Vuelo Automático 

El avión está equipado para la guía de vuelo automática durante todas las fases del vuelo. Dos computadoras digitales de guía de vuelo (Digital Flight Guidance Computer - DFGC) suministran información para las siguientes funciones: piloto automático, aumento de la estabilidad, control de velocidad, régimen de empuje, auto acelerador (autothrottle), empuje automático de reserva (ART), alertador de altitud, director de vuelo, sincronización del EPR y el sistema de manejo de performance (PMS).

Las DFGC 1 y 2 reciben información de las computadoras digitales centrales de datos de aire (Central Air Data Computer - CADC 1 y 2), los VHF de navegación (VOR/LOC 1 y 2), sistemas de compás (rumbo) 1 y 2, giróscopos verticales 1 y 2, radio altímetros 1 y 2, acelerómetros dobles de 3 ejes, acelerómetros dobles laterales, y sensores otros sistemas del avión. Un panel de control (FGCP) está instalado para la selección de los modos de operación deseados por el Comandante y el 1er Oficial.

Anunciadores de modo de vuelo (Flight Mode Annunciators - FMA) son provistos para el Comandante y el 1er Oficial. El FMA muestra lo siguiente:Anuncios del modo selectado en el sistema de guiado de vuelo (Flight Guidance System - FGS); anuncios para indicar que el comparador de instrumentos de navegación ha detectado una diferencia entre sistemas redundantes o para indicar una falla en el sistema (asociado con una bandera en el instrumento); luces de alerta del AP y THROTTLE; y luz de selección de Director de Vuelo (Flight Director - FD) y Piloto Automático (Autopilot - AP).

Piloto Automático

La función AP, operando en conjunto con el Yaw Damper, automáticamente controla el avión en los ejes de cabeceo (pitch), rolido (roll) y guiñado (yaw). El FGCP contiene los controles necesarios para los pilotos seleccionar los diferentes modos. Los modos de operación del AP controlarán automáticamente el pitch y roll para las siguientes maniobras:Mantener una altitud, descender o ascender para y mantener una altitud seleccionada, mantener una velocidad vertical, velocidad indicada (IAS) o número de Mach preselecatados, mantener un rumbo deseado, volar hacia y mantener un rumbo, volar hacia, capturar y seguir un radial de VOR o curso de localizador, capturar y seguir una senda de planeo, alinear en la pista y nivelar para aterrizar automáticamente. Un switch de DFGC está instalado en el FGCP para selectar la DFGC 1 o 2 para el ingreso de datos para la operación del AP.

La luz de alerta del AP en el FMA se encenderá cuando el AP se desacopla por cualquier razón. Una luz de alerta de AP TRIM se encenderá en el FMA para indicar que el estabilizador horizontal está fuera de trim. La luz se apagará cuando el estabilizador horizontal está dentro del rango del trim del AP.

Aumento de la Estabilidad

Compensador de Mach Trim

La DFGC 1 o 2 dan información para el compensador de Mach (Mach Trim Compensator - MTC) si el switch de Mach Trim está en NORM. Los datos dados por las CADC a través de la DFGC, controlan el actuador del MTC en relación con el número de Mach. El MTC compensa el momento de nariz abajo que es generado cuando se vuela a altos número de Mach. El funcionamiento del MTC puede ser inhibido llevando el switch MACH TRIM COMP a OVRD.

Yaw Damper

Esta función es activada en todo momento en que está el AP conectado cuando el switch YAW DAMP está en ON u OFF. Con el AP desconectado, el funcionamiento es activado llevando el switch a ON. Los movimientos del timón de dirección generados por el yaw damper no son transmitidos a los pedales. El funcionamiento puede ser inhibido llevando el switch YAW DAMP a OVRD.

Director de Vuelo

Esta función brinda guiado visual para volar el avión manualmente o para monitorear visualmente las respuestas del AP a los comandos de guiado. Los comandos visuales de guiado (pitch, roll y control de velocidad) están integrados con los modos del FGS selectados en el FGCP para la operación del AP.

Un switch de FD está instalado del lado del Comandante y otro del 1er Oficial en el FGCP. Cuando el switch está en ON las barras de comando en el ADI están a la vista del lado respectivo al que está en ON. Un selector da la posibilidad de selectar cualquiera de las dos DFGC para el control de las barras (V-bars o crosspoint) y del puntero fast/slow en ambos ADI. Cuando está en NORM, la DFGC 1 controla el comando del Comandante y la DFGC 2 el del 1er Oficial. Cuando está

en BOTH ON 1, la DFGC 1 controla ambos comandos, cuando está en BOTH ON 2, la DFGC 2 controla ambos comandos. Cuando los datos provistos a las barras no se pueden utilizar en cualquier ADI, las barras respectivas saldrán de la vista y una bandera de alerta aparecerá.

Authrottle/Velocidad

Las funciones del autoacelerador (autothrottle - A/T) están disponibles desde el despegue hasta el aterrizaje. Sensores aerodinámicos, transductores en la superficie del avión, las CADCs y otras fuentes brindan datos a las DFGCs para el procesamiento del control de la velocidad. Las DFGCs brindan comandos de pitch para el control de velocidad al FD, AP y al puntero Fast/Slow. El FGCP contiene los comandos necesarios para la selección de la velocidad (SPD) o número de Mach de referencia y el modo deseado de operación del A/T.

Las funciones de control de velocidad brindan dos modos de acoplados de control de velocidad (despegue y go-around). Los modos despegue y go-around están disponibles solo cuando el FD y/o AP están conectados. Se pueden selectar tres modos de empuje operacionales en el FGCP y modos adicionales ocurren automáticamente. Los modos selectables son : Selectar velocidad indicada (SPD SEL); selectar mach (MACH SEL); y limite de EPR. El indicador de máximo empuje (Thrust Rate Indicator - TRI/TRP) es usado para selectar modo de límite de EPR. Los modos elegibles son despegue (TO), despegue flexible (TO FLX), go-around (GA), empuje máximo contínuo (MCT), ascenso (CL) y crucero (CR). Los modos que ocurren automáticamente son: SPD ATL/MACH ATL, LOW LIM, FLAP LIM, SLAT LIM, VMO LIM, MMO LIM, ALFA SPD, RETD y CLMP. Estos modos solo están disponibles cuando el A/T controla el empuje. Errores en la señal de velocidad son mostrados por el puntero Fast/Slow en el ADI. Las indicaciones de Fast/Slow son mostradas en todos los modos excepto RETD.

Control de la Velocidad

El control de la velocidad mediante el control de la actitud del avión es mostrado a través de las barras del Director de Vuelo (FD) en el ADI o PFD durante los modos de despegue y escape. Durante la operación del modo despegue, las barras del FD en el ADI o PFD comandarán a adoptar una actitud de vuelo para mantener V2 +10kts durante la operación de los dos motores. En el caso de la falla de un motor durante el despegue, el FD comandará para la operación con un solo motor de la siguiente manera:

- Si la velocidad está entre V2 y V2 +10kts al momento de la falla, las barras comandarán para mantener una actitud para mantener dicha velocidad de entre V2 y V2 +10kts.- Si la velocidad es menor a V2, las barras del FD comandarán para mantener una actitud para obtener V2.- Si la velocidad es de V2 +10kts o más al momento de la falla de motor, las barras comandarán para mantener una actitud para obtener y mantener V2 +10kts.

Durante el modo escape (Go-Around), las barras de comando del FD comandarán para obtener la velocidad de escape.

El indicador Fast/Slow mostrará el error de velocidad entre la velocidad de despegue o escape calculada y la velocidad actual. El empuje es seteado a EPR LIM manualmente o automáticamente por el Autothrottle, si está conectado.

Se puede selectar cualquier velocidad en el FGCP, pero la velocidad seleccionada está restringida para prevenir selecciones que excedan la velocidad máxima de flaps/slats y máxima de operación, y para prevenir selecciones de velocidades menores al márgen seguro de velocidad de pérdida de sustentación.

 

 

Limitaciones

- Durante el despegue, no conectar el piloto automático debajo de 200 ft sobre el terreno.

- No continuar una aproximación acoplada (ILS o Autoland) si la luz AP TRIM se ilumina y permanece iluminada por más de 3 seg. una vez que el avión capturó, se estabilizó y sigue la senda de planeo.

- Un testeo del sistema Autoland es necesario si se prevee su utilización en dicho vuelo.- No continuar un Autoland si:El modo Align (ALN) no es anunciado en el FMA a 100 ft de radioaltímetro.

Se produce una falla de motor a más de 50 ft de radioaltímetro.Cualquier unidad de referencia inercial está en OFF o ATT.

- El modo Autoland está limitado a una compenente máxima de viento de:25 kts de frente10 kts de cola15 kts cruzado.

- Los modos NAV y VNAV no deben ser enganchados cuando el avión está a menos de 1000 ft sobre el terreno durante el despegue y deben ser desenganchados debajo de 1000 ft sobre el terreno durante la aproximación (400 ft en aviones equipados con IRS).

Aire Acondicionado y Presurización 

Para el aire acondicionado y la presurización se utiliza aire presurizado del sistema neumático. En tierra, el aire para el sistema aire acondicionado se puede obtener de una fuente externa de tierra conectada al avión, del APU o de los motores. En vuelo solo los motores suministran aire para presurización y aire acondicionado.

Sistemas de Aire Acondicionado

El avión tiene dos sistemas de aire acondicionado iguales, diseñados para operar independiente o paralelamente. Normalmente el sistema derecho opera con aire de sangrado (bleed air) del motor derecho y controla la temperatura de la cabina de pasajeros. El sistema izquierdo opera con aire sangrado del motor izquierdo y controla la temperatura de la cabina de pilotos. Cualquier sistema es capaz de suministrar los requerimientos de ambas cabinas.

Los sistemas de aire están protegidos contra condiciones de sobretemperartura mediante sensores que apagan el sistema. La válvula reguladora de flujo y presión se cerrará, evitando que pase el aire al sistema respectivo cuando las temperaturas de descarga del compresor o entrada de la turbina o en el ducto de suministro son excesiva.

 

Distribución del Aire

El aire frío es conducido a las salidas individuales de cada pasajero y de cada

http://www.md80.com.ar/imagenes/aircond.jpg

Control de la Temperatura Panel de Control de Temperatura

La temperatura es controlada desde el compartimento de pilotos. El movimiento del selector CKPIT TEMP y CABIN TEMP en el modo AUTO selecta y automáticamente regula la temperatura.

Cuando se opera en el modo MANUAL, los selectores CKPIT TEMP y CABIN TEMP están cargados a resorte hacia la posición STOP y debe ser momentáneamente mantenidos en HOT o COLD hasta obtener la temperatura deseada.

Un indicador CABIN TEMP muestra la temperatura en el compartimento de pasajeros o del ducto suministrador de aire.

Enfriamiento del Rack de Radios

El enfriamiento del rack de radios es provisto por aire acondicionado desde el compartimento de pilotos. Cuando el switch RADIO RACK está en FAN, el aire acondicionado que pasa por el rack de radios es expulsado por abajo del piso de la bodega delantera para calentamiento. Cuando el switch RADIO RACK está en VENTURI no se provee calentamiento a la bodega delantera y el aire es expulsado hacia afuera a través del venturi.

Un ventilador secundario en el rack de radios, ubicado en los ductos de enfriamiento de los racks, se encenderá automáticamente si el ventilador primario falla en vuelo. En el modo tierra, el ventilador primario y secundario funcionarán cuando el switch RADIO RACK esté tanto el posición FAN o VENTURI. Un anuncio RADIO FAN OFF se encenderá solamente cuando fallen ambos ventiladores en vuelo o cuando el ventilador primario haya fallado en tierra.

APU en Tierra

El APU puede ser usado para suministrar aire acondicionado al compartimento de pilotos y de pasajeros mientras el avión está en tierra. El switch APU AIR, en la posición ON, da corriente a la válvula de control de aire sangrado abriendola, entregando aire al sistema neumático. La posición AIR COND COLDER provee un aumento de presión diferencial para enfriamiento adicional. La posición OFF discontinua la corriente a la válvula de control de aire cerrandola.

Cuando el avión está en tierra y los aceleradores reducidos, colocando el swith en ON o AIR COND COLDER también activa un solenoide que cuasa que el regulador de presión del aire acondicionado se mueva a la posición toda abierta. En este modo, toda la presión del aire del APU es entregada para aumentar la capacidad de enfriamiento. Al adelantar los aceleradores o en vuelo, revertirá el sistema a modo normal de regulación desactivando el solenoide.

Presurización

La presurización es provista por un flujo controlado del aire sangrado de los motores, que pasa a través del sistema de aire acondicionado y luego es conducido a las áreas presurizadas. Los niveles deseados de presurización son mantenidos regulando el escape del aire comprimido a través de la válvula de salida (outflow valve). Normalmente, la válvula outflow es automáticamente regulada por un sistema doble de presurización automática para controlar la presión de la cabina desde el despegue al aterrizaje.

Para la operación automática de la válvula outflow la palanca de control CABIN ALT debe estar hacia arriba. La rueda de control rotará a medida que ajusta automáticamente la presurización. Un indicador de posición, al lado de la rueda, se moverá para indicar la posición de la válvula.

Para la operación manual de la válvula outflow la palanca

Rueda de Control de Válvula Outflow

Panel de Control de Presurización

de control CABIN ALT debe estar abajo. Para mantener manualmente la presurización hay que presionar la rueda y rotarla en la dirección deseada. El indicador se moverá en la misma dirección para indicar la posición de la válvula.

Válvulas de alivio están instaladas para proteger la estructura del avión de la máxima presión o presión de una posible ruptura de un ducto de sistema de antihielo de alas. Las válvulas de alivio limitarán el diferencial de cabina entre 7.95 y 8.27 psi. El límite máximo de diferencial es 8.32 psi. Un diferencial negativo es aliviado por el movimiento hacia adentro de los sellos de puertas de los galleys y de las puertas de acceso, y una válvula de alivio en el mamparo de presurización trasero.

Con el avión en tierra, el sistema doble de presurización comenzará a presurizar la cabina cuando los aceleradores son ubicados para despegue, un temporizador de 60 seg es actuado. En el caso de abortar el despegue, la cabina automáticamente comenzará a despresurizarse cuando los aceleradores son retrasados. Si el avión no pasa a modo vuelo dentro de los 60 seg después de haber sido adelantados los acelereadores, la cabina se despresurizará. Con el avión en vuelo, la presión de cabina es controlada automáticamente. Durante el ascenso, crucero y descenso la cabina mantendrá el perfil programado mediante

Vista externa de la válvula Outflow

la altitud programada, que es función de la altitud del avión.

El doble sistema automático de presurización consiste en dos sistemas idénticos pero independientes, energizados por fuentes eléctricas diferentes que son controlados por el panel selector de presión de cabina. Un sistema tiene el control principal mientras el otro sirve de respaldo.

Si ocurre una transferencia manual o automática antes del aterrizaje, resultará en un bloqueo de subsiguientes transferencias automáticas o intercambio de sistema después del aterrizaje. Las luces TRANSFR LOCKOUT y STDBY ON encenderán y no se deberán resetear. Esto ayudará a manenimiento en identificar qué sistema falló.

Si la performance del sistema de respaldo (STDBY) no es satisfactoria, el sistema primario puede ser re seleccionado llevando el switch selector a STDBY y luego de nuevo a PRIMARY. La selección manual permite selectar el sistema que mejor desempeño tenga. No resetear la luz TRANSFR LOCKOUT. Esto inhibe cualquier transferencia automática del sistema que funciona mejor.

Limitaciones

Máxima presión diferencial normal....................................7,77 psiMáxima presión diferencial de válvula de alivio...............8,32 psi Máxima presión de suministro de aire..............................27 psi (motores), 31-40 psi (aire de APU en uso)

Válvula Augmentation regulando (aire acondicionado)..21 psiPresión neumática (arco amarillo)....................................20 psiMínima presión neumática para antihielo.........................20 psi

 

Auxiliar Power Unit (APU) 

El APU Garret GTCP-85-98 DHF es una turbina de gas que suministra presión neumática para el sistema de aire acondicionado y arranque de motores, y energía eléctrica para la operación de los sistemas en tierra, puede funcionar en vuelo para brindar una fuente alternativa de energía eléctrica en caso de falla de algúno o ambos generadores.

El APU está ubicado en el compartimiento de accesorios posterior despresurizado y está rodeado por un cerramiento antifuego. La unidad está protegida por un sistema de detección y extinción de incendio que puede ser operado tanto desde el cockpit o desde el panel de control exterior desde tierra que está ubicado en la parte izquierda posterior del fuselaje.

Encendido y apagado

Todos los encendidos del APU, en tierra y en vuelo, reciben corriente DC de la batería del avión. El aire sangrado que se usa para el encendido de los motores y para el aire acondicionado es controlado por el switch APU AIR. El switch, cuando está en ON, abre una válvula de control y provee aire al sistema neumático del avión. Cuando está en OFF la válvula cierra, entonces corta el aire al sistema neumático. Una válvula de un sentido evita el flujo inverso de aire desde los motores hacia adentro del APU.

Tiene instalado unos circuitos para proveer un calentamiento de 60 seg cuando recién se enciende el APU antes de brindar aire. El switch APU MASTER, ubicado en el panel sobrecabeza, es usado para el encendio y apagado normal. Cuando es movido a OFF, el aire y la corriente del generador son inmediatamente cortados. El APU luego se demora unos 60 seg hasta apagarse que permite enfriar la sección caliente al

no tener cargas, minimazando el shock térmico. La demora de 60 seg de enfriamiento es puenteada si el switch de fuego (FIRE CONT) es movido a OFF & AGENT ARM

Detección de sobretemperatura en el compartimento de accesorios trasero

En el compartimento están instalados sensores de sobretemperatura, detecta temperaturas altas dentro de él que pueden ser resultado de la rotura o desconección de algún ducto de aire. La luz roja TAIL COMP TEMP HIGH en el panel anunciador y la luz MASTER WARNING en el parasol se encenderán.

Suministro de Combustible

El combustible es normalmente suministrado al APU desde el tanque derecho. La bomba de arranque (START PUMP) de DC o cualquier bomba del tanque derecho o central proveerá combustible al APU, también se lo puede suministrar desde el tanque izquierdo si se enciende una de sus bombas y se abre la válvula FUEL X FEED.

Una vez que se arracó el APU, cuando sea posible, al menos una bomba debe estar encendida para suministrar combustible. La operación con una

Compuertas de toma de aire

El APU tiene dos tipos de compuertas, dos que no son de aire de impacto (non-ram), delantera y trasera, y una de aire de impacto (ram) central, están ubicadas en la parte posterior e inferior del fuselaje, proveen ingreso de aire para el APU.

Un switch de control APU DOORS, ubicado en el panel sobrecabeza, permite la selección manual o automática de la posición de las compuertas. El switch se coloca en AUTO para todos los arranques y operación normal. Durante la operación normal, la compuerta ram se abre automáticamente al comienzo del ciclo de arranque. La compuerta se cerrará y se abrirán las compuertas non-ram cuando las RPM del APU llegan al 95%. La secuencia de

compuertas asisten el arranque del APU al hacerlo girar mediante aire de impacto cuando el switch está en AUTO. No es necesario selectar manualmente la posición RAM para arrancarlo con aire de impacto.

Normalmente, todos los arranques del APU se hacen mediante la batería del avión y el arrancador. Si las barras LEFT & RIGHT AC BUSES pierden corriente en vuelo, el arrancador queda anulado. Sin embargo la compuerta ram permitirá que el APU arranque mediante aire de impacto.

 

Sistema Eléctrico  

El avión está equipado con un sistema eléctrico de AC y DC. Los sistemas están divididos en dos sistemas independientes designados derecho e izquierdo. Normalmente, dos generadores de motor, uno por cada motor, son la fuente principal de energía AC. En el caso de una falla de un generador AC en vuelo, o cuando energía externa no está disponible en tierra, se puede suministrar energía eléctrica auxiliar mediante un generador instalado en el APU en la sección de cola. La corriente de 28V DC es normalmente suministrada por cuatro transformadores-rectificadores instalados en el compartimento de accesorios delantero. Estas unidades son suministradas con 115 VAC proveniente de los generadores del avión o de una fuente externa. Energía de batería es suministrada por dos baterías de niquel-cadmio de 14V conectadas en serie.

El generador del APU está montado junto al APU y es accionado a velocidad constante por el sistema de control del APU. El generador del APU puede ser sustituído por un generador de motor.

Cada generador de los motores es accionado a través de un engranaje de velocidad constante (CSD - Constant Speed Drive), que convierte la velocidad variable de giro del motor en una velocidad de giro constante. La CSD y unidades electrónicas mantienen el voltaje y la frecuencia de salida del generador constante sin importar las variaciones de velocidad de rotación del motor ni las variaciones de cargas eléctricas.Un sistema indicador de aceite de cada CSD muestran la temperatura del aceite a la salida de la CSD y del aumento de temperatura del aceite al atravesarla. Cada CSD tiene un switch de desconexión que desacopla a la CSD del motor en caso de ser necesario. Si es desconectada, solo puede volver a conectarse en tierra directamente en el motor una vez que éste esté detenido.Cada generador tiene protecciones por mal funcionamiento, desconectandolo del sistema eléctrico y desenergizándolo en el caso de surgir alguna falla en el circuito. Tirando de la manija ENG FIRE también desenergizará al generador respectivo. El generador puede ser recuperado mediante la acción de RESET luego de que la falla haya sido solucionada (antes la manija ENG FIRE debe ser metida nuevamente a su posición normal, si ella fue tirada).

Distribución de Corriente Alterna (AC)

El sistema de corriente AC está dividido en dos sistemas separados independientes el uno del otro, pero con posibilidad de interconexión (crosstie). Los generadores derecho e izquierdo suministran energía directamente a su barra de generador respectiva para luego ser distribuída a los sistemas respectivos. La energía del APU puede ser suminitrada a una barra de generador en particular o a ambas, o directamente a la barra de servicio en tierra (Ground Service Bus) cuando solamente se requiere energía para el servicio del avión (luz en cabina de pax, servicio de baños, limpieza, etc).

Las barras de generador (GEN BUSES) suministran energía trifásica hacia cargas pesadas, como la energía a los galleys y ventiladores de enfriamiento. Cada barra de generador le suministra energía a sus barras de AC subordinadas (AC Buses), las AC Buses suministran energía trifásica pero para cargas pequeñas, como las bombas de combustible, TRs, circuitos de AC que requieren solamente una fase.

La Ground Service Bus provee energía a aquellos circuitos que son requeridos en tierra para el servicio del avión sin tener que energizar el resto de los sistemas. La energía para esta barra es provista directamente por un grupo eléctrico de tierra o por el generador del APU si la barra de generador derecho no está energizada.

La Ground Service Bus brinda energía al cargador de batería y a la TR derecha nro. 2. Cuando la barra de generador derecho (RIGHT GEN BUS) está energizada, la Ground Service Bus funciona como parte del sistema de distribución de corriente AC, recibiendo energía directamente de la RIGHT GEN BUS.

Si se desea, en tierra, todo el sistema eléctrico puede ser energizado mediante un grupo eléctrico de tierra.Hay un control de prioridades en la distrubución de la corriente AC. Este es, si el APU energiza a una barra, y un generador de motor es conectado a la barra, el generador del APU se desconectará automáticamente de dicha barra. Si un grupo externo (GPU) está energizando una barra, y si el APU o un generador de motor se conecta a dicha barra, el GPU se desconectará de la barra y el generador se hará cargo de ella.

Si se desconecta un generador por alguna razon que no sea una falla en la GEN BUS a su cargo, el generador restante se hará cargo de dicha barra a través del relay AC CROSSTIE. Si un generador queda inoperativo debido a una falla en su GEN BUS o por protección diferencial, el relay AC CROSSTIE permanecerá abierto, aislando la barra del resto del sistema, las cargas de dicha barra permanecerán desenergizadas hasta que el problema en la barra sea resuelto. Las cargas en el generador restante no se verán afectadas.

Distribuición de Corriente Continua (DC)

La distribuición de corriente DC es similar a la de AC, funcionando en forma separada el lado derecho del izquierdo. El sistema de DC tiene un relay DC CROSSTIE que es manual para el caso de la falla de cualquiera de los lados. Además de los sistemas derecho e izquierdo, también se suministra corriente DC mediante la batería. En el sistema de DC izquierdo, la energía es suministrada por dos TRs conectadas a la L AC BUS. En el sistema de DC derecho, la energía es suministrada también por dos TRs, pero una conectada a la R AC BUS y las otra a la Ground Service Bus. Cuando el avión está en tierra y solamente está energizada la Ground Service Bus directamente desde el APU o desde un GPU, la TR1 derecha es aislada y solamente la TR2 derecha suministra energía a la DC TRANSFER BUS. El DC CROSSTIE no es automático y debe ser abierto o cerrado manualmente. Además de dar energía a sus barras respectivas, las TR dan energía a la EMERGENCY DC BUS y a la DC TRANSFER BUS.La batería suministra 28V a las BATTERY DIRECT BUS (sin importar la posición del switch de batería) y cuando el switch de batería está en ON, a la BATTERY BUS. La batería está conectada a la DC TRANSFER BUS cuando las barras derecha e izquierda no está energizadas, excepto que se esté usando la Ground Service Bus. Cuando el switch de EMERGENCY POWER es puesto en ON, la batería es conectada a la EMERGENCY DC BUS y es desconectada del cargador de batería.

Cargador de Batería

El cargador de batería puede cargarla cuando la Ground Service Bus está energizada y el switch de batería está en ON. Cuando la batería está completamente cargada, el cargador estará en un modo pulsante. Si la batería tiene poca carga, el amperímetro puede inicialmente oscilar, pero debe estabilizarse dentro de los 4 seg en una corriente constante de aprox. 40 amp y pasar al modo pulsante una vez que está cargada. Los intervalos de los pulsos pueden variar de 5 seg a 30 min.

Suministro de Electricidad de Emergencia

Durante la operación normal, la EMERGENCY AC BUS recibe corriente de una fase de la LEFT AC BUS, y la EMERGENCY DC BUS recibe corriente de la LEFT DC BUS. Si se pierde energía de la LEFT GENERATOR BUS hará transferir el suministro de la EMERGENCY AC BUS a la RIGHT AC BUS y la EMERGENCY DC BUS a la RIGHT DC BUS.

En caso de una pérdida completa de energía, la batería proveerá corriente a ambas EMERGENCY BUS cuando el switch de EMERGENCY POWER está en ON. La EMERGENCY DC BUS se alimentará de la BATTERY DIRECT BUS, que a su vez alimentará al inversor de emergencia para proveer energía al equipamiento esencial por aproximadamente 30 minutos. Cuando EMERGENCY POWER está en ON el cargador de batería no está disponible.

Panel de Control

Switch L/R CSD DISCONNECT:DISC: (momentaneamente) desconecta la CSD del eje del motorNORM: posición normal del switch bajo guarda roja

Indicador AC VOLTS: Indica el voltaje de salida de los generadores o del grupo externo.

Indicador FREQUENCY CPS: Indica la frecuencia de salida de los generadores o del grupo externo en ciclos por seg.

Selector del Voltímetro:L/R: muestra el voltaje de AC en el indicador AC VOLTS y frecuencia en el indicador FREQUENCY CPS. También muestra el voltaje de la DC BUS en el indicacador DC VOLTS.BATT VOLT: muestra el

voltaje de la batería en el indicador DC VOLTSBATT AMP: muestra la corriente en amperes a o desde la batería en el indicador DC VOLTS.

Indicador AC VOLTS: indica el voltaje de salida de los generadores o del grupo externo.

Indicador DC VOLTS AMPS: indica la carga o descarga de la batería, voltaje de la batería o voltaje de la DC BUS selectada.

Indicadores AC LOAD (L / APU / R): Indica la carga que cada generador entrega al sistema eléctrico. Indica de 0 a 1.5, siendo 1 el 100% de la carga que el generador puede entregar.

Switch L/R GEN: RESET (momentaneamente): resetea el generador.OFF: desconecta el generador de su GENERATOR BUS.ON (posición normal): conecta el generador al sistema eléctrico si todas las protecciones del sistema son satisfechas.

Switch APU GEN:RESET (momentaneamente): resetea el generador.NORM: operación normal.

Botón CSD TEMP: cuando es presionado, muestra el incremento de temperatura del aceite de la CSD (temp. de salida menos temp. de entrada) en la escala exterior del indicador de temperatura de aceite de la CSD.

Indicador de temperatura de

Luz APU PWR AVAIL: estando iluminada indica que la energía del APU está disponible

LUZ EXT PWR AVAIL: estando iluminada indica que la energía del grupo externo está disponible.

Switch BATT:OFF: desconecta la batería de la BATTERY BUS, del cargador de batería, y de la DC TRANSFER BUS.ON: conecta la batería a la BATTERY BUS, al cargador de batería y a la DC TRANSFER BUS.

Selector EMER PWR:OFF: desconecta a la batería como fuente de energía de emergencia.ON: conecta a la batería como fuente de energía AC y DC. La energía a la EMERGENCY DC BUS es ahora suminstrada por la BATTERY DIRECT BUS y a la EMERGENCY AC BUS a través de un inversor que es alimentado por la BATTERY DIRECT BUS.

Indicadores DC LOAD: indica la carga que el transfo-rectificador respectivo está entregando al sistema de DC. Una carga de 1 significa un 100% de la carga que la TR puede entregar.

Switch DC BUS X TIE: CLOSE: conecta a las DC BUS derecha e izquierda, permitiendo cualquier combinación de TR para alimentar ambas DC BUSES.OPEN: posición normal. Aisla los sistemas izquierdo y derecho.

 

Protección de Incendio 

El sistema provee detección continua en el caso de fuego de motor y/o APU, y aviso a la tripulación a través de alarmas visuales, sonoras y vocales. El avión está equipado con extinguidores de incendio para cada motor o para el compartimento del APU. (Video de Testeo)

Sistema de Detección de Fuego

Un sistema de detección es provisto para cada motor y el APU. Cada sistema de detección consiste en dos elementos sensores de fuego (loops) montados paralelos el uno con el otro. La resistencia del elemento sensor es monitoreada por una unidad de control (amplificador). Las alarmas falsas son minimizadas (switch de LOOP en BOTH) porque ambos loops deben ser expuestos al fuego o a un exceso de temperatura para que disparen la alarma de fuego. Si un loop sensor está defecto, el avión igual se puede despachar o continuar en vuelo, usando el loop restante y llevando el switch a la posición del loop operativo. En operación normal, con el switch de LOOPS en BOTH, si un solo loop es energizado falsamente, solo encenderá la luz del loop respectivo pero la alarma de fuego no sonará.

Sistema de Alarma de Fuego

El sistema de alarma de fuego de los motores consiste en luces ENG FIRE ubicadas en las manijas de fuego en el panel de instrumentos, luces FIRE DETECTOR LOOP en panel sobrecabeza y alarmas audibles (sonido de campana y voz) del sistema central de alarmas audibles (Central Aural Warning System - CAWS). La luz de la manija de fuego ENG FIRE, luces de LOOP y la alarma vocal identifican cuál motor tiene fuego o una condición de sobretemperatura. Cuando la manija de fuego es tirada, a alarma audible, el generador de AC del motor respectivo, el sistema de combustible y el sistema hidráulico son cortados y la válvula neumática crossfeed es cerrada. La alarma audible también puede ser apagada presionando el botón FIRE BELL OFF localizado entre ambas manijas de fuego. Las luces ENG FIRE y luces de LOOP permanecerán encendidas hasta que el fuego es extinguido.La alarma de fuego del APU consiste de una luz roja APU FIRE, de una luz ambar FIRE DETECTOR LOOP ubicadas en el panel anunciador, ambas luces MASTER WARNING están el parasol del tablero, luces APU LOOP en el panel sobre cabeza, alarmas audibles (un sonido intermitente y una voz que dice "APU FIRE") de la CAWS, una luz APU FIRE en el

panel externo del APU de control en tierra y una alarma audible externa. Las alarmas audibles se apagarán luego de haber sonado 3 veces. La luz MASTER WARNING puede ser apagada presionando el anunciador. Las luces APU FIRE, FIRE DETECTOR LOOP, luces de LOOP y la alarma externa de fuego permanecerán encendidas hasta que el fuego se haya extinguido.

NOTA: el APU se apagará automáticamente si se detecta fuego en él y si el sistema de alarma de fuego es activado.

Sistema de Exitinsión de Fuego

Consiste en dos botellones rellenos agentes extintores, líneas de distibución, circuitos de control y luces AGENT LOW. Cada botellón tiene cabezas disparadoras separadas y líneas de distribución hacia cada motor y el APU. Las manijas de fuego del panel, el switch de descarga del agente extintor del APU en el panel sobrecabeza y el panel de control de tierra del APU dan los medios para selectar el botellón y disparar el agente. Las luces AGENT LOW en el panel y el panel de tierra del APU se encenderán cuando la presión del botellón está debajo del mínimo, indicando que el agente ha sido descargado.

Panel Exterior de Extinsión de Fuego de APU

Manijas de Aviso de Fuego de Motor

Extintores portatiles son provistos y están ubicados en lugares estratégicos en la cabina de pasajeros y de pilotos.

Panel de Control de APU

Controles de Vuelo 

Los controles primarios de vuelo consisten en las superficies convencionales de alerones, timón de dirección y elevador. Los controles secundarios consisten en dispositivos hipersustentadores (flaps y slats), spoilers (control lateral, freno aerodinámico en

vuelo y tierra). Sistemas de alamas son provistos para pérdida de sustentación y despegue adverso, o condiciones de velocidad máxima.

Controles Primarios de Vuelo

Control Lateral

Los volantes de control son usados para el control lateral, son conectados por cables con una aleta de control en cada alerón (control tab) y ambos están unidos por un tubo de torque que hace que ambos volantes se muevan en conjunto. Si cualquier parte del sistema entre el tubo de torque y el control tab se traba cualquier volante moverá el tab del alerón destrabado mediante la aplicación de aproximadamente 25kg de presión en el comando.

Las fuerzas aerodinámicas en el control tab mueven el alerón. Los alerones están conectados entre sí mediante un cable, de tal manera que cada alerón debe responder al moviemiento del alerón opuesto. Cada alerón

Una luz azul (ELEVATOR PWR ON) en el panel anunciador está instalada para indicar cuando se está usando presión hidráulica para mover el elevador.

Un resorte del Mach Trim está conectado a la columna de control del 1er Oficial. Este es controlado por un compensador de trim que provee correcciones volando en condiciones de alto número de Mach.

Control Direccional

El control direccional se obtiene a través de los pedales que controlan el movimiento del timón de dirección, el timón es normalmente potenciado por el sistema hidráulico derecho.Hay aletas en la nariz (nose strakes) agregadas al fuselaje para aumentar el control direccional durante el vuelo con grandes ángulos de ataque.

Operación potenciada del timón de dirección.

Durante la operación potenciada del timón el tab de control es trabado hidráulicamente. Los movimientos de los pedales activan el timón, el trimeado es hecho girando la perilla que está en el pedestal. La presión hidráulica que va hacia el timón puede ser cortada llevando la palanca de RUDDER POWER CONTROL a la posición manual, cuando es cortada la presión hidráulica al timón, o cuando la presión hidráulica del sistema cae aprox. debajo de 950psi, el timón automáticamente cambia a operación manual, destrabando el tab de control, una luz en el panel anunciador encenderá RUDDER CONTROL MANUAL indicando la operación manual del timón.La máxima deflección del timón en el modo potenciado es de 22° a ambos lados.

Operación manual del timón de dirección

Durante la operación manual del timón, los movimientos de los pedales mueven el tab de control en el timón, las fuerzas aerodinámicas sobre el tab de control mueven en timón de dirección, el trimeado es hecho mediante la perilla en el pedestal.Debido a la operación aerodinámica manual del tab de control del timón, la máxima deflección del timón esperada en el modo manual es de 17° a ambos lados.

Limitador del movimiento del timón de dirección

Un limitador de movimiento está instalado para proteger al empenaje de sobrecargas inadvertidas, el sistema opera por presión de aire de impacto (ram air) desde el pitot que está en el borde de ataque del estabilizador vertical. A mayor velocidad, mayor presión de aire de impacto, resultando en una restricción proporcional del timón de dirección. El limitador está regulado para variar la máxima deflección desde "no restringido" hasta máxima restricción como función de variación de la velocidad.

Durante la aceleración, el movimiento del timón no está restringido hasta aprox. 180 kts (MD81) o 200 kts (MD82/83/88), el timón tiene una deflección máxima de 22°, luego se va restringiendo gradualmente hasta alcanzar el máximo de restricción a unos 300 kts, 2,5° con la máxima restricción. Durante la desaceleración, el movimiento posible va aumentando hasta alcanzar la máxima deflección a aprox 165 kts (MD82/83/88) o 144 kts (MD81).La luz azul RUDDER TRAVEL UNRESTRICTED se enciende durante la operación sin restricciones de deflección. Esta luz debe estar encendida tanto para el despegue como para el aterrizaje, si para el aterrizaje no está encendida, la tripulación deberá hacer el procedimiento correspondiente.

Yaw Damper

Está instalado un yaw damper en el sistema del timón de dirección para evitar automáticamente cualquier oscilación lateral-direccional. La operación del yaw damper es selectada por un switch en el panel sobrecabeza, una luz en el panel anunciador YAW DAMP OFF enciende cuando el yaw damper ha sido apagado o está inoperativo.El switch de yaw damper tiene las posiciones OVRD, OFF y ON. La posición OVRD desenergiza el servo apagando el yaw damper. La posición OFF energiza el servo pero no permitirá que la DFGC dé señales al yaw damper, a menos que el piloto automático esté conectado. La posición ON energiza el

servo del yaw damper y la DFGC envía señales al yaw damper, sin importar que esté o no conectado el piloto automático.

Controles de vuelo secundarios

Sistema de Spoilers

Cada ala tiene dos paneles de spoilers de vuelo (Flight Spoilers) que funcionan durante todas las fases de vuelo, y un panel de spoiler de tierra (Ground Spoiler) que solo son operados en tierra. El sistema de spoilers tiene los siguientes modos de operación:

1- Aumento del control lateral en todos los modos de operación de los Flight Spoilers.2- Extensión automática de los Flight y Ground Spoilers en el momento del contacto del tren principal con la pista durante el aterrizaje para disminuir la sustentación y entonces aumentar la eficiencia de frenado.3- Extensión manual de los Ground y Flight Spoilers durante el aterrizaje o el aborto de despegue.4- Extensión a requerimiento de los Flight Spoilers para ser usados como frenos aerodinámicos.

Flight Spoilers

Un panel de spoiler interior y otro exterior en cada ala suplementan a los alerones en el control lateral. El movimiento de los spoilers sucede cuando el comando de vuelo en el cockpit actúa los alerones, que están conectados por cables al sistema de spoilers.

Palanca en modo tierra

Palanca en modo vuelo

Ambos sistemas de spoilers interior y exterior están interconectados a ambos sistemas de control de los alerones a través un mecanismo mezclador. Este mezclador alerón/spoiler controla el movimiento de los spoilers en relación al movimiento de los alerones. Cuando el comando de vuelo es movido más de aprox. 5° lateralmente, los flight spoilers del ala que baja comenzarán a extenderse. Cuanta más demanda de control de alerón es actuada en el comando, los spoilers respectivos se extenderán proporcionalmente.

Cuando la palanca de frenos aerodinámicos (speedbrakes) es movida hacia atrás manualmente y el comando de control es rotado, el mezclador alerón/spoilers moverá los flight spoilers asimétricamente aumentando la extensión en el ala que baja y disminuirá la extensión en el ala que sube. Durante el aterrizaje, cuando los paneles de spoilers son extendidos al máximo (60°), si el comando de control es actuado hacia una demanda de "levantar un ala" esto causará que los spoilers de dicha ala se retraigan parcialmente.

Los paneles interiores y exteriores de spoilers son actuados por sistemas hidráulicos separados. Si un sistema hidráulico falla se tendrá la mitad de efectividad de los flight spoilers, ya que se extenderá solamente uno de los dos paneles, dependiendo de qué

Ground Spoilers armados para el aterrizaje

sistema haya fallado.

Frenos Aerodinámicos (Speed brakes)

En vuelo, al mover la palanca de extensión de frenos aerodinámicos / spoilers hacia atrás, se extenderán los cuatro paneles de flight spoilers para ser utilizados como speed brakes. Estas superficies pueden ser extendidas simétricamente aprox. 6°

Ground Spoilers extendidos

por cada muesca hasta un máximo de 35°. En algunos aviones, cuando está instalado, un mecanismo de traba evitará que se puedan extender los flight spoilers en vuelo con una deflección de flaps mayor a 8°.

Si se actúan los alerones mientras los flight spoilers están extendidos resultará en una extensión asimétrica de los paneles para asistir al control lateral.

Si en vuelo los speed brakes son extendidos con una extensión de flaps de más de 6° se encenderá la luz anunciadora SPOILER/FLAPS EXTENDED y la luz MASTER CAUTION, además sonará una alarma aural y vocal diciendo "SPEED BRAKE". Esta luz y alarma aural está inhibida cuando el avión está en tierra.

Ground Spoilers

Luego del aterrizaje, todos los paneles de spoilers (flight y ground) pueden ser extendidos hasta el máximo de 60° para ser usados como ground spoilers. El sistema puede ser armado para una operación automática tirando hacia arriba la palanca de speed brake / spoilers hasta que una marca roja es mostrada y la palanca queda trabada arriba. Cuando el sistema está armado y ambos aceleradores están reducidos, todos los paneles de spoilers se extenderán automáticamente al girar la ruedas del tren principal cuando hacen contacto con la pista o después de que el tren de nariz hace contacto. Los spoilers se retraerán y la palanca de actuación de speed brakes / spoilers se desarmará si el acelerador izquierdo es adelantado para abortar el aterrizaje. La luz

anunciadora SPOILER DEPLOYED se encenderá cuando el avión está en tierra, la palanca de actuación de speed brakes / spoilers está guardada, y cualquier panel está extendido más de 10°. Esta luz está inhibida para los flight spoilers con el avión en tierra y los aceleradores son adelantados para el despegue, y los spoilers son extendidos por medio del comando de control de vuelo.En aviones donde está instalado el sistema de autobrake (ABS) y autospoilers cuando el sistema está armado para el despegue, los spoilers se extenderán automáticamente luego que las palancas de reversores han sido accionadas para actuarlos. En estos aviones, ambos o ninguno de los dos sistemas, autospoilers y ABS, deben ser armados para el despegue. Si los autospoilers o ABS son armados para el despegue, sin el otro, una alarma sonará al adelantar los aceleradores para el despegue.Sistema de Flaps

El sistema de flaps de borde de fuga consiste en un segmento interno y otro externo en cada ala. Cada flap es accionado por un cilindro hidráulico interno y otro externo. Los cilindros externos son actuados por el sistema hidráulico izquierdo, los cilindros internos son actuados por el sistema hidráulico derecho. A pesar de que los flaps normalmente

Flaps extendidos a 40°

son operados por ambos sistemas hidráulicos, un solo sistema es capaz de operarlos más lentamente. Todos los segmentos de flap están unidos mecánicos para una extensión y retracción simultánea.

Los flaps pueden ser posicionados en seis posiciones fijas (0°/slat arriba, 0°/slat medio, 11°/slat medio, 15°/slat full, 28°/slat full y 40°/slat full) en un rango de 0° a 40° moviendo la palanca de Flaps/Slats en el cockpit. Para el despegue puede utilizarse una rueda selectora de posiciones de flap móvil, pudiendose selectar cualquier rango de extensión entre 0° y 13° y entre 15° y 24°.

Una válvula restrictora de dos velocidades restringe la velocidad de movimiento de los flaps desde 20° a 0°, la velocidad de retracción de

40° a 20° es más rápida.

Indicador de Posición de Flaps

El indicador es doble, dos agujas superpuestas en un indicador o una línea graduada en grados con dos punteros. Cada flap externo está unido a un trasmisor de posición que opera uno de los punteros.

Paneles indicadores de deflección de flaps (EFIS y No EFIS)

Sistema de Alarma de Configuración para el Despegue

El sistema de alarma de configuración brinda una alerta audible si ciertos parámetros no están correctamente seteados para el despegue. El sistema requiere de energía eléctrica normal. Cuando el avión está en tierra, y una de las siguientes condiciones se

presenten, la alarma sonará: - Ambos aceleradores son avanzados para el despeuge y la palanca de FLAP/SLAT (luego de ser posicionada en la posición de despegue) no coincide con el valor seteado en la ventana de flap en el computador TAKEOFF CONDTN. Sonará la alarma más el anuncio "FULAP".- Y/o el estabilizador horizontal no está seteado dentro del banda verde en el indicador de trim longitudinal. Sonará la alama más el anuncio "STABILIZER". - Y/o los slats no están extendidos. Sonará la alarma más el anuncio "SLATS"- Y/o la palanca de speedbrakes no está retraída. Sonará la alarma más el anuncio "SPOILERS"- Y/o los flaps están extendidos a más de 26°. Sonará la alarma más el anuncio "FULAP"- Y/o el freno de estacionamiento está colocado. Sonará la alarma más el anuncio "BRAKES"- Y/o algunos otros parámetros, en algunos aviones, que activarán la alarma son: autospoilers armados sin el autobrake armado o autobrake armado sin los autospoilers armados, sonará la alarma más el anuncio "AUTOBRAKE" o "AUTOSPOILERS" según corresponda.

Sistema de Alarma Flap/Tren de Aterrizaje

En vuelo, si los flaps son extendidos a más de 26° y el tren de aterrizaje no está abajo y trabado, la alarma audible sonará hasta que el tren esté abajo y trabado. En vuelo, si uno o ambos aceleradores son llevados a ralentí, la velocidad es menor a 210 kts, y el tren no está abajo y trabado, la alarma audible sonará. La alarma en este caso puede ser silenciada presionando el botón GEAR HORN OFF ubicado en el pedestal si los flaps están a menos de 26°.

Sistema de Slats de Borde de Ataque

El sistema de slats brinda un aumento en la sustentación del ala. Los slats están divididos en seis segmentos en cada ala que están unidos para operar como una sola unidad. Los slats normalmente operan por presión hidráulica de ambo sistemas pero igualmente operarán, a menor velocidad de extensión/retracción, con la presión de un solo sistema hidráulico. Todos los segmentos del slat están protegidos por sistema anti-hielo.Los slats son actuados manualmente

mediante la palanca de FLAP/SLAT. Pueden selectarse tres posiciones: retraídos, medio, o extendidos. Cuando la palanca de flap están en la posición UP/RET, los slats están retraídos. Cuando la palanca de flap está en el rango de 0° a 13°, los slats están en la posición media. Los slats estarán en la posición extendida cuando la palanca de flap esté en el rango de 15° a 40°. El rango entre 13° y 15° es el rango de NO USAR.La extensión de los slats a la posición media es cumplida hidromecánicamente y no requiere energía eléctrica. La

extensión completa de slats requiere que energía eléctrica alimente a por lo menos una computadora reconocedora de pérdida de sustentación (SSRS). La posición parcial o asimétrica de slats es brindada por luces anunciadores en el panel central de instrumentos.

La alarma audible sonará si los aceleradores son avanzados para el despegue y los slats no están extendidos.La luz TAKEOFF se ilumina si los slats están posicionados apropiadamente, con una posición menor a 26°. Los slats pueden estar en la posición media (flap 0° a 13°) o extendidos completamente (flap 15° a 24°) cuando esta luz esté encendida. La luz AUTO si el sistema Autoslat ha actuado para extender el slat de medio a máxima extensión. La iluminación de esta luz es acompañada por la iluminación de la luz DISAGREE. La luz DISAGREE se enciende si los slats no están extendidos en la posición correcta para el rango de flap selectado. Esta luz se ilumina durante condiciones de transición o si los slats están en posición incorrecta. La luz LAND se ilumina si los slats están extendidos correctamente para una selección de flap mayor a 26°. Los slats están completamente extendidos cuando esta luz está encendida.Si los slats están en la posición media y la velocidad excende los 280 kts, una alarma audible "SLAT OVERSPEED" de sobrevelocidad sonará hasta que la velocidad sea reducida debajo de 280 kts o los slats sean retraídos.

Estabilizador Horizontal

El estabilizador horizontal movible brinda compensación longitudinal. El estabilizador es movido por un tornillo movido por un motor eléctrico primario o por otro alternativo. El control de compensado primario (Trim) es hecho actuando switches dobles en cualquiera de los volantes de control de vuelo o moviendo ambas manijas en el pedestal. La operación del trim primario mueve el estabilizador 1/3 de grado por segundo. La operación de las manijas dobles en el pedestal tienen prioridad sobre la operación de los switches en los volantes de controles de vuelo. La operación de los swithes en un sentido en uno de los volantes y la operación en el sentido opuesto en el otro volante, cancelará la operación del trim. La operación del trim primario mediante cualquier método causará que el piloto automático se desconecte.La operación del trim alternativo

Estabilizador horizontal

es provista por dos switches ALT LONG TRIM montados en el centro del pedestal. La operación del trim alternativo mueve el estabilizador 1/10 de grado por segundo. El motor alternativo también es usado por el piloto automático para el compensado.Toda la operación del trim es protegida por switches y circuitos dobles. Un switch/circuito controla un freno eléctrico, el segudo controla la energía que alimenta al motor del tornillo actuador. Ambos switches o manijas LONG TRIM deben ser movidas simultáneamente y en el mismo sentido para que resulte en el movimiento del estabilizador.

Cuando el estabilizador horizontal es movido por cualquiera de los tres métodos de control o por el piloto automático, una señal audible sonará cada vez que el estabilizador se mueva 1/2 grado. En algunos aviones, un aviso vocal sonará cada vez que el estabilizador es movido por el piloto automático a un régimen de 2° o más en 30 seg. Un switch en la parte posterior del pedestal es usado para frenar alguna condición en que el motor primario quede actuando continuamente (RUNAWAY TRIM).

NOTA: si se pierde toda la energía eléctrica normal, los motores primario y secundario quedan inoperativos, quedando el estabilizador en su última posición.

Manijas del trim principal

Switches en el comando de vuelo

Switches del trim alternativo

Computador de Condición de Despegue

La posición del estabilizador para el despegue es determinada ingresando el valor del centro de gravedad (CG) calculado y la posición de flap de despegue en el computador instalado en el pedestal. Cuando el CG correcto y la posición de flap de despegue es colocado en sus ventanas respectivas, aparecerá el valor numérico de la posición requerida del estabilizador en la ventana TAKE OFF CONDTN LONG TRIM. Este valor puede ser colocado mediante las manijas del trim o por los switches en el volante de control de cada piloto. Cuando el indicador LONG TRIM coincide con el indicador de posición LONG TRIM, el estabilizador está posicionado para el despegue.Si ambos aceleradores son avanzados para el despegue y la posición del estabilizador no coincide con el valor mostrado en la ventana TAKE OFF CONDTN LONG TRIM, o la posición de la palanca de Flaps/Slats (luego de ser colocada en la posición para el despegue) no coincide con el valor ingresado en la ventana de flap del computador de posición de estabilizador, se activará un aviso audible intermitente.

Sistema de Protección de Pérdida de Sustentación

Antes de que se produzca la pérdida de sustentación, se activará un sistema de protección. La aproximación a la pérdida de sustentación será detectada por cualquiera de dos sistemas independientes indicadores de pérdida de sustentación. Cada sistema de detección tiene una computadora que recibe información de la aleta de ángulo de ataque, del estabilizador horizontal y de la posición de los flaps/slats. Cualquier sistema de detección dará indicaciones antes de que el avión entre en pérdida de sustentación mediante la actuación de la vibración del comando de vuelo (stick shaker) a aproximadamente un 10% sobre la velocidad de pérdida de sustentación. En el momento de la detección de la pérdida de sustentación, cualquiera de los sistemas ordenará al sistema autoslat a extender los slats a su máxima extensión, si es que estos se encontraban en la posición media, actuará el sistema de aviso de pérdida de sustentación a través luces pulsantes STALL en la visera del panel y sonará un aviso audible con una voz diciendo STALL. Con los slats extendidos y con las condiciones de reconocimiento de pérdida de sustentación

excedidas y detectadas por ambas computadoras, la columna de control será movida mecánicamente hacia adelante simultáneamente con el movimiento del elevador (stick pusher). Además, las luces STICK PUSHER PUSH TO INHIBIT en la visera del panel se iluminarán. Las señales de reconocimiento previo y reconocimiento de pérdida de sustentación se dan con una anticipación que causará que el sistema de aviso de pérdida de sustentación actúe más rápido cuando la pérdida de sustentación se aproxima aumentando rápido el ángulo de ataque.

Combustible  

El sistema de combustible del avión está diseñado para proveer un flujo ininterrumpido bajo todas las condiciones y actitudes encontradas en vuelo normal con manejos mínimos del sistema. El sistema también está diseñado para permitir la carga de combustible desde un solo punto sin necesidad de apoyo de tierra salvo el suministrador de combustible.

Tanques de Combustible

Los tres tanques integrales, principal izquierdo, central y principal derecho, tienen una capacidad de 22.104 lts o 17.748 kg (39.128 lbs), basados en una densidad de 0,803 kg/lt.Un drenaje está ubicado en el punto más bajo y hacia adentro de cada tanque principal, cuatro baras indicadoras magnéticas antigoteo está ubicadas en cada tanque principal y una en el tanque central, un inclinómetro en la bahía de tren de nariz provee información de actitud para la calibración de los instrumentos. Los drenajes y las baras magnéticas pueden ser operadas por un destornillador.

Algunos aviones tiene instalados dos tanques de combustible auxiliares, uno en la bodega media y otro en la bodega trasera. Cada tanque auxiliar tiene una capacidad de 2139 lts para un total de 4278 lts o 3343 Kg / 7571 lbs.

 

Alimentación de Combustible

Cada tanque principal tiene dos bombas en paralelo de corriente alterna (AC) instaladas, cualquier bomba brinda el flujo adecuado para alimentar ambos motores con empuje de despegue. Un sistema de interconexión y de válvula de alimentación cruzada entre los sistemas de combustible permite el uso del combustible de cualquier tanque principal por ambos motores.Las dos bombas del tanque central están conectadas en serie para proveer una presión más alta que la producida por las bombas de los tanques principales para asegurar el uso completo del combustible del tanque central a pesar de que todas las bombas de los tanque principales estén funcionando.Cada bomba en cada tanque tiene alimentación eléctrica diferente, para que en el caso de una falla eléctrica del lado derecho o izquierdo siempre haya una bomba en cada tanque funcionando.Una bomba de arranque (START PUMP) de 28V contínua (DC), operada por un switch en el panel sobrecabeza, está instalada en el tanque principal derecho y es usada para arrancar el APU o un motor cuando no se dispone de corriente alterna. Esta bomba es energizada por la batería del avión y tiene una salida de aprox. 10 psi como máximo.Cuando la barra GROUND SERVICE BUS está energizada la bomba trasera del tanque derecho puede ser usada para la operación del APU en lugar de la START PUMP.Una presión de combustible baja en la entrada del

Limitaciones

El combustible está limitado a una densidad de entre 6,3 a 7,1 libras por galón.

En todo despegue o aterrizaje tienen que funcionar dos bombas de combustible por tanque, a menos que se agregue combustible extra para compensar la bomba inoperativa.

Si el peso de despegue es superior a 156000 lbs ambas bombas del tanque central tienen que estar encendidas para el despegue.

Las bombas de combustible de los tanques auxiliares deben estar apagadas para el despegue y el aterrizaje.

El máximo desbalanceo entre tanques principales (alas) es de 1500 lbs, y entre tanques auxiliares es de 400 lbs.

 

Protección de Hielo y Lluvia

 

General

El sistema antihielo del avión emplea aire caliente y calientamiento por resistencias eléctricas para evitar, la formación de hielo, el empañamiento de los parabrisas y para deshelar superficies. La lluvia es removida mediante limpiaparabrisas eléctricos.

El aire caliente para evitar la formación de hielo en los slats de borde de ataque, strakes del fuselaje, toma de aire de los sistemas de aire acondicionado (Ram Air Scoop) y para el deshielo del borde de ataque del estabilizador horizontal es provisto por el aire de sangrado de los motores (bleed air). Otros sistemas separados controlan la formación de hielo de las tomas de aire del motor, álabes guía del compresor y bala (bullet). Un ducto de alimentación cruzada permite que la calefacción de las superficies sea suministrada por cualquier motor o por ambos.

Elementos de resistencia eléctrica y láminas apropiadas proveen calor para evitar la formación de hielo y evitar que se empañen los tres parabrisas de los pilotos, y para evitar que se empañen las ventanas de visión directa y la ventana superior del cockpit. El sistema antihielo de los parabrisas también proveen el calor requerido para la resistencia

contra los impactos de pájaros.

Elementos de resistencia eléctrica son usados para evitar la formación de hielo en los tubos pitot, tomas estáticas, aletas de ángulos de ataque y el sensor de temperatura de impacto (RAT).

 

Protección de hielo de superficies y motores

El sistema antihielo de alas y strakes del fuselaje, y de deshielo del estabilizador horizontal, es activado por el/los switch/es AIR FOIL y las válvulas de alimentación cruzada (PNEUMATIC CROSSFEED VALVES) que proveen un ciclo contínuo automático de 15 minutos de antihielo de alas y al finalizar un ciclo 2,5 minutos de deshielo de estabilizador horizontal. Cualquier parte del ciclo automático puede ser salteado a través del botón TAIL, de actuación manual del ciclo de estabilizador horizontal, una vez pulsado, provee un ciclo de 2,5 minutos de deshielo en la cola del avión, una vez finalizado el sistema vuelve al ciclo normal en el modo antihielo de alas. Colocando el switch AIRFOIL en OFF con las válvulas cross feed neumáticas abiertas, causa que se active el ciclo de deshielo de cola por 2,5 minutos. Cerrando las válvulas crossfeed neumáticas causará que el ciclo de cola sea desactivado.

El antihielo de los strakes del fuselaje es cumplido mediante ductos conectados al sistema de antihielo de los slats de borde de ataque y es controlado por el mismo switch AIRFOIL. Una traba a través de los relays de modo tierra-vuelo evita que las válvulas de control del antihielo de superficies operen en tierra, evitando que el aire caliente sea provisto a estas áreas hasta que el avión esté en el aire.

La protección de hielo de los motores es provista por sistemas independientes, controlados por switches individuales, ubicados en el panel de antihielo. Cada sistema (derecho e izquierdo) proveen protección de hielo al motor respectivo, toma de aire, bala y álabes guía de entrada al compresor.Si el antihielo de los motores está conectado para el despegue o para la aproximación frustrada, no se aplican penalizaciones de EPR. Si están conectados para las condiciones de ascenso, crucero o empuje máximo contínuo, el TRI/TRP automáticamente computará y mostrará el EPR con la penalidad apropiada.

Sistema de alerta de hielo en el extradós

Este sistema, ICE FOD ALERT, es completamente automático, diseñado para funcionar durante las operaciones en tierra. Un sensor sobre el ala está ubicado cerca de la esquina trasera hacia el centro del tanque de combustible principal de cada ala. Este sistema está inhibido 5 segundos después de que los aceleradores son adelantados a la posición de despegue, cada vez que el avión está en vuelo, y por durante los 3 primeros minutos después del aterrizaje. Cuando el sistema detecte hielo sobre la superficie del ala encenderá la luz anunciadora ICE FOD ALERT.

Limitaciones

No hay restricciones de velocidad con la calefacción antihielo de cualquier parabrisas inoperativa volando sobre 10000 ft.

Limitaciones de Velocidad debajo de 10000 ft

Antihielo del Parabrisas del Comandante o el Central o del Copiloto inoperativo.............................menos de 315 KIASFisura en el panel exterior del Parabrisas del Comandante o en el Central o en el del Copiloto.....menos de 315 KIASFisura en el panel interior del Parabrisas del Comandante o en el Central o en el del Copiloto......menos de 235 KIAS

CUIDADO: No utilizar la calefacción antihielo en un parabrisas que está rajado.NOTA: Tire del fusible correspondiente

Cuando la pista está cubierta con nieve húmeda, agua-nieve, agua estancada o nieve seca observar lo siguiente:

- La máxima profundidad de nieve húmeda, agua-nieve o agua estancada es de 1/2 pulgada (12,7 mm) o para nieve seca es de 4 pulgadas (10 cm).

Motores 

 

 

 

 

 

 

Empuje del motor:

Tipo de Motor Empuje Normal de Despegue Empuje Máximo de Despegue

JT8D-209 18.500 lbs 19.250 lbs

JT8D-217 20.000 lbs 20.850 lbs

JT8D-217A 20.000 lbs 20.850 lbs

JT8D-217C 20.000 lbs 20.850 lbs

JT8D-219 21.000 lbs 21.700 lbs

El avión está propulsado por dos motores Pratt & Whitney JT8D turbofan de flujo axial. Además de entregar empuje, los motores suministran presión neumática para la presurización, aire acondicionado, anti hielo y deshielo. Están protegidos por un sistema de detección y extinción de incendio.El sistema de protección de incendio provee detección continua de fuego tanto de motor como de APU, avisando a la tripulación mediante avisos visuales, aurales y vocales. El avión está equipado con la capacidad de extinguir el fuego en cada motor o en el compartimiento del APU.

Tiene instalado un sistema automático de empuje de reserva (ART Automatic Reserve Thrust), que en el caso de una falla de motor, el sistema ART, cuando opera, aumenta el empuje en el motor operativo.

Los reversores son usados solamente en tierra, son actuados hidráulicamente. El reversor consiste en dos puertas (deflectores), que forman parte de la parte trasera de la nacela cuando están guardados. Cuando se extienden, las puertas dirigen los gases de escape por sobre y debajo de la nacela. Para prevenir la extensión accidental, trabas hidráulicas separadas evitan que el reversor se mueva fuera de la posición guardado hasta que la palanca de reversor sea movida a la posición reversa.

 

Encendido del motor:

Cualquier motor puede ser encendido usando un suministro de presión neumática de tierra o por presión neumática proporcionada por el APU. Cuando un motor está funcionando, el motor opuesto puede ser encendido mediante el sistema de alimentación cruzada de presión neumática.

Una válvula de arranque (Start Valve) controlada electricamente y actuada neumáticamente instalada en cada motor controla el arrancador de cada uno. La válvula de arranque regula la presión neumática para mantener una presión determinada que se le entrega al arrancador.

En el panel de motor están ubicados los switches L y R START con las posiciones ON / OFF. Cuando cualquiera de los switches es mantenido en ON, la respectiva válvula de arranque abre, se enciende en el panel anunciador la luz L o R START VALVE OPEN indicando que la válvula correspondiente está abierta. Cuando el switch es soltado, la

válvula de arranque respectiva cierra y el anuncio se apaga. Para extender la vida y reducir la posibilidad de cortar el eje del arrancador, no re acoplar el arrancador cuando el compresor está girando.

 

Sistema de Ignición

El switch rotativo de selección de ignición es energizado por corriente AC. Cada motor tiene dos sistemas de ignición independientes de 20 Joules (A y B). El sistema doble para cada motor es controlado por un solo selector ubicado en el panel sobrecabeza. El selector tiene cinco posiciones para la selección de la ignición, SYS A, OFF, SYS B, BOTH y OVRD. Las posiciones SYS A o SYS B opera el ignitor asociado, la posición BOTH hace operar ambos ignitores, si la Fuel Lever del respectivo motor está en la posición ON. La posición OVRD hace operar ambos ignitores en ambos motores sin importar la posición de la Fuel Lever.

Los ignitores son normalmente energizados por corriente AC del lado derecho o izquierdo, según corresponda. Si la energía eléctrica normal no está disponible, el inversor de emergencia automáticamente brindará energía al ignitor selectado siempre y cuando el switch de batería esté en ON.

Las posiciones normales para la puesta en marcha y el uso con antihielo son SYS A o SYS B. La posición BOTH es usada para la aproximación con un solo motor encendido. Esta posición no brindará energía al ignitor del motor que tiene la Fuel Lever en OFF. La posición OVRD es usada para el despegue y aterrizaje en condiciones de pista contaminada o en situaciones de emergencia.

 

 

Automatic Reserve Thrust System (ART):

El ART combina las características de la DFGC (computadora de guia de vuelo) y del control de combustible del motor JT8D-200 para entregar el máximo empuje en el caso de una falla de motor durante un despegue con empuje normal. Al actuar el ART, el empuje es aumentado sin moverse la palanca de acelerador mediante la apertura de una valvula actuada por un solenoide en el control de combustible en ambos motores.

El sistema ART está listo para operar cuando el avión en el suelo, el switch ART está en AUTO, cualquier slat está extendido, ambos motores están funcionando en ralentí, y el testeo automático del ART está completo. El sistema es posteriormente armado cuando la N1 en ambos motores alcanza el 64%.

El sistema ART actúa cuando la DFGC detecta algo de lo siguiente: diferencia de más de 30.2% de N1, datos de N1 inválidos, falla de DFGC, pérdida de suministro eléctrico, o cambio manual de DFGC. Cuando actúa, el ART aumenta el EPR del motor operativo de empuje normal a empuje máximo (un aumento de aprox. .05 EPR) mediante la apertura de una válvula en el control de combustible. Una vez actuado el ART queda enganchado hasta que el switch de ART es movido a OFF.

 

Sistema de Combustible del Motor

La presión de combustible que ingresa al motor es monitoreada por un sensor de presión. Cuando la presión es muy baja se encienden el anuncio INLET FUEL PRESS y la luz MASTER CAUTION. El combustible pasa

primero a través de una bomba centrífuga de primera de etapa, pasado la bomba, fluye a través del intercambiador de calor aire/combustible. Aire de sangrado (bleed air) de la 13ra etapa del motor es suministrado al intercambiador de calor aire/combustible mediante una válvula de corte. La válvula es controlada por el switch FUEL HEAT y un cronómetro. Cuando el switch es llevado a la posición ON, la válvula se abrirá y aire caliente sangrado del motor es suministrado al intercambiador de calor aire/combustible durante un minuto. Después de un minuto, el cronómetro cierra automáticamente a la válvula de corte. El anuncio FUEL HEAT ON se enciende cuando la válvula está abierta y se apaga cuando se cierra. La calefacción del combustible es usada para prevenir o remover el hielo en el filtro de combustible. La temperatura del combustible es sensada luego de haber pasado por el intercambiador aire/combustible y es mostrada en el indicador FUEL TEMP.

El combustible es flitrado antes de entrar a la unidad de control de combustible (FCU). En el filtro hay un sensor de presión diferencial que sensa si el filtro se obstruye, en ese caso, se encenderán el anuncio FUEL FILTER PRESS DROP y la luz MASTER CAUTION. Una válvula bypass permite que el combustible saltee al filtro en caso de que éste esté obstruído.

El flujo de combustible es cortado en la FCU cuando la Fuel Lever es movida a la posición OFF. Pasado el filtro, una bomba mecánica de segunda etapa presuriza el combustible antes de ingresar a la FCU. Un transmisor de flujo de combustible mide el combustible entregado al motor por la FCU, la cantidad de flujo es mostrada por el flujómetro en el panel de instrumentos. Calor es transferido del aceite al combustible a través del intercambiador de calor combustible/aceite.

 

 

 

 

 

Sistema de Aceite del Motor

El sistema de aceite lubrica y enfría los rodamientos y cajas de accesorios del motor. El aceite es bombeado desde su tanque reservorio mediante una bomba y es entregado al sistema a través de un filtro de aceite. La cantidad de aceite es sensada en el tanque y es mostrada en el cockpit en el indicador OIL QUANTITY. Un transmisor de presión diferencial sensa la presión a ambos lados del filtro, cuando dicha presión diferencial llega a cierto valor, el anuncio OIL STRAINER CLOGGING y la luz MASTER CAUTION se encenderán indicando una presión diferencial excesiva, pudiendo ser la causa que el filtro se haya tapado, a partir de ese momento, el aceite continuará alimentando al sistema, pero sin pasar por el filtro.

Una válvula reguladora de presión mantiene la presión del sistema en aproximadamente 45 psi. El aceite es enfriado a medida que pasa a través de un intercambiador de calor combustible/aceite. La temperatura del aceite es sensada y se la indica mediante el indicador OIL TEMP. En los aviones con panel full EFIS, en el panel instrumentos de motor, una luz ambar 135° se encenderá cuando la temperatura del aceite llegue a 135°C, una luz roja 165° se encenderá cuando la temperatura del aceite llegue a 165°C. La presión de aceite se sensa con un transmisor de presión y es mostrada mediante el indicador OIL PRESS. Si la presión de aceite cae debajo de lo normal, un switch de presión es actuado haciendo encender el anuncio OIL PRESS LOW y la luz MASTER CAUTION, indicando que la presión de aceite es baja. En los aviones con panel full EFIS, en el panel de instrumentos de motor, una luz ambar de 40 psi encenderá cuando la presión de aceite descienda a dicho valor, y una luz roja encenderá cuando la presión descienda a 35 psi. El indicador de presión digital flasheará si la presión del sistema alcanza los 56 psi.

Procedimientos y Técnicas de Vuelo

Panel analógico

 

Despegue Normal

El piloto que vuela (PF) avanza los aceleradores a verticales y pide "AUTOTHROTTLES ON", "MAX POWER". El piloto que no vuela (PNF) mueve el switch del autothrottle a ON. El PNF verifica el máximo empuje para el despegue, hace el ajuste fino de EPR y observa el anuncio CLMP en el FMA a 60 kts.

El PNF dice "100 nudos", el PF verifica la velocidad.

El PNF dice "V1", el PF verifica la velocidad y pone ambas manos en el comando.

El PNF dice "Vr", el PF verifica la velocidad y luego suavemente rota hacia la actitud inicial de despegue (máximo 20°). El régimen de rotación debe ser aprox. 2,5 seg para el despegue, 8° de pitch y 2,5 seg desde la actitud de despegue hasta actitud de ascenso inicial, haciendo solo un movimiento continuo de pitch.

CUIDADO: la cola puede llegar a tocar el suelo con una actitud de 10,5° nariz arriba.

Con ascenso positivo y V2 el PF pide "GEAR UP", el PNF verifica el ascenso positivo y mueve la palanca del tren de aterrizaje a UP. El PF mantiene mínimo V2 + 10 y limita el pitch máximo a 20° nariz arriba. Se aceptan velocidades que excedan V2 + 10.

A 500 ft AGL el PF puede pedir "AUTOPILOT ON", el PNF mueve el switch del AP a ON.

NOTA: 500 ft AGL es la altura mínima para la operación del AP bajo FAR121. El AP

está certificado para ser acoplado a 200 ft AGL.

A 1500 ft AGL el PF pide "CLIMB POWER", en PNF presiona el botón CL en el TRI/TRP, el PF verifica que los aceleradores se reducen a empuje de ascenso.

A 3000 ft AGL el PF pide "IAS 250", el PNF presiona IAS y setea 250 en la ventana SPD/MACH.

Con velocidad de flap arriba el PF pide "FLAP UP", el PNF mueve la palanca de flap a 0/EXT.

Con velocidad de retracción de slats el PF pide "SLATS RETRACT", el PNF mueve la palanca de flap a UP/RET.

Cuando se pasa la velocidad mínima de maniobra, selectar inclinación (bank) en 30° y el PF pide "AFTER TAKE-OFF CHECKLIST", el PNF completa la lista.

CUIDADO: para limpiar el avión después del despegue limitar la inclinación a 15° hasta que se alcance la velocidad mínima de maniobra de la configuración existente. Cuando la prioridad es maniobrar, la inclinación puede ser aumentada manteniendo la configuración de flap/slat.Si los flap/slat permanecen extendidos después de haber alcanzado la velocidad de retracción la inclinación de alas puede aumentarse hasta 30°.

NOTA: Con pesos de despegue altos la velocidad mínima de maniobra puede llegar a ser más alta que 250 kts. Esto puede requerir mantener una configuración de flap/slat si existe alguna restricción de velocidad.

 

Falla de Motor en el Despegue

La falla de motor ocurre después de V1, el PNF anuncia la falla que ocurre.

El PNF dice "Vr" y silencia la alarma de fuego si suena. El pitch inicial a alcanzar es 13° nariz arriba.

Con ascenso positivo y mínimo V2 el PF pide "GEAR UP", el PNF lleva la palanca de tren a UP, el PF mantiene la velocidad en V2 a V2 + 10. El velocímetro es el instrumento primario de referencia, el timón de dirección es el medio primario de control del rumbo y mantener las alas niveladas, minimizar el movimiento de alerones, mientras todavía se está en tierra con control de rueda de nariz, el control de direccional se puede mantener con un motor y una deflección de 1/3 a 1/2 del timón. Después de la rotación puede requerirse más deflección del timón de dirección para mantener el control direccional. Mantener la bolita centrada con aplicación constante de timón, alas niveladas con muy poco o nada de alerones y un pitch fijo.

La altura mínima para iniciar la acción apropiada es 400ft AGL, con el avión bajo control el PF pide los items de memoria.

Alcanzada la altura de aceleración el PF pide "ALTITUDE HOLD", el PNF presiona el botón ALT HOLD.

Alcanzada la velocidad de flap arriba el PF pide "FLAPS UP", el PNF mueve la palanca de flaps a 0/EXT.

Alcanzada la velocidad de retracción de slat el PF pide "SLATS RETRACT", el PNF mueve la palanca de flaps a UP/RET.

El PF acelera el avión a la velocidad de retracción de slats más 20 kts y pide "IAS

 

 

 

 

XXX, MCT" y pide la lista de falla correspondiente. Continua el ascenso a la altitud asignada o de seguridad. El PNF presiona el botón IAS y MCT en el TRP/TRI, el PNF completa la lista que corresponda. Después de que el avión está trimeado el PF puede pedir "AUTOPILOT ON".

NOTA: el anunciador del TRI/TRP permanecerá en "NO MODE" hasta que el switch "AIR COND SHUTOFF" sea movido a "OVRD".

Panel Anunciador

Puertas

Escalera trasera abierta o destrabadaPuerta trasera de pasajeros abierta o destrabadaPuerta de servicio trasera abierta o destrabada

Compuerta de escalera delantera abierta o destrabadaPuerta delantera de pasajeros abierta o destrabada

Puerta de servicio delantera abierta o destrabada

Cono de cola caído o inseguro

Compuerta de bahía electrónica abierta o destrabada

Compuerta de bahía de accesorios abierta o destrabada

Compuerta de bodega trasera abierta o destrabada

Compuerta de bodega central abierta o destrabada

Compuerta de bodega delantera abierta o destrabada

APU

Temperatura en el depósito de aceite de APU superior a 124°C (DC XFR)

Presión de aceite entre 35 y 45 psi (DC XFR)

Protección de Fuego

sumado a alarma sonora "APU FIRE" tres veces, fuego de APU (DC XFR)

Alguna luz de loop A o B está encendida, ver panel respectivo en el panel sobrecabeza (DC XFR)

Sumado a alarma sonora "FIRE RIGHT ENGINE" y/o "FIRE LEFT ENGINE", fuego de motor (DC XFR). Test

Agente extintor respectivo descargado, presión debajo del requerido (R DC Bus)

Motores

La válvula de sangrado de aire de la 13° etapa está abierta permitiendo calentar el combustible. (L AC Bus)Presión de suministro de combustible menor a 5 psi en la línea de alimentación pasada la 1ra etapa de bomba. No existe luz de baja presión de suministro de combustible al APU, por lo tanto, si la luz R INLET FUEL PRESS LOW está apagada presupone que la alimentación al APU es normal.Presión diferencial en el filtro principal de combustible, se podría estar obstruyendo el filtro (L/R DC Bus)Presión diferencial en el filtro de aceite superior a 35 psi, el filtro está obstruído y el aceite está haciendo bypass. (L/R DC Bus)Presión de aceite a la salida del intercambiador de calor aceite-combustible menor a 35 psi (DC XFR)

Válvula de puesta en marcha del motor respectivo abierta (L/R DC Bus)

Automatic Reserve Thrust inoperativo o apagado

Sincronizador de los motores encendido con el tren abajo (R DC Bus)

L/R FUEL LEVEL LOW(solo paneles full EFIS) Menos de 2500 lbs en el tanque principal de combustible respectivo

El reversor respectivo está destrabado y extendiendose.

El reversor respectivo está totalmente extendido.

READY: testeo del sistema ART ha sido satisfactorio y está listo. ART: el solenoide en la FCU del sistema ART está abierto entregando más combustible aumentando el empuje.

Protección de Hielo

Indica que el selector de calefacción de sensores está en OFF o algunos de los elementos calefaccionados no recibe energía. Baja presión o discrepancia superior a 9psi en las alas o strakes, o baja presión de suministro a la colaAlta presión a la salida del venturi de la válvula reguladora de presión de antihielo, por falla de esta unidad.Temperatura en el manifold neumático del lado respectivo por debajo del valor normal de operación.Temperatura en el manifold neumático del lado respectivo por encima del valor normal de operación. Si el switch AIRFOIL ANTI ICE está en OFF indica una falla en la Augmentation Valve respectiva.Indica una discrepancia entre una de las tres válvulas de anti hielo del motor y la posición del switch respectivo.Al menos una de las tres válvulas de anti hielo del motor respectivo opera normalmente.

Se ha selectado el anti-hielo de alas y strakes.

Se ha selectado el deshielo del estabilizador horizontal.

(opcional) Algún sistema de ignición de motor ha sido selectado.

Se ha detectado más de 0,62 pulg. de hielo sobre el ala respectiva

Sistema de detección de hielo sobre el ala respectiva inoperativo.

Sistema Eléctrico

El relay del generador respectivo está abierto y el generador está desconectado de su barra.

APU operativo y relay del generador abierto.

La barra DC Transfer no está energizada

La barra de generador respectiva no está energizada.

Alguna de las barras de DC no está energizada.

Presión de aceite de la respectiva CSD debajo los límites operativos.

Corriente DC disponible pero el switch de luces de emergencia está en OFF.

(opcional)

(opcional) El AC CROSSTIE RELAY está bloqueado en abierto y el cruce automático de corriente está inoperativo.

La barra AC Emergency no está energizada.

La barra DC Emergency no está energizada.

 Sistema Hidráulico

Presión hidráulica en la línea de spoilers menor a 900psi. (L/R DC)

Baja presión hidráulica del acumulador del actuador del reversor (L/R DC BUS)

Temperatura del líquido hidráulico medida en el reservorio superior a 200°F.

 Aire Acondicionado y Presurización

Todas las compuertas de las PCU de los pasajeros abiertas con máscaras disponibles para su usoEl suministro de aire al respectivo sistema de A/C excede la temperatura normal de operación por fallo de la válvula Augmentation. (L/R DC)Sumado a alarma sonora "CABIN ALTITUDE". La altitud de cabina superó los 10000 pies. (L DC)Alguno de los dos sensores de temperatura en el cono de cola ha sensado más de 180°F. (R DC)En vuelo, ambos ventiladores enfriadores del rack de radio están inoperativos. En tierra, el ventilador primario enfriador del rack de radio está inoperativo. (L AC)

 

Controles de Vuelo

Ambos tabs de control se han movido hacia arriba más de 10°, el acumulador empuja ambos elevadores hacia abajo. (L DC)

No hay presión hidráulica en la línea del timón de dirección. (R DC)

Malfuncionamiento del sistema de Auto-slat.

(AUTOSPOILER FAIL en paneles full EFIS) Malfuncionamiento del sistema de extensión automática de Ground Spoilers.

Mach Trim inoperativo o su switch de control está en OVRD.

Los 22° de deflección del timón de dirección están disponibles. (R DC)

Alguna de los sistemas de detección de pérdida inoperativo o el botón que inhibe el "stick pusher" fue presionado.

Yaw Damper inoperativo o su switch de control está en OVRD.

Sistema de detección de cortante de viento inoperativo.

Sumado a anuncio audible "SPEEDBRAKE", los spoilers están extendidos con más de 6° de flaps.En tierra, algún panel de spoiler se extendió más de 10° con la palanca de spoilers guardada. En vuelo, algún panel de ground spoiler se extendió más de 10°.

Tren de Aterrizaje

Falla en el sistema de anti-skid respectivo, las cuatro luces aparecerán cuando el switch está en OFF o con una falla del sistema completo.

Freno de estacionamiento colocado. Si no está colocado y la luz está encendida indica falla de sistema anti-skid.

Alguna compuerta del tren principal no está cerrada.

Una de las cuatro ruedas del tren principal gira un 20% o más, más lentamente que las otras tres.

Miscelaneas

Falla del sistema central de alarmas audibles.

Grabador de vuelo apagado.

Falla del sistema de aviso de proximidad del terreno.