido por la llanta del las ruedas del tren) y se produce el frenado de la rueda.

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Conjunto de Frenos Tren de Aterrizaje

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f- Tren de Aterrizaje – Controles e Indicaciones: La operación del tren de aterrizaje es controlada en cabina por medio de una palanca de control ubicada en el panel central de instrumentos. Como medida de seguridad el tren de aterrizaje no se puede retraer en tierra, ya que la palanca tiene un mecanismo de bloqueo (un solenoide) activado por el microswitch de la pata del tren principal izquierdo. La palanca tiene tres posiciones: UP - tren arriba; DOWN – Extensión normal del tren; DOWN EMERG – Extensión de emergencia del tren por medio del acumulador de emergencia. El panel de control del tren de aterrizaje incorpora unas luces indicadoras de posición. Cuando el tren está extendido (abajo y asegurado), se encienden tres luces de color verde. Cuando el tren está en movimiento (tránsito, en fases de extensión/retracción), se enciende una luz de color rojo, la cual una vez retraído el tren se apaga. Hay un mensaje de aviso (Caution) LANDING GEAR el cual aparece en la pantalla del EDU-1 cuando el helicóptero vuela por debajo de una altura de 200 ft con el tren retraído. Este mensaje es activado por una señal del radioaltímetro, como medio de alerta para los pilotos. Los controles relacionados con los frenos son la palanca del freno de estacionamiento, ubicada en el panel de control del tren de aterrizaje y los pedales de frenos del piloto. Al accionar el freno de estacionamiento aparece el mensaje de aviso (Caution) PARK BRK ON en la pantalla del EDU-1 El mecanismo de centrado de la rueda de nariz es controlado por medio de una palanca ubicada en la parte inferior del panel de instrumentos del piloto, tiene dos posiciones OFF – rueda desbloqueada; ON – rueda bloqueada.

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14- Sistema de Aire Acondicionado y Ventilación. a- General: El helicóptero dispone de un sistema de calefacción y ventilación para mantener una temperatura agradable en la cabina de pilotos y pasajeros, independientemente de las condiciones ambientales externas en las que pueda estar volando la máquina. En configuración normal el helicóptero tiene un sistema de ventilación que utiliza aire frio del exterior, y un sistema de calefacción que mezcla aire frio del exterior con aire caliente de sangrado de los motores para regular la temperatura. Como opción se ofrece la posibilidad de instalar un sistema de aire acondicionado de ciclo de aire (ACM), el cual hace las labores conjuntas de enfriamiento y calefacción de la cabina de pilotos y pasajeros. b- Sistema de Ventilación de Cabina: El sistema de ventilación utiliza aire proveniente del exterior para enfriar la cabina de pilotos, cabina de pasajeros y para desempañar los parabrisas. Dos entradas de aire son utilizadas por el sistema, la primera ubicada en la zona de nariz del helicóptero y la segunda en la parte superior del techo de cabina, en la capota delantera de la transmisión del rotor principal. La entrada de la sección de nariz envía el aire a una cámara de mezcla la cual lo distribuye a la cabina de pilotos y a unas salidas ubicadas en el piso de la cabina de pasajeros. El flujo de aire es regulado mediante una perilla VENT que está en el panel de instrumentos del piloto. En caso de ser necesario un incremento en el flujo de aire, hay unos ventiladores eléctricos controlados por los interruptores VENT CABIN/CKPT, estos ventiladores tienen dos velocidades HIGH y LOW, al ser activados aparecerá el mensaje de información (Advisory) VENT ON en la parte inferior de la pantalla del EDU-2. El aire que viene de la entrada ubicada en la parte superior de la capota delantera de la transmisión del rotor principal, es enviado de forma directa a unas salidas en el techo de cabina de pasajeros. Cada salida tiene una válvula que permite regular el flujo de aire según sea necesario. c- Sistema de Calefacción de Cabina: El sistema de calefacción de cabina utiliza aire de sangrado (P3) de los motores para calentar la cabina de pilotos y pasajeros. Los principales componentes del sistema son:

- Válvulas de Sangrado: Son unas válvulas solenoides controladas por medio de los interruptores 1 (2) SHUT-OFF ubicados en el panel del techo de cabina de pilotos. Las válvulas permiten el paso del aire de sangrado a la unidad de mezcla.

- Unidad de Mezcla: Recibe el aire caliente de sangrado de los motores y se encarga de mezclarlo con aire

frío del exterior proveniente de una toma ubicada en la parte superior izquierda del techo de cabina de pasajeros. Su operación es controlada en cabina por medio del interruptor MIX que abre una válvula solenoide que permite el paso del aire caliente.

A la salida de una unidad de mezcla hay un sensor de temperatura el cual es una lámina metálica expansible que regula el flujo del aire de sangrado para mantener una temperatura previamente seleccionada. El sensor es controlado por una perilla selectora TEMP CONT – MAX/MIN ubicada en el panel de techo de cabina de pilotos, siendo su rango operacional entre 18º y 113ºC. Como medida de protección la unidad de mezcla tiene un switch de sobretemperatura que se activa cuando la temperatura es mayor de 127ºC provocando que un solenoide remueva la alimentación eléctrica del sistema, lo cual cierra las válvulas de sangrado de motores y la de la unidad de mezcla.

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Sistema de Ventilación de Cabina – Vista General

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- Panel de Control: La operación del sistema de calefacción de cabina es controlada por medio un panel ubicado en el techo de cabina de pilotos. En el panel hay dos interruptores que controlan la operación de las válvulas de sangrado neumático de los motores SHUT-OFF 1/2, un interruptor para la unidad de mezcla MIX, y un interruptor maestro que energiza todo el sistema de calefacción HTR. Cuando se pasa esté ultimo interruptor a la posición ON, aparece en la pantalla del EDU-2 el mensaje de información (Advisory) HEATER ON.

La temperatura se controla mediante un selector rotatorio TEMP CONT.

Sistema de Calefacción de Cabina – Vista General

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Sistema de Calefacción de Cabina – Vista Esquemática

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d- Sistema de Aire Acondicionado: El sistema de aire acondicionado (ECS – Enviromental Control System) tiene como finalidad suministrar a las cabinas de pilotos y pasajeros, un flujo de aire a una temperatura controlada, para mantener un ambiente de cabina cómodo. La temperatura es controlada desde la cabina de pilotos y se puede regular en un rango entre los 2º y 82ºC. El aire acondicionado se ofrece como una opción (kit). El sistema utiliza aire de sangrado de los motores (P3), lo cual causa que la potencia máxima disponible de los motores tenga una pequeña reducción cuando el sistema esta activado. Los principales componentes del sistema de aire acondicionado son:

- Válvulas y Tuberias de Aire de Sangrado de los Motores: Cada motor tiene instalada una válvula que controla la salida de aire de sangrado del compresor (P3) para ser utilizado por el sistema de aire acondicionado. Las válvulas son del tipo solenoide y se controlan desde cabina por medio de los interruptores SHUT-OFF 1/2 ubicados en el panel de control del aire acondicionado. La salida de aire de ambos motores se envía por medio de tuberías de acero inoxidable a un tubo en forma de “Y” el cual combina el sangrado de ambos motores antes de enviarlo a la unidad de aire acondicionado.

- Válvula Reductora de Presión y Interruptores de Sobrepresión/Sobretemperatura: Antes de pasar por la unidad de aire acondicionado, el aire de sangrado pasa por un reductor de presión el cual ajusta la presión del aire de sangrado a 68 psi. La válvula reductora incorpora un solenoide para su operación energizado por los interruptores de las válvulas de sangrado de los motores.

En el ducto de salida de la válvula reductora se encuentran unos interruptores de sobrepresión y sobretemperatura, los cuales en presencia de dichas condiciones, desenergizan el sistema provocando que las válvulas de sangrado de los motores y la válvula reguladora de temperatura se cierren y se corte el sistema. El interruptor de sobrepresión actúa cuando la presión en el ducto es mayor de 70-80 psi, mientras que el switch de sobretemperatura se activa cuando la temperatura del ducto es mayor de 315ºC.

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Sistema de Aire Acondicionado – Vista Esquemática

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Sistema de Aire Acondicionado – Distribución

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- Unidad de Aire Acondicionado: La unidad de aire acondicionado funciona en base al ciclo de aire (ACM), se encuentra en la zona del techo de cabina de pasajeros, y está formada por un intercambiador de calor, un condensador, una turbina y un circuito de control de temperatura.

El aire de sangrado proveniente de la válvula reductora pasa inicialmente por un intercambiador de aire encargado de reducir su temperatura. Para aumentar la eficiencia el intercambiador utiliza un ventilador movido por la propia turbina del aire acondicionado por medio de un eje. Para reducir aún más la temperatura del aire de sangrado, se dispone de un condensador, el cual utiliza aire frío proveniente de la salida de la turbina para mejorar la refrigeración. El condensador tiene un separador de agua, que se envía a por medio de un inyector a la entrada de aire del intercambiador para aumentar la capacidad de refrigeración del mismo. El aire frío que sale del condensador es enviado a la turbina donde debido a su expansión, se reduce su temperatura. La turbina tiene una válvula de entrada que controla el flujo de aire que pasa por la misma, para controlar la temperatura del sistema. El aire que sale de la turbina es enviado al condensador donde es recirculado con aire de salida de la turbina, antes de ser distribuido a la cabina de pilotos y pasajeros.

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- Válvula Economizadora del Aire Acondicionado: La válvula economizadora es utilizada por el circuito de control de temperatura del aire acondicionado, siendo su operación controlada desde cabina por medio del interruptor ECS NOR/ECON.

Cuando el interruptor se coloca en la posición NORM, la válvula economizadora se mantiene cerrada y la válvula de entrada de aire de la turbina totalmente abierta, permitiendo que todo el flujo de aire pase a través de la turbina de expansión. En esta condición la temperatura es controlada por medio de la perilla AIR COND TEMP CONT, que energiza la válvula de control de temperatura para posicionarla en el valor deseado de temperatura. La válvula de control de temperatura se encarga de controlar el flujo de aire de sangrado (proveniente de los motores) que se mezcla con el aire frío que se descarga de la turbina de expansión.

Cuando se pasa el interruptor a la posición ECON, la válvula solenoide economizadora se desenergiza y se abre, haciendo que aumente el valor de la presión del aire que pasa por la válvula de entrada de la turbina de expansión, haciendo que se cierre parcialmente y se reduzca la cantidad de aire que pasa por la turbina, lo cual provoca que el flujo del aire acondicionado disminuya.

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- Interruptor de Sobretemperatura: A la salida del ducto de la turbina de expansión se encuentra un interruptor de sobretemperatura el cual se activa cuando la temperatura de salida es mayor de 127ºC, haciendo que de cierren las válvulas de sangrado de los motores.

Los controles del sistema del aire acondicionado están ubicados en el panel del techo de cabina de pilotos. Hay un interruptor maestro ECS, el cual se encarga de energizar todo el sistema a por medio de la barra 28VDC BUS 2, al activar este interruptor aparece en la pantalla del EDU-2 el mensaje informativo (Advisory) ECS ON. Las válvulas de sangrado de los motores se controlan mediante los interruptores 1/2 SHUT-OFF y la válvula economizadora mediante el interruptor NORM/ECON. Para controlar la temperatura del aire acondicionado se dispone de la perilla TEMP CONT la cual permite regular la temperatura en un rango comprendido entre 2ºC y 82ºC

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15- Sistema Eléctrico. a- General: El A-109E cuenta con dos sistemas eléctricos, el primero es el sistema principal el cual es un sistema de corriente continúa (DC) alimentado por dos arranques-generadores. El sistema secundario es un sistema de corriente alterna, generada por dos inversores que a su vez son alimentados por el sistema eléctrico DC. Para casos de emergencia, como fuente adicional de energía para ambos sistemas se dispone de una batería, la cual puede proporcionar corriente por 30 minutos. b- Componentes del Sistema Eléctrico: Los principales componentes del sistema eléctrico del helicóptero son:

- Arranques – Generadores: Están montados en la caja de accesorios de los motores y son la principal fuente de energía del sistema eléctrico. Cada arranque-generador tiene una capacidad de 200 Amps y un voltaje de salida de 30VDC, el cual es convertido a 28VDC por la Unidad de Control del Generador (GCU).

Los generadores producen la corriente por la autoexcitación de un campo mágnetico residual, el cual se va incrementando a medida de que aumenta la velocidad de giro del rotor del generador. Para mantener una salida estable de corriente, el bobinado del campo magnético del generador (estatores), se conecta a un regulador de voltaje, el cual estabiliza la salida en 28VDC. Ambos generadores trabajan en paralelo, igualándose las cargas del sistema eléctrico. En caso de fallo de alguno de los generadores, el remanente puede proporcionar corriente para alimentar a todo el sistema eléctrico.

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Los generadores son controlados desde cabina por medio de los interruptores GEN 1 (2), os cuales tienen tres posiciones: ON – generador conectado; OFF – generador desconectado; RESET - es una posición temporal en la cual se envía corriente a los estatores del generador para estabilizar el campo magnético cuando se presenten fluctuaciones en el voltaje.

En caso de fallo de alguno de los generadores se aparecerá el mensaje de aviso (Caution) #1(2) DC GEN en la pantalla del EDU-1. Del mismo modo en caso de fallo de ambos generadores, aparecera el mensaje de alerta (Warning) ELECTRICAL.

- Batería: Hay dos modelos diferentes de baterías que pueden instalarse en el A-109E, la primera es de 24VDC y 27Ah, la segunda es de 25,5VDC y 28Ah, siendo ambas de Nickel-Cadmio. La batería es utilizada para operaciones limitadas en tierra tales como el arranque de motores, o como una fuente de energía de emergencia en caso de fallo de los generadores.

La batería se conecta a la barra de batería por medio de un solenoide controlado por el interruptor BATT ubicado en el panel de techo de cabina. Como medida de seguridad la batería incorpora un sensor de temperatura el cual activa el mensaje de alerta (Warning) BATT HOT, cuando la temperatura es mayor de 71ºC en la pantalla del EDU-1. Cuando el sistema eléctrico esta en funcionamiento y la batería está desconectada, aparecerá el mensaje de aviso (Caution) BATT OFF.

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- Conexión a Planta Externa: En el lado trasero derecho del helicóptero se encuentra el punto de conexión para planta externa (GPU). Al conectar la planta externa la batería se desconecta automáticamente por medio de un solenoide (Battery Off Relay). La compuerta del receptáculo de planta externa tiene un microinterruptor el cual activa el mensaje de aviso (Caution) EXT PWR ON. Se recomienda utilizar un GPU con una potencia entre 500 – 1000 Amps, para garantizar el funcionamiento de todos los sistemas del helicóptero.

- Unidad de Control de los Generadores(GCU – Generator Control Unit): Es una unidad electrónica encargada del control y la operación de los generadores. Opera en dos modos básicos: Modo Arranque – Suministra corriente proveniente de la batería o de planta externa al arranque – generador desde el inicio del ciclo de arranque, hasta que el motor llega a la velocidad de estabilización (aprox 50% N1/Ng). La señal de control proviene de un sensor de velocidad instalado en el arranque-generador.

El segundo modo de operación es el Modo de Generación, en el cual en GCU controla el voltaje de salida del generador a través de la regulación de la corriente que pasa por los estatores del mismo. Cuando el voltaje de salida del generador es 0,2VDC mayor que el voltaje de las barras principales, permite que los generadores se conecten a sus respectivas barras. El GCU también se encarga del control de igualación de cargas entre ambos generadores para mantener una diferencia no mayor de un 10% entre ambos generadores cuando operan entre un 25-100% de su capacidad. Los GCU ofrecen las siguientes protecciones en el sistema eléctrico: * Bajovoltaje * Sobrevoltaje * Protección contra circuito de tierra abierto * Protección contra corriente reversa * Limitación de corriente * Protección contra debilitamiento del campo del generador durante la fase de arranque.

Los GCU están localizados en el compartimiento de aviónica trasero, ubicado en el compartimiento de equipaje.

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Unidades de Control de los Generadores – Vista General

- Inversores: Hay dos inversores instalados en el compartimiento de aviónica delantero del helicóptero. Los

inversores son del tipo estado sólido (sin partes móviles), teniendo una capacidad de 250VA y salidas de corriente de 115 y 28 VAC @ 400Hz monofásica, regulada por un circuito interno de control automático de carga (ACL). La corriente de entrada para la operación de los inversores es de 20-37VDC.

El inversor #1 es alimentado por la barra 28VDC EMERGENCY BUS, mientras que el inversor #2 es alimentado por la barra 28VDC BUS 2, siendo controlados por medio de los interruptores INV 1(2), instalados en el panel de techo de cabina de pilotos. Cada inversor alimenta a una serie de barras propias de 115 y 26VAC a través de unos solenoides sensores (AC Sensing Relays). En caso de fallo de algún inversor, los solenoides sensores se encargan de conectar automáticamente las barras del inversor dañado, al que esté operativo para garantizar la alimentación de los componentes pertenecientes a dichas barras. En caso de fallo de un inversor, aparecerá el mensaje de aviso (Caution) INV 1 (2), en la pantalla del EDU-1.

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Inversores – Vista General

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- AC Sensing Relays: Los solenoides sensores de corriente AC (AC Sensing Relays), se encargan de monitorizar la salida de 115VAC de los inversores y de alimentar las barras asociadas a los mismos. El rango de operación de los solenoides es de 104-122VAC. En caso de que un inversor falle en mantener su voltaje de salida, el solenoide transferirá las cargas al inversor operativo.

Los solenoides se encuentran en el compartimiento de aviónica delantero, adyacentes a los inversores.

- Fusibles AC: Hay cuatro fusibles AC conectados a las salidas de los AC Sensing Relays, su función es proteger las barras AC en casos de sobrecarga. En caso de fallo del fusible la barra asociada se quedará sin corriente.

- Cortacircuitos (CB - Circuit Breakers): Están instalados en diversas áreas del helicóptero y actúan como

medio de protección contra sobrecargas, tanto para el sistema DC como el sistema AC. Cada CB tiene escrito el valor de corriente máxima que soporta, el cual en caso se ser superado, hace que el CB abra el circuito y se corte la alimentación del mismo.

c- Generación y Distribución:

- Sistema Eléctrico DC: El sistema eléctrico DC utiliza como fuente principal de alimentación a los arranques-generadores, los cuales se conectan en paralelo al sistema de distribución de las barras DC, igualando las cargas en todas las barras del sistema DC.

Los generadores alimentan las barras #1 (2) GEN BUS, #1(2) 28VDC BUS, # 1(2) EMER BUS, y a las #1(2) ESS BUS. Por su parte la batería alimenta a la BATT BUS y a la #2 BAT BUS. En caso de fallo de un generador, el generador restante asume las cargas junto con la batería, y aparece el mensaje de aviso (Caution) #1(2) DC GEN. Si ambos generadores fallan aparece el mensaje de alerta (Warning) ELECTRICAL y la batería asume toda la carga del sistema eléctrico. En caso de fallo de las barras de los generadores (independientemente o asociado a un fallo del propio generador), el solenoide de emergencia (Emergency Bus Relay) se cierra para conectar las barras de emergencia y las barras esenciales, a la barra de la batería y garantizar la alimentación de las mismas. En esta condición aparece el mensaje de aviso (Caution) BUS TIE.

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Sistema Eléctrico DC – Vista Esquemática

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- Sistema Eléctrico AC: El sistema eléctrico AC está formado por dos inversores los cuales alimentan a las barras 115V AC 1, 115 AC 2, 26V AC 1 y 26V AC 2. El inversor #1 es alimentado por medio de la barra 28V DC EMERG BUS 1, mientras que el inversor #2 por la barra 28VDC BUS 2.

El control de alimentación de las barras es efectuado por medio de los solenoides sensores AC (AC Sensing Relays). Como medida de protección la alimentación de cada barra incorpora unos fusibles para evitar daños en los equipos y sistemas alimentados por corriente AC en caso de sobrecargas.

En caso de fallo de alguno de los inversores los AC Sensing Relays conectan automáticamente las barras del inversor dañado al inversor operativo, para garantizar el suministro de corriente. En esta situación aparece el mensaje de aviso (Caution) INV 1(2) en la pantalla del EDU-1.

d- Sistema Eléctrico – Controles e Indicaciones: Todos los interruptores asociados con la operación y el control del sistema eléctrico del helicóptero se encuentran en el panel de techo de cabina de pilotos. Hay un interruptor para la batería BAT, así como dos interruptores para los generadores GEN 1(2). Del mismo modo se dispone de dos interruptores para conectar las barras de los generadores 1(2) GEN BUS y dos interruptores para la operación de los inversores INV 1 (2). Las indicaciones del sistema eléctrico AC y DC son mostradas en la pantalla del EDU-2, en dicha pantalla se muestran los valores del voltaje AC, voltaje DC y Carga de los generadores (Amps). Los mensajes de alerta (Warning) y de aviso (Caution) son mostrados en la parte inferior de la pantalla del EDU-1.

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Sistema Eléctrico – Controles e Indicaciones

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16- Instrumentos e Indicaciones. a- General: El A-109E esta certificado como helicóptero IFR de un solo piloto, la instrumentación instalada en la maquina la forman el conjunto de instrumentos de vuelo, instrumentos de navegación, instrumentos de planta propulsora, instrumentos de sistema e instrumentos misceláneos. En el caso de los instrumentos de planta propulsora y sistemas están englobados dentro del Sistema Integral de Pantallas (IDS –Integrated Display System), el cual también se encarga de mostrar a los pilotos los mensajes de alerta y aviso (Warning & Caution) asociados a fallos de los principales componentes y sistemas del helicóptero. Parte del conjunto de instrumentos de vuelo y de navegación están englobados dentro del EFIS (Electronic Flight Instruments System), el cual utiliza pantallas de Cristal Líquido (LCD) o Tubos de Rayos Catódicos (CRT) para mostrar la información a los pilotos.

Panel de Instrumentos (Modelos Nuevos)

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Panel de Instrumentos (Modelos Nuevos)

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Panel de Instrumentos (Modelos Viejos)

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b- Instrumentos de Vuelo: El conjunto de instrumentos de vuelo son los que definen la actitud y velocidad de vuelo del helicóptero. Este conjunto lo forman los instrumentos asociados al Sistema Pitot-Estático, y parte del conjunto de instrumentos giroscópicos (ADI, Bastón y Bola, Horizonte Standby). El A-109E cuenta con un sistema pitot-estático doble encargado de suministrar las presiones estáticas y dinámicas requeridas para la operación de los instrumentos de vuelo y el sistema del director de vuelo (Flight Director). Está formado por dos tubos pitot instalados en la parte externa superior de la cabina de pilotos, dos puertos estáticos ubicados en el compartimiento de equipaje, una válvula selectora y una serie de líneas conectadas a los diversos instrumentos y equipos que utilizan dichas presiones.

El tubo pitot izquierdo se encarga de suministrar datos de presión a los instrumentos del copiloto y a los sensores de datos aéreos asociados a la computadora del Flight Director. El tubo pitot del lado derecho suministra datos de presión a los instrumentos del piloto. Hay un puerto de presión estática alterno ubicado dentro de la cabina, el cual es utilizado en caso de obstrucción de los puertos de presión estática primarios que están dentro del compartimiento de equipaje, siendo su operación controlada por medio de una válvula selectora STATIC ALT/NORM ubicada en el techo de cabina. En caso de utilizar el puerto estático alterno, se deben cerrar todas las ventanas, ventilaciones y apagar el sistema de aire acondicionado. Los tubos de pitot cuentan con calefacción eléctrica para evitar la formación de hielo por medio de unas resistencias eléctricas internas. La operación del sistema anti-hielo es controlada por medio de los interruptores PITOT 1(2). Al activar el sistema aparece el mensaje de información (Advisory) PITOT 1(2) HEAT, en la parte inferior de la pantalla del EDU-1. En caso de fallo del sistema se encienden unas luces ambar en el panel de instrumentos con el mensaje PITOT 1(2) FAIL. Los instrumentos conectados al sistema pitót-estático son el altímetro, el indicador de velocidad (Airspeed Indicator) y el indicador de velocidad vertical (Climb Indicator/Variómetro). El altímetro del piloto incorpora un codificador digital (Encoder) que envía señales eléctricas del valor de la altitud de vuelo al ATC Transponder (utilizada para los modos de operación C y S).

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Sistema Pitot-Estático

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El otro conjunto de instrumentos de vuelo, aparte de los asociados al sistema pitot-estático, son los instrumentos giroscópicos, a los cuales pertenecen el ADI (Attitude Director Indicator) y el horizonte stand-by. En los modelos más viejos el ADI es del tipo electromecánico, mientras que en los modelos nuevos es electrónico, formado por una pantalla de Cristal Líquido (LCD), la cual junto con el EHSI (Instrumentos de Navegación), formar el EFIS (Electronic Flight Instrument System). Para ambos modelos, el ADI es un instrumento múltiple que integra en una sola unidad los siguientes instrumentos/indicadores:

- Horizonte Artificial - Indicador de Bastón y Bola - Barras de Comandos del Director de Vuelo - Inclinómetro - Indicador de ILS

El ADI recibe información de los giróscopos verticales ubicados en el compartimiento de aviónica delantero ubicado en la nariz del helicóptero, recibiendo alimentación eléctrica 115/26VAC por medio de los inversores. Información de navegación adicional, tal como los comandos de control del Director de Vuelo e indicaciones del ILS, provienen de una interfaz entre la computadora del Director de Vuelo y los radios del sistema VHF-NAV. En el caso de los ADI electrónicos (EADI) son pantallas de cristal líquido (LCD) multifunción las cuales son de estado sólido (sin partes móviles). Tanto el EADI como el EHSI son idénticos para las máquinas donde están instalados, permitiendo que en caso de fallo de alguna de las pantallas, las indicaciones se muestren en las restantes en un modo compacto. Cada indicador tiene una serie de botones los cuales permiten seleccionar las indicaciones que se presentan en el instrumento.

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Instrumentos de Vuelo – ADI (Attitude Director Indicator)

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Instrumentos de Vuelo – EADI Modo Compacto

ADI Electromecánico (modelos viejos del A-109E)

En caso de fallos de ambos ADI, se cuenta con un horizonte standby ubicado en la zona central del panel de instrumentos. Este horizonte utiliza información de actitud de vuelo procedente de un giróscopo vertical montado dentro del propio instrumento y alimentado con 28VDC procedente de la DC 2 EMERG BUS. Cuenta con una perilla la cual al tirar de ella alinea el instrumento, y la rotarla, mueve la escala del helicóptero simbólico, para mostrar una determinada posición referencial de actitud de vuelo.

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Instrumentos de Vuelo – Horizonte Stand-By

c- Instrumentos de Navegación: Los instrumentos de navegación son aquellos que permiten determinar la posición del helicóptero con respecto al Norte Magnético y/o a radioayudas en tierra (NDB, estaciones de VOR). En el A-109 los instrumentos de navegación son la brújula magnética, el EHSI y el RMI. La brújula magnética está montada en el lado derecho del panel de instrumentos del piloto. Es una brújula convencional la cual está formada por una carta circular y dos imanes, estando internamente todo el conjunto relleno de un líquido que amortigua las oscilaciones. La brújula muestra la posición del helicóptero con respecto al Norte Magnético. En la parte inferior de la brújula hay unos tornillos de compensación N-S y E-W utilizados para corregir pequeñas desviaciones causadas por equipos eléctricos, o componentes adicionales que se instalen cerca de la brújula, en el helicóptero.

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El EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator) es un indicador múltiple, ubicado en el panel de instrumentos de los pilotos debajo del EADI/ADI. En los modelos más viejos del A-109E, el indicador es una pantalla de rayos catódicos CRT (Rockwell-Collins EHSI-74B), mientras que en los modelos más nuevos es de cristal líquido (LCD) idéntico al EADI (Astronautics). En ambos modelos el EHSI muestra las siguientes indicaciones:

- Rumbo magnético - Indicación de dirección a estación VOR (TO-FROM Indicator) - Desviación lateral de la ruta (Radial VOR) seleccionada - Indicación (marcación) radioayudas, equipos de navegación piloto (Nav-1, ADF-1, GPS-1) - Indicación (marcación) radioayudas, equipos de navegación copiloto (Nav-2, ADF-2, GPS-2) - Indicaciones del ILS (Localizer)

Adicionalmente ambos EHSI, pueden mostrar indicaciones de otros equipos tales como el radar meteorológico y el Sistema de Alerta de Tráfico (TCAS), en aquellos helicópteros en los que esté instalado.

- EHSI Rockwell-Collins EHSI-74B:

El sistema del EHSI-74B está formado por dos pantallas de CRT a color, una unidad de procesamiento, y dos paneles de control y selección de modos. La unidad de procesamiento está instalada en el compartimiento de aviónica delantero y es la encargada de procesar las señales procedentes de los giróscopos direccionales para mostrar el rumbo magnético del helicóptero. Por medio de una interfase con los equipos de radionavegación (VHF-NAV y ADF), la unidad de procesamiento, también muestra en los indicadores la posición del helicóptero con respecto a las estaciones VOR y ADF. En el panel de instrumentos de cada piloto se encuentra un panel de control el cual permite seleccionar los siguientes modos de operación:

* Modo HSI: Es el modo de presentación normal del sistema, se activa al presionar el botón HSI y muestra la carta circular del compás (360º). En este modo también se muestra información de los equipos de radionavegación (VOR y ADF), así como información de distancia (DME) y del ILS (solo en aproximaciones/aterrizajes). * Modo ARC: Es un modo de presentación expandida en el cual se muestra un sector de 80º del compás, así como también información de los equipos de radionavegación (VOR y ADF), medición de distancia (DME) y el ILS (solo en aproximaciones/aterrizajes). Se activa al presionar el botón ARC. Este modo permite la presentación de información del radar meteorológico. * Modo MAP: Muestra un sector de 80º del compás con información de distancia a las estaciones VOR y ADF por medio de una serie de sectores de rangos de 10, 25, 50, 100, 200 y 300 NM, el modo se activa al presionar el botón MAP. Este modo también permite mostrar información proveniente del radar meteorológico y la posición (marcación) del avión con respecto a las estaciones VOR y ADF ubicadas en tierra.

El panel de control incorpora la perilla HDG, con la cual se puede escoger un rumbo magnético determinado. Al presionar el botón HDG SYNC se coloca automáticamente el cursor del rumbo magnético en la dirección de vuelo del helicóptero. La perilla CRS permite mostrar la posición del helicóptero con respecto a un radial VOR determinado. El brillo de la pantalla del indicador se ajusta con el botón INT. Por medio del botón CRS se escoge la fuente de navegación del instrumento (VHF-NAV1/2).

El botón muestra en el EHSI un putero que indica la posición (marcación) relativa entre el helicóptero

y las radioayudas asociadas al sistema NAV-1 (VHF-NAV-1, ADF-1, GPS-1). El botón muestra información similar asociado a los equipos NAV-2 (VHF-NAV-2, ADF-2, GPS-2).

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Instrumentos de Navegación – EHSI Rockwell – Collins EHSI-74B

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- EHSI (Astronautics Corporation):

El sistema de los EHSI Astronautics Corporation, está formado por dos pantallas de cristal líquido (LCD) las cuales están conectadas por medio de interfases con los giróscopos direccionales, equipos de radionavegación, GPS y el radar.

Las pantallas del EHSI son idénticas a las de los EADI (Instrumentos de Vuelo), e integran una serie de botones para escoger los distintos modos de operación y presentación de datos. Al igual que en el EHSI anterior (Rockwell-Collins EHSI-74B), hay 3 modos básicos de presentación los cuales se escogen por medio de los botones NAV, ARC y MAP respectivamente.

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Los botones de control y funciones del EHSI/EADI (Astronautics Corp) son los siguientes:

* Estos botones permiten un ajuste del brillo de la pantalla. Cada indicador cuenta con un sensor fotoeléctrico para ajustar el brillo de la pantalla de forma automática según la luz ambiental. * MAINT: Mediante este botón se selecciona el modo de mantenimiento del indicador, sirve para efectuar chequeos y ver mensajes de fallos (codigos) asociados con el sistema del EHSI. * RA: Botón de prueba del Radioaltímetro * COMP: Activa el “modo compacto” de presentación de datos en el cual se muestran en un solo instrumento el EADI y el EHSI. * NAV: Muestra los datos del EHSI en el Modo NAV, es decir, se muestra la carta de 360º del compas, indicaciones del VOR, ADF, etc. * ARC: Muestra los datos en Modo ARC, en un sector ampliado de 120º del compás. * DH/RNG: Son dos botones mediante los cuales se puede cambiar el valor de la altura de decisión (DH, solo en el EADI), o el rango (5, 10, 20, 40, 80, 160 y 240NM) cuando el EHSI está en modo MAP. * Permite escoger el puntero de navegación asociado a los equipos NAV-2 (VOR-2, ADF-2, GPS-2, etc), mostrando la posición de las radioayudas con respecto al helicóptero (marcación). * HDG: Permite seleccionar un rumbo magnético determinado. Al pisar el selector activa el modo de sincronización en el cual el selector de rumbo se alinea con el rumbo magnético al cual este volando el helicóptero. * CRS: Permite seleccionar un radial de VOR determinado a lo largo del cual volará el helicóptero. * Activa el puntero de navegación de los equipos NAV-1(VOR-1, ADF-1, GPS-1, etc) mostrando la posición de las radioayudas con respecto al helicóptero (marcación).

* Selector multifunción, muestra comandos de control del colectivo (HSYNC, solo con el EADI). En el EHSI permite escoger los perfiles vertical y horizontal (Modos VERT y HORZ respectivamente) e información combinada del radar/Stormscope (opcional).

* TFC: Permite mostrar información del sistema de alerta de tráfico (TCAS) en el EHSI (opcional).

* WX/LX: Muestra información procedente del radar meteorológico y del Stormoscope (indicador de tormentas eléctricas, opcional). * MAP: Muestra el Modo MAP en el EHSI.

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Instrumentos de Vuelo – EHSI (Astronautics Corporation)

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Ambos modelos de EHSI (Rockwell-Collins y Astronautics Corp.) tienen en común los siguientes componentes:

- Giróscopo Direccional: Hay un giróscopo direccional instalado en el compartimiento trasero de aviónica, son los encargados de enviar las señales de posición del helicóptero en el eje de guiñada (Yaw) a los EHSI. Cada unidad tiene un giróscopo cuyo eje de giro es horizontal y con dos grados de libertad. Los giróscopos reciben alimentación de 115VAC (motores), 26VAC (Sincros) y 28VDC (amplificador).

- Flux Valve: Está montada dentro del botalón de cola y es la encargada de alinear el giróscopo direccional

con el campo magnético terrestre para proporcionar una señal de posición (rumbo) constante a lo largo de todas las fases de vuelo. En el interior de la Flux Valve hay unas bobinas eléctricas (26VAC) las cuales perciben las líneas de flujo del campo magnético de la tierra, y producen según la posición del helicóptero con respecto al norte magnético, un voltaje determinado.

- Panel de Control del Giróscopo Direccional/EHSI: Está instalado en la consola central de cabina de

pilotos. Tiene un selector MAG – posición normal de operación del EHSI en la cual la Flux Valve corrige los errores de posición del sistema de forma automática; DG – En esta posición se desconecta la Flux Valve y el EHSI recibe señales de posición solamente del giróscopo direccional, comportándose como un girocompás sencillo y teniendo que efectuar manualmente correcciones por error de posición del instrumento.

Para corregir los errores de posición del EHSI en el modo DG se utiliza el selector +/o el cual mueve la carta del compás del EHSI hacia la izquierda o la derecha, hasta que el rumbo magnético sea corregido. El panel de control incorpora un indicador de error de posición del giróscopo direccional.

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Instrumentos de Navegación – Operación del EHSI (Ambos modelos similar)

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d- Integrated Display System (IDS): El IDS tiene como función principal mostrar en cabina los parámetros de los motores, sistemas, y también los mensajes de Alerta (Warning), Aviso (Caution), Informativos (Advisory) y de Status (Status), asociados con los motores y sistemas del helicóptero. Los principales componentes que forman parte del IDS o que están asociados con el mismo son los siguientes:

- Unidad de Adquisición de Datos (DAU): Está instalada en el compartimiento de aviónica trasero y es la encargada de recibir información procedente de los diversos sensores del motor y los sistemas del helicóptero, enviando los parámetros asociados a las pantallas ubicadas en cabina.

Internamente la DAU tiene un sistema de procesamiento de datos bicanal (doble), formado por un canal primario (Canal A) y uno secundario (Canal B). En operación normal los datos mostrados en las pantallas de cabina provienen del canal primario, en caso de fallo, se utiliza la información del canal secundario, lo cual garantiza que no haya perdida de parámetros en caso de cualquier tipo de fallo de la DAU.

- Pantallas de Datos (EDU – Electronic Display Units): Las EDU son dos pantallas de cristal líquido (LCD) ubicadas en el panel central de instrumentos encargadas de mostrar los datos de motores y sistemas. Las pantallas son intercambiables entre si.

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Integrated Display System (IDS) – Componentes Principales

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La pantalla del EDU-1muestra los siguientes datos primarios del motor, así como mensajes de alerta (Warning) y de aviso (Caution): * Rpm N1/Ng, en lectura directa (digital) y en escala de color * Temperatura de la salida de la turbina (TOT), en lectura directa y en escala de color * Torque (TRQ) producido por los motores, en lectura directa y en escala de color * Rpm de N2/Np, en lectura directa y en escala de color * Rpm del Rotor Principal (NR), en lectura directa y en escala de color

Los rangos (colores) de las escalas, varían según la fase de operación del helicóptero (p.e arranque, vuelo crucero, autorrotación, vuelo OEI, etc). Los mensajes de alerta (Warning) y aviso (Caution), son mostrados en la parte inferior de la pantalla.

La pantalla del EDU-2 muestra datos secundarios del motor, así como de los sistemas siguientes: * Presión y Temperatura de Aceite de Motores * Presión y Temperatura de Aceite de Transmisión * Temperatura Externa (OAT) * Presión Sistemas Hidráulicos 1 y 2 * Cantidad de Combustible * Presión de Combustible

Adicionalmente al presionar el botón M y luego escoger el submenú AUX se muestran parámetros adicionales (EDU Page 2): * Amperaje Generadores * Voltaje AC y DC * Flujo de Combustible * Capacidad de Combustible Tanques Auxiliares (si están instalados) * Presión de los Sistemas Hidráulicos 1 y 2 * Presión de los acumuladores de la Sección Utilitaria del Sistema Hidráulico 2 Los mensajes de información (Advisory – color verde) y los de status (Status – color cían), aparecen en la parte inferior de la pantalla.

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Integrated Display System (IDS) – Pantalla del EDU-2

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En caso de fallo de alguna de las pantallas del EDU, la pantalla que permanezca operativa mostrará los datos en un modo compacto (Reversionary Mode). Está modalidad se puede hacer manualmente al apagar la pantalla mediante el switch ON-OFF, o bien de forma automática cuando se detecta una falla crítica (p.e fallos de alimentación del EDU). En el modo compacto se muestran los siguientes parámetros: * Velocidad de N1/Ng * Temperatura del motor * Torque * Velocidad de N2/Np * Velocidad del Rotor Principal (%Nr) * Presión y Temperatura de Aceite Motores * Presión y Temperatura de Aceite Transmisión * Presión de Combustible * Cantidad de Combustible (solo tanques principales) * Presión Sistemas Hidráulicos Los parámetros secundarios del motor son mostrados solo en formato digital (números), puntos de colores (rojo, amarillo y verde) son mostrados a ambos lados de los valores para indicar su rango operacional.

Cada una de las pantallas del EDU se enciende por medio del botón ON-OFF. Para ajustar el brillo, de forma manual, en la pantalla de utiliza el botón BRT-DIM. El ajuste automático del brillo se efectúa por medio de un sensor fotoeléctrico ubicado en el lado derecho inferior de cada EDU. En la parte inferior hay unos botones que sirven para seleccionar los diferentes submenús (mensajes de fallos, modos de prueba, modos de operación/configuración, etc). Asociados con los submenús esta el selector CLR-ENT y un selector que mueve unos cursores en las pantallas.

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- Generador de Mensajes de Audio (AWG - Aural Warning Generator): Se encarga de generar los mensajes

de audio (voz sintetizada) asociados con los mensajes de alerta (Warning) o de aviso (Advisory) de los diversos equipos y/o sistemas del helicóptero. El AWG está instalado en el compartimiento de aviónica trasero (zona del compartimiento de equipaje).

- Computadora de Cantidad de Combustible (FCU – Fuel Computing Unit): Se conecta con la DAU para

enviar información de la cantidad de combustible del helicóptero, así como de los mensajes (Caution/Warning) asociados con las indicaciones de combustible.

- Detectores de Fuego: Envían información a la DAU asociada con presencia de fuego en la zona de

motores.

- Electronic Control Unit (ECU): El sistema del IDS recibe información de parámetros de los motores y velocidad del rotor principal (%Nr) por medio de una interfase entre las Unidades Electrónicas de Control (ECU) de los motores y la Unidad de Adquisición de Datos (DAU) del IDS.

- Luces Indicadoras de Mensajes de Alerta (Master Warning Lights): Son dos luces de color rojo con el

mensaje MASTER WARNING – PUSH TO RESET instaladas en la parte frontal de los paneles de instrumentos de piloto y copiloto. Estas luces se encienden cada vez que se genera un mensaje de alerta (Warning) en la pantalla del EDU-1

Las luces se apagan al presionarlas, o bien por medio de un botón ubicado en el colectivo.

- Luces Indicadoras de Mensajes de Aviso (Master Caution Lights): Son dos luces de color amarillo con el

mensaje MASTER CAUTION – PUSH TO RESET instaladas en la parte frontal de los paneles de instrumentos de piloto y copiloto. Estas luces se encienden cada vez que se genera un mensaje de aviso (Caution) en la pantalla del EDU-1.

Las luces se apagan al presionarlas, o bien por medio de un botón ubicado en el colectivo (el mismo utilizado para los mensajes de alerta (Warning)).

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Integrated Display System (IDS) – Interfase Entre Componentes del Helicóptero

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El sistema IDS cuenta con un sistema centralizado de mensajes de alerta (CWS – Centralized Warning System), el cual es el encargado de mostrar en las pantallas del IDS los siguientes tipos de mensajes: * Mensajes de Alerta (Waning), color rojo, mostrados en el EDU-1 * Mensajes de Aviso (Caution), color amarillo, mostrados en el EDU-1 * Mensajes de Información (Advisory), color verde, mostrados en el EDU-2 * Mensajes de Status (Status), color cían (azul claro), mostrados en el EDU-2. Todos los mensajes son generados por la DAU. Al generarse un mensaje de alerta (Warning) o de aviso (Caution), se encenderán las luces MASTER WARNING y MASTER CAUTION, respectivamente. Para apagar estas luce, se presiona un botón en el colectivo. Asociados a los mensajes del CWS, están los mensajes de audio emitidos por el Generador de Mensajes de Audio (AWG – Aural Warning Generator) el cual emite una voz sintetizada a través del sistema de audio de los pilotos (ICS), los mensajes del AWG que tienen voz sintetizada son: * Baja RPM del Rotor Principal, activa el mensaje: “Rotor Low – Rotor Low” * Motor 1(2) apagado (perdida de motor): “Engine 1(2) Out – Engine 1(2) Out” * Fuego de motores: “Engine 1(2) Fire – Engine 1(2) Fire” * Aparición de mensajes de alerta (Warning) en general: “Warning – Warning” * Sobrevelocidad del Rotor Principal: “Rotor High – Rotor High” * Tren de aterrizaje no extendido en radioaltitudes < 200 ft: “Landing Gear” * Vuelo a baja altitud (debajo de 150 ft): “One Fifty Feet”

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e- Instrumentos Misceláneos: El conjunto de instrumentos misceláneos esta formado por los siguientes instrumentos:

- Reloj: Hay un reloj digital multifunción ubicado en el lado derecho del panel de instrumentos del piloto, el cual puede operara en formato de 12 o 24H. El reloj incluye función de cronometro hasta 23:59’:59’’ , siendo alimentado por una pila ubicada en el interior del mismo.

- Indicador de Temperatura Externa (OAT): La señal de temperatura externa (OAT) se mide por medio de una sonda ubicada en la parte superior externa de la cabina de pilotos, detrás de los tubos del sistema pitot – estático. La señal es mostrada en la pantalla del EDU-2 en grados centígrados (ºC).

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17- Aviónica. a- General: Los equipos de aviónica instalados en el A-109E son los siguientes:

- Equipos de Comunicaciones - Equipos de Navegación - Radar - Localizador de Emergencia

Dependiendo el s/n del helicóptero, los A-109E pueden llevar paquetes de aviónica de Bendix-King, o bien de Rockwell-Collins. Por medio de kits se pueden añadir equipos de aviónica adicionales, tales como radios HF, Sistema de Alerta de Colisión de Tráfico (TCAS), etc. b- Equipos de Comunicaciones: Los equipos de comunicaciones instalados en el helicóptero están formados por dos unidades de VHF-COMM, las cuales operan en el rango de frecuencias de 118.00 a 137,975 MHz (espaciamiento de 25KHz), o bien entre 118.000 a 136.975 MHz (espaciamiento de 8,33MHz). En los helicópteros que tienen instalados radios Rockwell-Collins (VHF-22A), cada equipo de VHF-COMM está formado por un transmisor-receptor (Transceiver), ubicado en el compartimiento de aviónica del morro, un panel de selección y control de frecuencias, instalado en la consola central de cabina de pilotos, y una antena ubicada en la parte inferior del fuselaje. Los A-109E que tienen instalados radios Bendix-King (KX-165A), la disposición de los componentes es similar, excepto que los radios son del tipo integral (panel de control y transceiver forman una sola unidad). Los equipos de VHF-COMM son utilizados para comunicaciones a distancias cortas y medias, entre aeronaves y estaciones en tierra. Los radios del sistema VHF-COMM están interconectados con el Sistema de Comunicación de Interfonía (ICS) que permite a los pilotos efectuar comunicación entre ellos, con los pasajeros o con el exterior. El sistema lo conforman dos paneles de control de audio instalados en el panel de instrumentos y un panel de control de audio ubicado en la cabina de pasajeros.

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Aviónica – Sistema de Comunicaciones VHF-COMM

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c- Equipos de Navegación: Los siguientes sistemas forman el conjunto de equipos de navegación:

- Sistema VHF-NAV: El sistema VHF-NAV tiene como finalidad mostrar la posición del helicóptero con respecto a estaciones de VOR o VOR/DME ubicadas en tierra, así como también permitir efectuar aterrizajes por instrumentos (ILS – Instrument Landing System). Según la configuración escogida, el helicóptero puede tener instalado dos receptores VHF-NAV Bendix-King KX-165A, o bien dos receptores VHF-NAV Rockwell-Collins VIR-32.

Ambas configuraciones operan en el rango de 108.00 y 117.95MHz (espaciamientos de 50KHz) para las frecuencias asociadas al VOR y al Localizer (LOC) del sistema de aterrizaje de instrumentos (ILS), así como también entre 329.15 a 335MHz (incrementos de 150KHz) para la recepción de las señales del canal del Glideslope (ILS). El sistema VHF-NAV está formado por dos receptores NAV, ubicados en el compartimiento de aviónica de la nariz del helicóptero (Rockwell-Collins), o bien integrado con el panel de control (Bendix-King), estando estos últimos en el panel de instrumentos del helicóptero. Además de los receptores, conforman al sistema, la antena VOR/LOC instalada a ambos lados del botalón de cola; y la antena del Glideslope, instada en la parte interna inferior del radomo de la nariz del helicóptero. Adicionalmente el sistema VHF-NAV tiene interfase con el receptor de DME (Distance Measuring Equipment) para obtener información de distancia, con el receptor del Marker Beacon (MB), y con la computadora del Director de Vuelo (FD) para la operación del piloto automático en los modos de navegación. Las indicaciones del sistema VHF-NAV son mostradas en los EHSI de los pilotos. En operación normal el EHSI del piloto recibe información del NAV-1, mientras que el EHSI del copiloto recibe información del NAV-2. En ambos instrumentos las indicaciones son mostradas por medio de la barra de desviación lateral (indica la desviación del helicóptero con respecto al Radial VOR seleccionado por medio de la perilla CRS) y el indicador “TO – FROM” (muestra si el helicóptero se aleja o se acerca a la estación VOR). Marcación (posición) de las estaciones VOR, son mostradas por medio de dos agujas adicionales en los EHSI al presionar los botones de selección de las agujas Indicaciones de distancia (DME) son mostradas en la esquina superior derecha del EHSI, mientras que la información de distancia del Marker Beacon, es mostrada en el EADI. Aparte de las funciones de navegación, el sistema VHF-NAV también permite efectuar aterrizajes por instrumentos (ILS), al introducir la frecuencia ILS de la pista a aterrizar en el panel de control y frecuencias del VHF-NAV. Las indicaciones del ILS son mostradas de forma conjunta en el EADI y EHSI. En el caso del EADI, la señal de posición del Localizer es mostrada por medio de un puntero debajo del horizonte, y la señal de posición del Glideslope, por un puntero en el lado derecho del horizonte. Para el EHSI la señal del Glideslope se muestra en un puntero ubicado al lado derecho de la carta del compás, mientras que la señal del Localizer utiliza a la barra de desviación lateral del VOR.

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Sistema VHF-NAV – Bendix-King KX-165A

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Sistema VHF-NAV - Rockwell-Collins VIR-32

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Sistema VHF-NAV – Controles e Indicaciones

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Sistema VHF- NAV – ILS Operación del Localizer

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Sistema VHF-NAV - ILS Operación del Glideslope

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- Automatic Direction Finder (ADF): El ADF es un sistema de radionavegación que indica la posición

(marcación) relativa del helicóptero con respecto a una estación NDB (Non Directional Beacon) ubicada en tierra. Según la configuración, puede estar instalado el ADF Rockwell-Collins ADF-60, el cual opera en el rango de frecuencias de 109.00 a 1749,5KHz, o bien el ADF Bendix-King KR-87 que opera en el rango de 200 a 1799KHz. Para ambas configuraciones el ADF está formado por un receptor (Rockwell – Collins instalado en el compartimiento de aviónica trasero; Bendix-King integral con el panel de control en cabina), panel de control y selección de frecuencias y una antena integral (Loop y Sense) de ADF instalada en la parte trasera inferior del fuselaje. Las indicaciones del ADF son mostradas en el EHSI por medio de dos agujas (NAV Bearing Pointer 1 y NAV Bearing Pointer 2).

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ADF Rockwell-Collins ADF-60 (Esquemático)

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ADF Bendix-King KR-87 (Esquemático)

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- Equipo de Medición de Distancia (DME – Distance Measuring Equipment): El DME permite determinar la

distancia oblicua (Slant Distance) del helicóptero respecto a una estación VOR/DME, DME e ILS/DME ubicado en tierra. Al igual que con los otros equipos de aviónica instalados en el A-109E, se dispone del modelo Rockell-Collins DME-42, o el Bendix-King KDM-706A.

Ambos equipos operan en el rango de 962 a 1213MHz. El funcionamiento del DME es automático al sintonizar una estación de VOR/DME o una frecuencia de ILS en mediante el sistema VHF-NAV. En los modelos con el DME-42 el sistema puede mostrar información de distancia del VHF-NAV 1 y VHF-NAV-2, mientras que el KDM-706A, solo se sintoniza con el sistema VHF-NAV-1. El DME está formado por un transceiver (Rockwell-Collins instalado en el compartimiento de aviónica de la nariz del helicóptero; Bendix-King instalado en el interior del botalón de cola), una antena de DME instalada en la parte inferior del fuselaje y un indicador instalado en el panel central de instrumentos. El indicador de distancia del DME muestra en valor directo la distancia en millas náuticas (NM) a la estación VOR/DME, la velocidad de tierra (GS – Groundspeed) y el tiempo estimado de llegada a la estación (ETA). En el caso del indicador del DME-42, mediante el botón CH, se puede escoger información de distancia del sistema NAV-1. o del NAV-2. Información de distancia es también mostrada en los EHSI, en cualquiera de los modos de operación, mediante valor directo mostrado en la esquina superior derecha del instrumento.

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DME – Esquemático

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- Marker Beacon (MB): El Marker Beacon es un equipo utilizado de forma conjunta con el ILS, su finalidad

es informar a los pilotos mediante una serie de avisos sonoros y luminosos, la posición del helicóptero con respecto a la cabecera de pista.

Opera de forma automática en un rango de frecuencia de 75MHz, al sintonizar en el sistema VHF-NAV-1/2 la frecuencia de ILS de la pista donde se efectuará el aterrizaje. En los helicóptero que tienen instalados radios Rockwell-Collins, el receptor del Marker Beacon forma parte integral de los receptores VHF-NAV, mientras que para los helicópteros que tienen radios Bendix-King, se dispone de un receptor de Marker Beacon instalado en el compartimento de aviónica de la nariz. La antena del Marker Beacon está instalada en la parte delantera inferior del fuselaje, siendo similar para ambas configuraciones de aviónica. En cabina las indicaciones de distancia son por medio de 3 luces y tonos sonoros asociados a cada una de ellas. La primera luz que se enciende es la del Outer Marker, la cual es de color azul, la segunda es la del Middle Marker, de color ambar y la tercera es la del Inner (Airways) Marker, de color blanco. En el caso de los A-109E más antiguos que disponen de un ADI electromecánico, el indicador se encuentra instalado en el panel de instrumentos del piloto. En los A-109E que tienen EADI (full instalación EFIS), las indicaciones son mostradas en el propio instrumento. Por medio de un panel de control instalado en la consola central, se puede aumentar el volumen de los tonos de identificación, así como la sensibilidad del sistema (para facilitar la localización de los aeropuertos).

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Equipos de Navegación – Marker Beacon

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- ATC Transponder: El ATC Transponder es un equipo que permite a los Centros de Control de Tráfico

Aéreo (ATC) conocer la posición del helicóptero dentro de un espacio aéreo determinado.

Según la configuración el helicóptero puede tener instalado el transponder Rockwell-Collins TDR-94, o bien el Bendix-King KT-70. Ambos modelos reciben un código de identificación (interrogación) proveniente de una estación ATC en tierra a una frecuencia de 1030 MHz y envían una señal de respuesta a una frecuencia de 1090 MHz que incluye un código de identificación asignado al helicóptero por una estación de ATC, e introducido por un panel de control y selección de códigos. Ambos modelos de transponder pueden operar en los siguientes modos:

* Modo A: El equipo envía un código octal (4096 códigos posibles) a las estaciones de ATC en tierra.

* Modo C: El equipo envía un código octal e información de altitud de vuelo, la cual proviene del altímetro del piloto. * Modo S (Selected): El equipo envía el código de identificación, datos de altitud e información adicional tal como la velocidad de vuelo. En esta modalidad el Transponder no solo se comunica con las estaciones ATC en tierra, sino que también lo hace con otras aeronaves que estén volando en el área circundante. Está modalidad está relacionada con el Sistema de Alerta de Colisión de Trafico (TCAS), para aquellos helicópteros que tengan instalado dicho equipo.

El ATC transponder está formado por un transceiver (TDR-94 se instala en el botalón de cola; KT-70 es del tipo integral), un panel de control y selección de códigos, y una antena instalada en la parte inferior trasera del fuselaje.

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ATC Transponder – Esquemático

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- Radioaltímetro: El radioaltímetro es un instrumento que se utiliza para medir la altura sobre el terreno

(AGL) cuando el helicóptero vuela por debajo de los 2500 pies y que es muy útil durante las maniobras de aproximación a baja visibilidad o en condiciones IFR.

El radioaltímetro opera en un rango de frecuencias de 4,0 y 4,3 GHz. La medición de la altura se basa en el cambio de frecuencia de la antena de transmisión y el tiempo en que la señal es reflejada hacia la antena receptora. La operación del sistema es completamente automática desconectándose cuando el helicóptero vuela a altitudes superiores a los 2500 ft . El sistema está formado por un transceiver instalado en el compartimiento de aviónica trasero (zona del compartimiento de equipaje), un indicador (solo para los modelos que tienen un ADI electromecánico), y un par de antenas (transmisora y receptora) que están instaladas en la parte inferior del botalón de cola. Según el modelo del helicóptero, las indicaciones de radioaltitud son mostradas en un indicador instalado en el panel del piloto (modelos con ADI electromecánico), o bien en el EADI (modelos con EFIS Astronautics Corp). En los helicópteros que tienen un indicador dedicado, se puede escoger la Altura de Decisión (DH) por medio de una perilla, cuando el helicóptero alcanza la altura de decisión, se enciende una luz de color amarillo. En los modelos con EFIS Astronautics Corp, la altura de decisión se escoge mediante los botones DH/RNG, en este caso cuando el helicóptero alcanza la altura de decisión, el valor mostrado de la radioaltitud empieza a parpadear. Del mismo modo cuando el helicóptero vuela por debajo de los 200 ft, aparece en el EADI un indicador visual de la altura de la pista (Rising Runway). En caso de que el helicóptero esté volando por debajo de 150 ft con el tren de aterrizaje retraído, el sistema de alerta aural (AWG), emite el mensaje “One Houndred Fifty Feet” y aparece el mensaje de aviso (Caution) LANDING GEAR en la pantalla del EDU-1.

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Radioaltímetro – Vista Esquemática.

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- Sistema de Posicionamiento Global (GPS): El helicóptero tiene instalado un GPS Freeflight 2101-I/O el

cual está instalado en el panel central de instrumentos de la cabina de pilotos. El GPS tiene las siguientes funciones:

* Navegación Directa: Muestra la ruta más directa hacia cualquier destino seleccionado desde cualquier posición en la que se encuentre el helicóptero. * Navegación por Plan de Vuelo: Define un plan de vuelo de hasta 40 puntos de referencia (Waypoints) * Calculo de Posición: Determina la posición del helicóptero en términos de latitud y longitud, o bien en base a rumbo y distancia, desde cualquier ubicación. * Calculo de Consumo de Combustible/ETA: Monitoriza a lo largo de la progresión del vuelo el consumo de combustible y el tiempo de llegada al waypoint/destino. * Navegación de Emergencia: Muestra el aeropuerto, estación VOR, NDB más próximos con respecto a la ubicación actual del helicóptero. * Información de Espacio Aéreo: Notifica de forma inmediata cuando el helicóptero se aproxima a un espacio aéreo controlado. * Información del Plan de Vuelo: Calcula valores de distancia y posición de cada uno de los puntos de la ruta (waypoints) del plan de vuelo cargado en el GPS. Muestra también valores de distancia total, tiempo total de vuelo e información adicional de interés para los pilotos antes del comienzo del vuelo. * Información de Navegación: Muestra información relacionada con la posición de aeropuertos, estaciones de VOR, NDB, Waypoints, etc, por medio de una base de datos (Nav Data Base) almacenada en una tarjeta de memoria que se debe actualizar cada 28 días. El conjunto del GPS está formado por un receptor de GPS el cual está integrado a un panel de control y a una pantalla donde se muestra información de navegación y una antena de GPS instalada en la parte superior del estabilizador vertical. El GPS opera en una frecuencia de 1575MHz pudiendo recibir señal de hasta 9 canales (satélites), aunque para propósitos de calculo de posición, el sistema utiliza cuatro satélites diferentes. Mediante una interfase se puede mostrar información de navegación procedente del GPS en los EHSI, así como también interconectarlo con el Director de Vuelo (FD) para permitir que el Piloto Automático utilice la información del GPS en los modos de navegación (SAS o ATT). En los helicópteros que tengan instalado un Localizador de Emergencia (ELT) Artex 406 con interfase de navegación, información del GPS es utilizada para trasmitir datos de posición que faciliten la ubicación del helicóptero en casos de accidentes. La información de navegación del GPS es mostrada en la pantalla del propio receptor, así como el los EHSI en los cuales aparecerá como LNAV, utilizando el indicador TO-FROM para mostrar la dirección a seguir, y la barra de desviación lateral, para mostrar la desviación del helicóptero con respecto a la ruta (Track) del GPS.

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GPS – Instalación (Esquemático)

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d- Radar: El A-109E está equipado con un radar digital Honeywell RDR-2000 el cual opera en una frecuencia de 9,375GHz (Banda X) y que tiene las funciones de radar meteorológico y de barrido de terreno (Ground Mapping). El RDR-2000, es un radar que funciona con 28VDC y que tiene una potencia máxima de 3,3kW. La información meteorológica es mostrada en cinco colores asociados con los siguientes niveles de precipitación:

- Negro: Niveles de precipitación menores de 1mm/h - Verde: Niveles de precipitación débil (1-4mm/h) - Amarillo: Niveles de precipitación moderada (4-12mm/h) - Rojo: Niveles de precipitación fuertes/muy fuertes (12-52mm/h) - Magenta: Niveles de precipitación extrema (mayores de 52mm/h)

El radar está formado por una antena plana de un ancho de banda de 10º la cual tiene integrado al transceiver. La antena es giroestabilizada por medio de un canal de control proveniente de los giróscopos verticales y tiene un barrido de ±15º en sentido vertical (Tilt), y ±60º en sentido horizontal (Scan).

En la cabina de pilotos se encuentra un panel de control el cual para los modelos de A-109E que tienen EHSI Bendix-King EHSI-74B, incluye una pantalla de Cristal Líquido (LCD) para mostrar la información del radar. Los helicópteros con EFIS Astronautics Corp (EADI y EHSI), muestran la información del radar directamente en los EHSI al presionar el botón WX/LX. El radar se enciende al colocar el selector en ON. Como medida de seguridad el radar no se puede activar en tierra, ya que el microswitch de la pata del tren izquierdo bloquea la operación del mismo.

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Radar –Panel de Control

La información meteorológica del radar es mostrada en la pantalla del radar, o bien en los EHSI de cada piloto, pudiéndose mostrar en los modos ARC y MAP. El rango del radar se puede ajustar mediante los botones DH/RNG, desde 5 hasta 240NM.

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El radar RDR-2000 ofrece la posibilidad de mostrar un perfil vertical de las nubes asociadas a zonas de tormenta, para ello se presiona el botón VP, lo cual hace que la antena efectúe barridos verticales de ±30º. Como ayuda a esta función se disponen de los botones de TRK, los cuales redireccionan la antena en el plano horizontal, para escoger una determinada zona donde efectuar el barrido vertical.

Aparte de la información meteorológica, el radar ofrece la posibilidad de mostrar información cartográfica al escoger el modo MAP en el panel de control, lo que provoca que la antena se incline hacia abajo en el eje vertical entre unos 0 a 15º, para mostrar el contorno del terreno. Cuando el radar funciona en este modo, es posible ajustar su sensibilidad por medio de la perilla de ajuste de ganancia GAIN.

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e- Equipo Localizador de Emergencia (ELT – Emergency Locator Transmitter): El helicóptero cuenta con un ELT Artex C406-2HM instalado en el interior del botalón de cola, y utilizado para la localización del aparato en caso de accidentes. El ELT utiliza las señales estándar de emergencia (121.5MHz – Banda Civil; 243MHz – Banda Militar), así como una señal que se transmite a 406,025MHz que es captada por una red satelital de búsqueda internacional (COSPAS-SARSAT) y que envía un código de identificación único y personalizado para cada helicóptero mediante el cual es posible conocer datos tales como, matricula, dueño del aparato, dirección postal y teléfonos de contacto. La activación del ELT se puede hacer de forma automática o manual. En el caso de activación automática, el equipo utiliza un interruptor inercial (G-Switch) que se activa cuando el helicóptero experimenta cambios de velocidad de 3,5 fps (aproximadamente entre 5 y 30G’s). La activación manual se produce al poner el interruptor de control ubicado en cabina, o bien el interruptor integral del transmisor en la posición ON. Al activarse el ELT transmite un tono continúo de identificación en las frecuencias de 121.5 y 243MHz, y cada 50 segundos, un código de identificación de 406,025MHz con una duración de 520ms. El transmisor puede operar de forma continúa hasta por 72 horas. Como opción se ofrece una interfase la cual conecta al ELT con el GPS del helicóptero para permitir transmitir datos de posición (latitud y longitud) que faciliten la ubicación. En la cabina de pilotos se encuentra una panel de control el cual tiene un botón con dos posiciones: ON – Activación manual del ELT; ARMED – Activación automática del ELT por medio del switch de inercia. Adicionalmente el ELT cuenta con un interruptor integral con dos posiciones: ON – Activación manual del ELT; OFF – ELT apagado, se activará de forma automática en caso de impacto. La antena del ELT está montada en la parte superior del botalón de cola, en el lado izquierdo.

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ELT – Vista General

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18- Sistema Automático de Control de Vuelo (AFCS). a- General: El A-109E está equipado con un piloto automático de 3 ejes Sperry HELCIS II que actúa sobre los canales de alabeo y cabeceo del cíclico, así como en los pedales del rotor de cola. El sistema incluye un Director de Vuelo (FD) el cual se puede acoplar al piloto automático para poder volar en diferentes modos de Navegación Lateral (LNAV) y Navegación Vertical (VNAV) y reducir la carga de trabajo de los pilotos. b- Componentes del Piloto Automático: Los principales componentes del piloto automático son los siguientes:

- Computadoras del Piloto Automático (Helipilot Computers): Están instaladas en el compartimiento de aviónica delantero (nariz del helicóptero). Las computadoras reciben señales procedentes de los giróscopos verticales y del giróscopo de guiñada (Rate Gyro), procesando estas señales y enviando comandos de control, a los actuadores lineales conectados a los controles de vuelo del helicóptero para mantener una actitud de vuelo determinada. Las computadoras están interconectadas por medio de una interfase a la Computadora del Director de Vuelo (FD Computer), para permitir el vuelo automático en los modos de Navegación Vertical (VNAV) y Navegación Lateral (LNAV) asociados al Director de Vuelo.

Ambas computadoras son iguales e intercambiables, la Computadora 1 (Helipilot 1) actúa sobre los 3 canales de control (cabeceo, alabeo y guiñada), mientras que la Computadora 2 (Helipilot 2), solo en los canales del cíclico (alabeo y cabeceo).

- Computadora del Director de Vuelo (FD Computer): La computadora del Director de Vuelo, recibe información de los giróscopos direccionales, giróscopos verticales, equipos de radionavegación (VHF-NAV/GPS) y del radioaltímetro, siendo dicha información procesada y enviada a las computadoras del piloto automático las activan los actuadores lineales del piloto automático para mantener una actitud de vuelo determinada en el helicóptero que satisfaga los modos de Navegación Vertical (VNAV) y Navegación Lateral (LNAV) seleccionados por el piloto a través del panel de selección de modos del director de vuelo.

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Computadora del Director de Vuelo

- Panel de Control del Piloto Automático: Está montado en el panel central de instrumentos y es el encargado de activar y escoger los modos de operación del piloto automático.

Mediante los botones SAS-1 y SAS-2 se activan respectivamente las computadoras del Helipilot 1 y 2 en el modo de Aumento de Estabilidad (SAS – Stabilty Augmentation System). El botón ATTD HOLD activa el modo de Retención de Actitud (ATTD Hold) en ambas computadoras del piloto automático, cuando este modo se desconecta aparece el mensaje de aviso (Caution) ATTD OFF en la pantalla del EDU-1 . Cuando se desconectan los botones de SAS 1/2, aparece el mensaje de aviso (Caution) SAS 1(2) OFF en el EDU-1. El botón AUTO TRIM permite que las computadoras del piloto automático energicen a las unidades del Force Trim/Autotrim, cuando el recorrido de los actuadores lineales del piloto automático llegue a un 30% de autoridad, provocando que estos últimos vuelvan a su posición neutral. Cuando se vuela con el Autotrim desconectado aparece el mensaje de estatus (Status) AUTOTRIM OFF en el EDU-2 La computadora del Director de Vuelo se interconecta con las computadoras del piloto automático (en Modo ATTD solamente), mediante el botón COUPL/DECOUPL. Cuando se vuela sin el director de vuelo aparece el mensaje de estatus (Status) FD DCPLD. En la parte superior del panel de control hay unos indicadores de posición de los actuadores lineales del piloto automático. En operación normal solo se muestra la posición de los actuadores conectados a la computadora del Helipilot 1, para ver el movimiento de los actuadores lineales conectados a la computadora del Helipilot 2, se debe presionar el botón SAS 2 – PUSH.

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- Actuadores Lineales del Piloto Automático: Hay un total de 5 actuadores lineales conectados en serie a los controles de vuelo del helicóptero, tres actuadores son activados por la computadora del Helipilot 1, mientras que los dos restantes por la computadora del Helipilot 2.

Los actuadores de los canales de control del cíclico (alabeo y cabeceo) están conectados en serie a las varillas de control que se encuentran en el lado derecho del techo de cabina de pilotos. El actuador asociado al canal de guiñada (pedales del rotor de cola), está dentro del botalón de cola, interconectado con las varillas de control de cambio de paso del rotor de cola. Cada actuador está formado por un motor eléctrico, un mecanismo de tornillo sinfín (jackscrew), un freno electromecánico y un transductor lineal variable (LVDT) encargado de enviar información a las computadoras del piloto automático sobre la cantidad de movimiento ejercida.

- Unidades de Force Trim/Autotrim: Las unidades de Autotrim están conectadas a los controles de vuelo y son las encargadas de proporcionar “sensación artificial” en los controles de vuelo, y también mover los controles para mantener o efectuar cambios en la actitud de vuelo del helicóptero cuando los actuadores lineales han llegado a su recorrido de máxima autoridad de control.

Hay un total de 3 unidades de Autotrim, dos conectadas a los canales de alabeo y cabeceo del cíclico, y la tercera al canal de guiñada (pedales). Cada Autotrim está formado por un gradiente de fuerza, encargado de proporcionar la “sensación artificial” y un freno magnético (motor eléctrico con un embrague magnético) que mantiene los controles de vuelo en posición centrada. Cuando en el panel de control del piloto automático se activa la función de AUTOTRIM, las computadoras enviarán comandos de control a los Autotrim cuando se exceda el rango de movimiento de los actuadores lineales, lo cual provocara que los controles de vuelo (cíclico y pedales) se muevan para efectuar correcciones en la actitud de vuelo del helicóptero, al mismo tiempo que los actuadores lineales vuelven a su posición neutral.

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Piloto Automático – Actuadores del Autotrim/Force Trim

- Giróscopo de Guiñada (Yaw Rate Gyro): Proporciona señales de velocidad de giro (rate of turn) a las computadoras del Helipilot 1 y el Director de Vuelo proporcionales al desplazamiento angular en el eje de guiñada del helicóptero. El giróscopo de guiñada permite que el piloto automático pueda efectuar virajes coordinados.

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- Sincros de Posición: Los sincros tienen como función enviar señales de la cantidad de movimiento de los controles de vuelo del helicóptero (cíclico y pedales). Las señales del sincro son voltajes AC los cuales son comparados por las computadoras del piloto automático con respecto a las señales de desviación de los giróscopos verticales, para así detectar cambios en la actitud de vuelo del helicóptero.

La computadora del Helipilot 1 recibe señales de tres sincros (cabeceo, alabeo y guiñada), mientras que la computadora del Helipilot 2 solo de dos sincros (cabeceo y alabeo).

- Panel de Selección de Modos del Director de Vuelo: Está montado en el panel de instrumentos del piloto y permite escoger los siguientes modos de navegación vertical (VNAV) y de navegación lateral (LNAV) asociados al Director de Vuelo:

* SBY: Modo de espera, se escoge en el panel de control, o bien al presionar el botón SBY del cíclico. En esta modalidad las barras de comandos del director de vuelo (EADI/ADI) se esconden y se desacopla cualquier modo(s) de navegación escogidos previamente. * HDG: Modo de rumbo magnético (Heading), la computadora del FD genera comandos de control para mantener el helicóptero en un determinado rumbo magnético seleccionado en el EHSI por medio de la perilla HDG. En esta modalidad el ángulo de banqueo se limita a ±20º. En caso de fallo o pérdida de información de los giróscopos verticales o direccionales, un sistema de estabilización automática mantiene nivelado lateralmente al helicóptero (nivelación de alabeo). * NAV: Permite efectuar la interceptación, captura y seguimiento de un Radial de VOR (VHF-NAV) preseleccionado por en el EHSI por medio de la perilla CRS, o bien mantener el helicóptero en una ruta establecida por el GPS, al seleccionarlo como fuente de navegación en el EHSI (LNAV Source). Cuando se utiliza un VOR como fuente de navegación, previamente se debe volar el helicóptero en un rumbo (Heading) de interceptación del Radial VOR.

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Hecho esto se debe presionar el botón NAV en el panel de control del FD, lo cual hace que se encienda la luz amarilla ARM hasta que el helicóptero llega al punto de interceptación del Radial VOR, lo cual hace que está se apague y aparezca la luz verde CAP, y el helicóptero efectúe un viraje para mantenerse en el curso del radial seleccionado. * VOR APR: Este modo se utiliza para tener mayor precisión cuando se vuela cerca de estaciones VOR, o cuando se quieren utilizar dichas estaciones como ayudas para el aterrizaje en aeropuertos que no dispongan de ILS. La operación de este modo es similar al Modo NAV, siendo recomendado su uso si el helicóptero está a menos de 10NM de la estación VOR.

* ILS: Este modo es utilizado para efectuar aproximaciones ILS. El modo se activa al presionar el botón ILS, lo cual también activa el modo NAV para la captura de la señal del Localizer, encendiendose en ambos modos la luz amarilla de ARM.

El modo de ILS está diseñado para capturar primero la señal del canal del Localizer por medio del Modo NAV, para lo cual es necesario que el helicóptero vuele en un rumbo magnético de forma similar a la interceptación de un Radial VOR. Una vez que el helicóptero intercepta el canal del Localizer (y se mantiene alineado en el eje lateral), se enciende la luz verde de CAP del Modo NAV, el Modo ILS se encarga de interceptar el canal de Glideslope del ILS. Cuando se intercepta el canal del Glideslope en el Modo ILS, se enciende la luz verde GS y el helicóptero se mantiene en un régimen de descenso para volar dentro de la señal ILS, hasta que a una altura de 50 ft (AGL) el helicóptero se nivela automáticamente y vuela a lo largo de la pista hasta que el piloto efectúe el aterrizaje. * GA (Go Around): Este modo se utiliza cuando se hace una aproximación frustrada (Missed Approach), la activación es por medio del botón GA del panel selector de modos del FD, o bien por medio de un botón instalado en el colectivo. Al activar este modo, se cancela cualquier otro modo (lateral o vertical) escogido previamente. Si la velocidad del helicóptero es menor de 55 kts este se mantiene nivelado. Para velocidades entre 55-65kts el FD mantiene al helicóptero en un régimen de ascenso entre 0 y 750 fpm. A velocidades mayores de 65kts comanda ascensos a un régimen de 750 fpm.

* ALT: Modo de Retención de Altitud, al presionar el botón ALT, envía comandos de control (cabeceo) para mantener al helicóptero a una altura de vuelo determinada. En esta modalidad la computadora del Director de Vuelo recibe datos del Sistema Pitot-Estático por medio de un Sensor de Datos Aéreos (ADS). * IAS: Esta modalidad permite que el helicóptero mantenga una velocidad determinada. La velocidad mantenida será la que tenga el helicóptero al momento de presionar el botón IAS. En este modo la computadora del FD recibe señales del sistema Pitot-Estático por medio del sensor de datos aéreos (ADS). Se puede cambiar el valor de la velocidad (3kts/sec) por medio del botón Beep Trim instalado en el cíclico. * VS: Permite mantener una velocidad vertical determinada la cual es seleccionada por una perilla del indicador de velocidad vertical del piloto. Al seleccionar este modo se anulan los modos ILS, GS, GA y ALT.

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Piloto Automático – Panel Selección de Modos del Flight Director

- Interruptores de Force Trim Release y Beep Trim: En el mando del cíclico se encuentra el botón FTR

(Force Trim Release) el cual al ser presionado desacopla el embrague magnético de las unidades de Autotrim/Force Trim, permitiendo que el piloto mueva con libertad el mando del cíclico cuando el piloto automático está en modo ATTD. Al ser presionado este botón, también envía una señal a los actuadores lineales del piloto automático para que vuelvan a su posición neutral (centrados).

En la consola central del panel de instrumentos hay un interruptor F-TRIM el cual activa los embragues magnéticos de todas las unidades de Autotrim/Force Trim. En caso de desconectar el sistema, aparecerá el mensaje de estatus (Status) FT OFF en la pantalla del EDU-2. En la parte superior del cíclico se encuentra el botón del Beep Trim el cual es un interruptor de cuatro posiciones (arriba-abajo-izquierda-derecha). Permite efectuar pequeños cambios en la actitud de vuelo (2º/seg, vertical y lateral) del helicóptero cuando el piloto automático esta en el modo ATTD. Cuando se vuela con el FD acoplado en el modo IAS, se pueden hacer pequeños cambios de velocidad (3kts/seg).

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Piloto Automatico – Componentes Principales

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Piloto Automático – Componentes Principales (incluido Flight Director)

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c- Modos de Operación del Piloto Automático: El piloto automático del helicóptero puede volar en los siguientes modos:

- Modo de Aumento de Estabilidad (SAS – Stability Augmentation System): El modo SAS se utiliza para vuelos a baja altitud y baja velocidad como una ayuda para mantener al helicóptero estabilizado contra perturbaciones externas tales como ráfagas de viento. En esta modalidad el piloto tiene control total del helicóptero y lo vuela en forma manual (Hands On).

El Modo SAS se activa al poner los interruptores SAS 1(2) en ON y el interruptor ATTD HOLD en la posición OFF. Cualquier cambio que afecte la estabilidad del helicóptero es detectado por los giróscopos verticales y el giróscopo de guiñada (Rate Gyro), los cuales generan señales que son enviadas a las computadoras del piloto automático. Las computadoras comparan estas señales (error) con las provenientes de los sincros transmisores de posición de los controles de vuelo, enviando comandos de control a los actuadores lineales de los controles de vuelo, hasta que el valor de la comparación sea nulo. En caso de que el piloto efectúe un cambio de actitud en el helicóptero, este es medido por los sincros transmisores de posición de los controles de vuelo. Al mismo tiempo los giróscopos verticales y el giróscopo de guiñada, producen una señal de una magnitud proporcional a la de los sincros , lo cual provoca que las computadoras del piloto automático no detecten ninguna diferencia de magnitud (error) haciendo que no se envíen comandos de control a los actuadores lineales.

- Modo de Retención de Actitud (ATTD – Attitude Hold): Esta modalidad es utilizada para vuelos de larga distancia y en velocidad de crucero. Es un modo en el cual las computadoras del piloto automático tienen autoridad total sobre la actitud de vuelo del helicóptero (Hands-Off), permitiendo que el piloto no tenga que tomar el control manualmente.

El modo se activa por medio del interruptor ATTD HOLD, lo cual hace que el helicóptero mantenga la actitud de vuelo que tenga al momento de la activación de dicho modo. Cualquier cambio que afecte la actitud original de vuelo es detectado por los giróscopos verticales y el giróscopo de guiñada (Rate Gyro) los cuales generan señales de error que son comparadas por las computadoras del piloto automático, con las señales provenientes de los circuitos de cambio de actitud (Attitude Rate Circuits). En caso de haber diferencias, las computadoras envían comandos de control a los actuadores lineales para mantener la actitud de vuelo original del helicóptero. En caso de que el piloto quiera modificar la actitud de vuelo del helicóptero deberá presionar el botón FTR del cíclico. Cuando el helicóptero alcanza la nueva actitud de vuelo, el piloto suelta el botón FTR y el helicóptero mantendrá dicha actitud. Para hacer cambios pequeños en la actitud de vuelo se utiliza el botón Beep Trim el cual permite cambios en el eje vertical y lateral de 2º/seg. Esta operación solo será posible si ambas computadoras del piloto automático están conectadas en el modo ATTD.

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- Modo Control Acoplado del Director de Vuelo (FD Coupling Mode): Este modo permite que la computadora del Director de Vuelo envíe comandos de control y estabilización a las computadoras del piloto automático para mantener el helicóptero en los modos de navegación vertical (VNAV) y lateral (LNAV) previamente seleccionados en el panel de selección de modos del FD.

El modo se activa por medio del botón COUPL/DECOUPL y con el piloto automático en modo ATTD. Según los modos seleccionados, el FD recibe información de los equipos de radionavegación (VHF-NAV y GPS), radioaltímetro, Sistema Pitot-Estático (Modos IAS, VS y ALT) y giróscopos direccionales, para mantener el helicóptero en los modos de navegación seleccionados. Los comandos de control del FD son mostrados en el ADI/EADI de cada piloto por medio de una barra vertical (LNAV) y una barra horizontal (VNAV). En la parte superior de los EADI se muestran los modos activos de navegación del FD

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Operación del Piloto Automático – Esquemático