APUNTES MD 80 APLICABLES A  MD81-83-88	fernandoliberman@fibertel.com.ar   ULTIMA ACTUALIZACIÓN 25/11/2006 13:38

NOTA:  ESTE DOCUMENTO SE ENCUENTRA AÚN EN ETAPA DE REVISIÓN DEBIDO A LA INCLUSIÓN DE NUEVAS AERONAVES A LA FLOTA

APUNTES MD-88

·         La longitud del avión total es 45.1 m.

·         La envergadura es de 32,9 m.

·         La distancia del tren principal al tren de morro es de 22,1 m.

·         El ancho mínimo que se precisa para hacer un 180º en una calle de rodaje será aproximadamente de 28,8 m.

·         El arco de giro mayor es desde el extremo del morro al centro de giro del avión.

·         El compartimiento de accesorios delantero alberga alguno de los equipos eléctricos y el acceso se realiza a través del alojamiento de ruedas de morro.

·         La entrada al compartimiento E/E puede hacerse desde la cabina de vuelo.

·         Hay tres áreas de carga situadas debajo del piso de cabina, en la parte delantera, media y trasera del fuselaje.

·         Todos los compartimentos de carga están presurizados y todas las puertas son de tipo tapón.

·         El compartimiento de carga delantero está climatizado y por consiguiente, válido para el transporte de carga especializada, tal como animales vivos.

·         La configuración interior esta organizada para acomodar a 148 pax. 8 en clase CLUB GOLD y 140 en clase turista.

·         Asientos de auxiliares, 2 delante y 3 detrás.

·         Galleys, 2 delanteros y 2 traseros.

·         Baños: hay 1 en la parte anterior del avión y 2 en la parte posterior.

·         La cabina de vuelo está equipada con varias ventanas. Ambos parabrisas, central y lateral están calentados eléctricamente, para anti-hielo y anti-niebla. Están diseñados para resistir impactos tales como el de pájaros y para soportar la presión a altas velocidades.

·         Las ventanas están construidas con capas múltiples y requieren su calefacción para la protección contra impactos de pájaros.

·         Las ventanillas deslizantes y superiores son calentadas solamente por anti-fog, y las posteriores no son calentadas.

·         En vuelos no presurizados, con velocidad inferior a 165 kts, la ventana deslizante puede abrirse para mejor visibilidad del piloto o para evacuación de humo, en tierra sirve como salida de emergencia, utilizando la cuerda de escape.

2.1.0 PRESURIZACIÓN

2.1.1 Presión diferencial

2.2.0 APU

2.2.1 Temperatura APU  

2.2.2 R.P.M. del APU

• APU Starting: 1 min. ON / 4 min. OFF

• APU eléctrico: AC. Loadmeters.

2.2.3 APU- Generador/ 2.3.0 Eléctrico

2.3.1 ELECTRICO

• El límite máximo de carga del generador es de 2.0 durante 5 seg.

• Protecciones

• Bajo voltaje, sobre voltaje, baja frecuencia, y cortocircuito.

• Prioridades en tierra

Con Emergency PWR ON:

DC EMER BUS. da corriente a:

*      VHF COMM1

*      VHF NAV1

*      Public Address.

APU, carga eléctrica

Limitaciones eléctricas en general:

2.3.2  Batería

·         Voltaje: Sin carga, no menos

·         Amperaje:Cargando 65A a la izquierda

             Con EMER PWR: Avión sin corriente 10 a 50A derecha

                            Avión con corriente 10 a 30A derecha

2.4.0 MOTORES

2.4.1 Temperaturas

·         Arranque en tierra  475 ºC

·         Arranque en vuelo 625 ºC

·         Máximo Continuo  580 ºC

·         Máxima EGT          630 ºC ( 2 min.)

·         Despegue               625 ºC (10min)

NOTA 1: En caso de fallo de motor después del despegue y go-around esta permitido un tiempo total de 10 min. y max. temperatura de 625 ºC.

NOTA 2: Las lecturas digitales de N1, N2 y EGT parpadean en caso de que se excedan los valores límites, los dígitos de EGT también parpadean en caso de ser inminente un arranque caliente. Los dígitos de fuel flow parpadean ante la posibilidad de un arranque caliente.

2.4.2 Ignición

• Sistema A, B, OVRD: 10 minutos ON. Y 10 minutos OFF.

• Starter 90 segundos ON y 5 minutos

               30 segundos ON y 5 minutos OFF.

2.4.3 Valores de estabilización del motor

·         N2 46 A 52%, EGT 300/400 C, OIL PRESS 40/55 PSI.

2.4.4 Reversa

·         Reversa máxima 1.6 EPR.

·         Reversa con Power Back máxima 1.3 EPR.              

·         Slope +1% y 2%.

·         No autorizado con hielo, nieve, barro.

2.5.0 CONTROLES DE VUELO

2.5.1 Velocidades estructurales

• VMO: 340 kt.

• MMO: 0,84.

• Overspeed warning aproximadamente 325 kt. Mach 0,79

• Turbulencia IAS de 275 a 285 kts /  Mach de 0,75 a 0,79 kt.

2.5.2 Velocidades de Flaps/Slat

      NOTA: no usar flaps entre 13º y 15º

2.5.3 Velocidades Landing Gear

  Máxima velocidad de extensión                                              300 kts.

                                Máxima velocidad de extensión retracción                              250 kts.

              Tiempos:

              Subida                                                                                     8,5 seg.

              Bajada                                                                                      15 seg.

              Extensión por gravedad flaps 0º y velocidad 165 kt.                  25 seg.

                                Temperatura de frenos: Se encenderá la luz overheat cuando la temperatura

                                                                  exceda de 305º y se apagará cuando la temperatura

                                                                  esté por debajo de 260º.

NOTA: no despegar hasta que la  temp. esté  por debajo de 205º.

2.6.0 PESOS Y COMBUSTIBLE

2.6.1 Bombas inoperativas      

• Incrementar combustible

          Delanteras 263 Kg                                                                                                                                                            

          Traseras    150 Kg

NOTA: Con 2 bombas inop. no se recomienda GO AROUND con menos de 450kgs en cada deposito principal.

2.6.2 Combustible mínimo      

 GO AROUND   226 kg.

 TAKE OFF     1088 kg.

2.7.0 HIDRAÚLICO

·         Cantidad

   Normal izquierdo           De 7.6   a  9.8 cuartos

   Normal derecho             De  8.7 a 11.3 cuartos

·         Presiones

   High                                  2.800 a 3.100 psi.

   Low                                   1.300 a 1.600 psi.

2.8.0 PARABIZAS

• No aplicar calefacción a un parabrisas rajado.

• Sacar los correspondientes breakers X24, X25, Z24.

• Si el cristal rajado es el exterior sacar el breaker  X26.

2.8.1 Rajadura de parabrizas

• Por debajo de 10.000 pies:          Si el cristal rajado es el interior  235  kts.

Si el cristal rajado es el exterior 315  kts.

• Por encima de 10.000 pies           No hay limitación.

2.8.2 Calefacción parabrisas inoperativa

• Por debajo de 10.000 pies:             Limitar la velocidad a 315 kts.

• Por encima de 10.000 pies:            No hay limitación.

NOTA: Cualquiera, la del CM1 o la del CM2 puede estar inoperativa a condición  que el vuelo se realice en condiciones VMC diurnas, no estando permitido el vuelo con  humedad visible o en condiciones de engelamiento.

2.9.0 VIENTO         

• Frente                                                                                     25 kt.

• Cola                                                                                        10 kt.

• Cruzado                                                                    (A) 30/24/12 kt.

                                                                                          (B) 30/16/08 kt.

                                                                                          (C) 30/10/05 kt.

RWY slope                                                                           +1,7% - 2%.

Maximum Operating Altitude                                                      37.000’

Maximum Take Off & Landing Altitude                                         8.500'.

Minimum Take Off & landing Altitude                                          -1000'.

Maximum Take Off & LndgTemp                      +50ºc o debajo de 2525’  

                                                            STD + 40ºc desde 2525' a 8.500'.

Minimum Take Off & Landing Temperature                                   54ºC.

Maximum enroute Temperature STD                                          + 35ºC.

Minimum en route Temperature                                                   -76ºC

Motor es un 217C que da 20.000 lbs a nivel del mar (es un 219 rebajado).

Las performances vienen del 219 valen para el 217C.

Para usar la Empuje reducido hay que poner el ART en OFF, y el TRP en TO FLX.

Empuje normal: ART en Auto, Slats Mid. o Extend., y ambos motores funcionando. Cuando se cumplen todos los requisitos se enciende la luz READY en verde.

El ART detectará fallo de motor cuando la señal de N1 de un motor es el 30,2% menos que la señal de N1 del otro motor.

En una frustrada no tenemos ART.

El sistema ART se queda armado si no metemos los slats. Cuando los slats se retraigan se desarma el sistema ART.

Luz amarilla (ART) se enciende cuando se activa el sistema.

Para desactivar el sistema ART cuando ha actuado hay que poner el Switch en OFF.

3.1.0 EMPUJE

·       Normal con ART en Auto       20.000 lbs.

·       Máximo con ART en OFF      20.850 lbs.

·       Take Off Flex, ART en OFF    18.000 lbs. (aproximadamente con 50ºC de asumida.)

·       Con calajes inferiores a 5º flaps, hay que consultar los límites de velocidad de ruedas (energía ruedas).

·       Máximo porcentaje de disminución con Take Off Flex es de un 25%. (Normativa FAA).

·       Temperatura asumida es la temperatura máxima real a la que podríamos despegar con el peso que tenemos.

·       Por debajo de 34ºC de asumida no se sugiere el despegue reducido.

3.2.0 VUELO AUTOMÁTICO

·       No realizar un aterrizaje automático si:

1.    El modo de ALIGN no está anunciado en el FMA a los 100 pies.

2.    Cualquier motor queda inoperativo a una altitud superior a 50 pies sobre la pista.

3.    Existe cualquier condición anormal o posición inusual de cualquier control en el sistema de control manual de vuelo.

4.    Si cualquiera de las IRU’s esta en modo OFF o Attitude Refference.

3.3.0 ART

El sistema se autocomprueba, da luz verde ready y queda armado, cuando ambos motores se avanzan por encima del 64% de N1 y además hay:

1.    Fallo de motor.

2.    Fallo de N1.

3.    Fallo del Flight Guidance Computer (DFGC).

*      El ART proporciona detección automática de fallo de motor en despegue y actúa directamente sobre el control de combustible para incrementar el empuje en el motor operativo.

*      El sistema ART está preparado para actuar antes del despegue con ambos motores funcionando con slats extendidos y cumpliendo con la condición de peso sobre las ruedas. (WOW switch).

*      El ART. detectará fallo de motor cuando la señal de N1 de un motor es el 30,2% menos que la señal N1 del otro motor.

*      Cuando el ART haya actuado se encenderá la luz amarilla ART.

*      No tenemos ART. en una frustrada.

3.3.1 Autoprueba del ART

ART en auto.

Avión más de 20 seg. en el suelo.

Ambos motores en marcha y uno por debajo del 64% de N1.

Slats extendidos de acuerdo con la palanca.

3.3.2 ¿Cómo se desarma el sistema ART?

·         Se desarma automáticamente con la retracción de los slats o reducción de empuje de ambos motores por debajo del 49% de N1.

·         Si ha quedado desarmado por reducción de empuje solamente, la luz verde READY permanece encendida y se rearma el sistema sí ambos motores sobrepasan el 64% de N1.

3.4.0 Sistema ATR

NOTA: La clave para distinguir entre el ART, (Automatic Reserve Thrust) y el ATR (Automatic Thrust Restoration) es que el ART actúa directamente sobre el control de combustible y en cambio el ATR actúa moviendo ambas palancas de empuje hacia GA.

Al despegar con TO FLX el ATR se arma sí:

1.    El eje de pitch del F/D está en modo TAKE OFF

2.    Si el avión se encuentra por encima de 350pies R/A.

3.    El EPR está por debajo del limite de GO AROUND.

4.1.0 Test de disponibilidad "Autoland" en el DFGC

1.    Receptores VHF NAV ajustar una misma frecuencia ILS y courses.

2.    Botón de AUTOLAND pulsar y observar que la luz amarilla "NO AUTOLAND" parpadea continuamente en el panel FMA, y los anunciadores de modo de los gases automáticos (arm., roll, pitch) presentan el mensaje AUTOLAND / PRE / FLT / TEST.

3.    Los radioaltímetros, los PFD´s y las indicaciones de ILS anuncian funciones de autoprueba.

4.    Después de 50seg. aproximadamente el FMA queda en blanco o vuelve a su presentación anterior y la luz amarilla de "NO AUTOLAND" se apaga indicando así que el Test ha sido correcto.

5.    Mover el DFGC Switch al otro lado y repetir la prueba.

NOTA: Si el Test  no fuera válido la leyenda de "NO AUTOLAND" seguiría iluminada hasta que se haya apretado el botón RESET.

4.2.0 Test de temperatura de frenos

1.    Comprobar Luz OVHT apagada.

2.    Al pulsar el botón de Test, Brakes Temperature indica de 425ºC a 475ºC y la luz OVHT se enciende y al soltar el botón comprobar que la luz se apaga.

4.3.0 Test digital lights

NOTA: Para que al pulsar botón general de Test se enciendan también las luces del panel del ATC/IFF, es necesario que el sistema no esté en OFF y para comprobar las luces del sistema de presurización hay que pulsar el botón de FLOW

4.4.0 Test del EFIS

NOTA: Para escuchar el sonido de las balizas, hay que levantar el botón de MARKER en el panel de control de audio.

Si se comienza con el equipo 1, en el PFD del C/M1 aparece:

1.    El radioaltímetro sube 40 ft. Y se reemplaza con el mensaje R/A FAIL.

2.    Aparece G/S FAIL y LOC FAIL y después queda en blanco.

3.    Aparecen la rising RWY, y las indicaciones de desvío de LOC y de G/S. El de G/S se mueve un punto arriba. El de LOC y la rising RWY se mueven un punto a la izquierda. Posteriormente desaparecen estas indicaciones.

4.    Las radiobalizas pasan de ‘O’ (azul) a ‘M’ (ámbar) y a ‘I’ (blanco).

5.    Las líneas de referencia de actitud, la presentación del FS (“dona”), y las barras de mando desaparecen y aparecen los avisos de ATT FAIL, F/S FAIL y F/D FAIL.

Simultáneamente en el ND del C/M2 aparece:

La rosa de rumbos y la presentación digital de rumbo se quedan en blanco y aparecen los avisos de HDG FAIL, G/S FAIL y LOC FAIL.

La pínula (“camello”) del rumbo selectado y los datos DME desaparecen.

Repetir la prueba en e, C/M2.

4.5.0 Test de WIND SHEAR

La comprobación puede realizarse en cualquier momento en que el avión esté en tierra y la velocidad sea inferior a 30 kts.

La comprobación (ocho segundos), comienza poniendo el interruptor momentáneamente en Test, observar que se encienden los avisos ámbar en el PFD y en el panel de Wind Shear que hay en el glareshield y luego la señal sonora "head wind shear" y luego “tail wind shear”; (dependiendo de los aviones, en los primeros solo dice “wind shear”.

Se encienden las luces ámbar, luego las rojas y se apagan acompañados de la señal sonora correspondiente.

Si está inoperativo, se enciende brevemente y luego se apaga, si se detecta un fallo el aviso permanece encendido y observar la barra de pitch en el FD. la barra  sube y baja y se van de la vista por dos veces después de 2 seg.

A los 60 kts en el TAKE OFF o más, el sistema es capaz de detectar y avisar del wind shear, si se detecta wind shear antes de V1 y se aborta el TAKE OFF se cancelarán todos los avisos, si se continua el TAKE OFF el computador de wind shear proveerá guiado cuando la pata de morro se extienda en la rotación.

Para salir del guiado, seleccionar cualquier modo de pitch diferente de take off o go around.

La prueba se puede hacer con P/A conectado viendo como la columna de mando se mueve hacia adelante y luego hacia atrás.

4.6.0 Test Power Up

Siempre que se conecte AC al avión los DFGC realizan una prueba de arranque, la prueba es una función automática de cada DFGCP, en el FMA presentará “POWER UP TEST BOX 1” (ó 2, según corresponda).

Asímismo, 120 segundos después de cada aterrizaje y de que el Autothrottle y Autopilot han sido desconectados, se realizará un nuevo “Power Up Test”.

4.7.0 Test del Transponder

Pulsar el botón Test se enciende la luz ámbar FAIL, si no hay fallo aparece PASS en el panel digital, en caso contrario se enciende la letra F y luz fail.

Además, en condiciones normales, si en el panel del ATC pulsamos Test, aparecerá el mensaje TRANSPONDER INOP en el EOAP.

4.8.0 Test del TRP

1.    Pulsar el botón Test.

2.    Indicación de temperatura 12ºC.

3.    Indicación de EPR 2.04.

4.    Al soltar salen 3 rayas en el indicador de EPR.

5.    Luz ámbar NO MODE encendida.

6.    Comprobar que la indicación de temperatura vuelve a la actual.

4.9.0 Test de Fuel

Cuando se mantiene el botón de prueba pulsado en posición A o B aparecen  indicaciones de cantidad 1.500 kgs en los indicadores de los depósitos y 4.500 kgs en la ventanilla del peso total del combustible. Luego se cambia el selector al contrario y se repite la prueba.

4.10.0 Test Voice Recorder

Unos 5 (cinco) segundos después de pulsar el botón de test, la aguja indicadora del monitor deberá desviarse a la zona blanca, marcará cero y volverá a desviarse indicando que todos los canales están grabando. Si no hay desvíos o solamente uno, es señal de que falla el sistema o que está inoperativo. (No tener en cuenta los desvíos momentáneos y rápidos).

El sistema de grabación de voz registra todas las conversaciones y sonidos audibles que se producen en la cabina de vuelo, así como las comunicaciones a través de los paneles de audio del C/M1 y C/M2 y el teléfono de Public Address.

El grabador contiene una cinta continua de 30 minutos que, a menos que se borre, conserva las grabaciones de los últimos 30 minutos. El sistema de grabación se energiza con la barra de radio derecha, y sólo es posible borrar la grabación con el avión en tierra y los frenos puestos.

El QAR (Registro acceso Rápido), graba determinados parámetros del avión para su posterior análisis.

NOTA: el anuncio “QAR TAPE LOW aparecerá cuando se haya agotado el 75% de la cinta de audio.

4.11.0 Test del  del Emergency Power

1) Emergency power ON.

2) Luz EMERGENCY POWER IN USE encendida

3) Las  luces de STAND BY de  cabina se encienden

4) No debe fallar ningún  instrumento del CM1

pantallas PFD y ND.

5) Comprobar el voltaje de batería en selector BATT VOLT y ver voltaje por encima de 25v.

6) Voltaje por debajo de 25 v. llamar a mantenimiento para verificar la descarga de la batería. y que esté entre  10 y 30 amp., la aguja  deberá estar a la derecha.

7) Poner el interruptor Emergency lights en arm y comprobar las luces de emergencia a lo largo del avión

8) Comprobar el teléfono de cabina

9) Poner BATT AMP y quitar el Emergency power, ver  que la  aguja  se desplaza  a la izquierda

5.1.0 Sistema de Aviso de Tren (en vuelo)

Si los flaps están extendidos a más de 26º y el tren no está abajo y blocado, el sistema de aviso acústico y oral se activará hasta que el tren esté abajo y blocado.

Si cualquier mando de gases está retrasado o la velocidad es inferior a 210 kts. o la altitud es inferior a 1200 ft. AGL. y el tren no esta abajo y blocado, se activará un aviso acústico y oral. Se puede silenciar el aviso pulsando el botón GEAR HORN OFF si los flaps están a menos de 26º.

Si los flaps están seleccionados a más de 26º y el tren está en UP, no se podrá silenciar el timbre.

5.2.0 Avisos de despegue

5.2.1 Comprobación del sistema de avisos de despegue:

NOTA IMPORTANTE: La función principal de esta prueba es

comprobar que funciona la bocina de aviso de despegue, que es lo realmente importante por que el fallo de la bocina es NOGO. Además se pueden probar las voces digitalizadas, pero la función principal es comprobar la bocina de aviso. Para realizar una prueba correcta:

1.    Los flaps y slats deben estar en UP/RET.

2.    El estabilizador en zona verde.

3.    Los spoilers retraídos y

4.    El freno de aparcamiento quitado.

Llevar los gases adelante y comprobar que suena la bocina de aviso de despegue, sonarán además las voces de FLAPS y SLATS. Retrasar los mandos de gases y comprobar que el aviso cesa.

Si el aviso no suena, se requiere que Mantenimiento lo repare antes del despegue porque no garantiza que los ajustes para el despegue de estabilizador, centro de gravedad ,flaps y slats sean correctos.

5.2.2 Causas por las que suena la bocina y las voces digitalizadas:

·         Flaps/slats no de acuerdo con el valor seleccionado en ventanilla de flaps.

·         Slats no extendidos o en la posición Mid.

·         Spoilers no están retraídos

·         Estabilizador vertical no está de acuerdo con la posición indicada en su panel.

·         Freno de aparcamiento en ON.

·         Spoilers automáticos no armados para el despegue. Sonará AUTOSPOILERS.

·         Frenos automáticos (ABS), no armados, pero spoilers sí. Sonará AUTOBRAKE.

5.3.0 Aviso del modo TAKE OFF del ABS

El modo TAKE OFF del ABS se arma poniendo el interruptor en TO y ARM. Sonaría un aviso oral de despegue si cualquiera de los dos sistemas bien spoilers o ABS. está armado y el otro sistema no lo está.

Si se inicia un aborto a menos de 70 kts., el ABS revierte a modo landing con despliegue de spoilers de tierra y aplica frenos al mínimo.

Para velocidades mayores de 70 kts. se aplica inmediatamente frenando automático máximo sin ningún retraso.

Si los spoilers fallan automáticamente al desplegarse, el despliegue manual activará el ABS.

Si hay un funcionamiento deficiente del ABS el sistema se desactivará automáticamente

5.4.0 Sistema de aviso de Presión de Cabina

Puede estar inoperativo a condición de que la altitud de vuelo se limite a 10.000 pies.

a) la luz CABIN ALTITUD puede estar inoperativa a condición de que el aviso sonoro este operativo.

b) aviso sonoro y/o mensaje. pueden estar inoperativos a condición de que la luz CABIN alt. de aviso este operativa.

5.5.0 Aviso de Fuego Dudoso

FIRE DETECTOR LOOP y loop encendido.

1) pasar el switch al loop apagado 

2) pulsar el botón de prueba del apagado (a o b)

a) si la prueba es correcta dejar el loop en el apagado (no es fuego)

correcta es que se enciendan todas las luces que correspondan

b) si la prueba  es mala, pasar el switch al loop encendido  (hay  fuego)

actuar el maneral, descargar un agente, si la luz del maneral persiste pasados 30 seg. descargar el otro.

5.6.0 Sistema ABS

5.6.1 La desconexión y transferencia  al piloto puede hacerse:

a) Avanzando la palanca de gases (L ó R)  más de 22º de recorrido

b) Presionando  los frenos más de un 25% del recorrido, ambas condiciones a ó b  harán que se desarme el ABS.

Cuando se desarma automáticamente se puede  volver armar; se lleva  de Off  a la  posición Arm/Disarm  en Arm.

5.6.2 Luz Wheel not Turning

Sí se enciende durante el despegue inferior a V1- 20 kts abortar el despegue.

V1-20 ó superior continuar el despegue, si la luz permanece encendida se hará un aterrizaje con antiskid en ON. y minimizar la carrera de aterrizaje sí es posible.

6.1.0 Autobrakes not use

Antes del despegue no armar los spoilers ni el autobrakes, incrementar la distancia aceleración/parada en 400 pies.

En caso de aborto extender los spoilers manualmente, está disponible  la frenada  normal  con antiskid.

Al  aterrizar  añadir 470 pies en pista seca y 540 pies  si la pista esta húmeda, después del aterrizaje palanca spoilers montar en 4.

6.2.0 TRP inoperativo

El ATS. no se desconecta, las pínulas luminosas del EPR. LIMIT pueden ser ajustadas manualmente pero los  ATS no controlan el EPR. LIMIT seleccionado manualmente.

6.3.0 CADC inoperativo

3 posiciones: Norm, Both 1, Both 2.

El CADC. 1 envía datos al MACH, IAS, ALT, VERT/SPEED del CM-1

El CADC. 2      "               "                     "                   "               " CM-2        

BOTH ON 1 los instrumentos del CM-1 y CM-2 reciben datos del CADC1

BOTH ON 2 el CM-1 y CM-2 reciben  datos del CADC 2.

7.1.0 CADC

Se usa para abastecer una fuente alternativa a todas las estáticas para los instrumentos excepto el altímetro standby y airspeed,

Sabemos que sí falla algún computador CADC, en el anemómetro del CM-1 sale una bandera OFF, en el Mach una bandera roja, en el indicador IAS la aguja IAS se queda en la última posición y la aguja de velocidad máxima permisible se queda en 257kts.

Instrumentos. NAV.

Los instrumentos Mach / IAS, altímetro y vel. / vertical:

Estos instrumentos del cm1 y cm2 son alimentados de datos del pitot/estática a través de 2 computadores digitales de datos de aire (CADC.)

El altímetro eléctrico recibe datos del CADC y la barra

de alterna.

La información del flight recorder se introduce usando el FMS.

El altímetro de reserva recibe del sistema auxiliar, pitot/estática.

El indicador de velocidad de reserva recibe información del sistema auxiliar del pitot/estática; no necesita información del CADC. ni eléctrica.

Horizonte de reserva: se energiza a través de la barra de transferencia.

Brújula reserva: es el standard magnético.

Relojes: hay 2 relojes electrónicos, cada uno tiene  4 posiciones: RUN, HOLD, SLOW set y FAST.

GPWS.

Tiene 3 posiciones: Override, normal y Test

Con el interruptor en normal recibe entradas del CADC., interruptor palanca tren, receptor VOR/LOC/GS/LOC. interruptor de posición de flaps y radioaltímetro, VERT.SPD, IAS, Mach, DH y desviación de senda para determinar ciertas condiciones adversas.

Override: con la guarda levantada y el interruptor en Override, se puede hacer un aterrizaje sin flaps sin activar el sistema    

Test: se utiliza para comprobar el sistema en el suelo, o en vuelo

por encima de 1.000'

El sistema proporciona avisos para alertar de las siguientes condiciones: régimen excesivo de descenso, régimen excesivo de aproximación al terreno, pérdida de altitud después del despegue, descenso en configuración errónea y descenso por debajo de la senda de planeo

Indicadores de instrumentos en reposo

La aguja de IAS aproximadamente marcará cero

Lectura digital del Mach .150

Aguja velocidad max. 340 kts.

El fallo IAS/Mach: es fallo del computador de datos de aire CADC. al cambiar al computador bueno se recobran todas las funciones y desaparecen las banderas.

Sí el CADC se saca de su posición normal se enciende una luz ámbar, indicando que se ha producido una conmutación.

Cuando falla el computador del CADC. se recuperara la lectura digital y la aguja de altitud.

El mando de ajuste del altímetro barométrico permanece  con fallo, el ajuste barométrico del otro altímetro influye en ambos altímetros y cuando sale la bandera roja es fallo del computador de datos de aire de CADC.

Parallel rudder mode.

En el modo roll en despegue queda embragado el modo de timón  de dirección en paralelo, esto mejorara el comportamiento del P/A en caso de fallo de motor.

El P/A se desconecta y la luz roja autopilot parpadeara, si el modo del timón de dirección en paralelo se desembraga después de que tenga lugar un fallo de motor.

Cualquier guiñada por el avance de los ATS. o el fallo de motor se cancela la operación del timón de dirección en paralelo.

El parallel rudder se embraga y anuncia Auto Go Around

Cuando ambos modos Localizer, Glide Slope Track  se han   

enganchado  y el RA  es menor de 1.500 pies, entonces el parallel rudder y el aviso go-around están disponibles en una aprox. ILS proporciona máximas capacidades al timón de dirección para maniobra de alineación del P/A.

Instrumentos de NAV.

EFIS: (sistema electrónico de instrumentos de vuelo).

El EFIS consta de

2 unidades de presentación                MCDU.

1 panel selector de mandos                MSP.

1 panel de control y atenuación          DP

2 Symbol Generators ubicados en el compartimento e/e.

El EFIS sustituye a los siguientes indicadores.

ADI.  Director de alt. convencional.

HSI.  Indicador de posición horizontal,

Radioaltímetro, luces de baliza, monitor de comprobación de instrumentos de NAV.

Pantalla del radar meteorológico

2 unidades de presentación (CDU.)

Presentación primaria de vuelo (PFD)

Presentación de NAV. (ND.)

El DU. recibe datos para estos (PFD. y ND.) de presentación por medio de interconexiones analógicas digitales con el SG, su presentación  es de colores y capaz de operar  en modo híbrido utilizando símbolos de escritura   a trazos  sobre fondo sombreado y presentando información de radar meteorológico, hay disponible 7 trazos de colores y 8 líneas  de colores.

Panel de selector de modos (MSP.)

El mando mode es un selector de 4 posiciones que permiten la selección de modos.

ROSE, ARC, MAP y PLN en el ND.

En el mando RANGE: se puede seleccionar los alcances de 10,20,40,80,160,320  y el mando ADF. en el ND.

-- EFIS. --  

(FPD integra)

Horizonte artificial

Radio altímetro

Luces de baliza

Sistema comparador de instrumentos.

FPD: presenta información de los símbolos del horizonte

barras del  f/d

FAST y SLOW: nos indica errores de velocidad de +/- 10kts.

desviación del LOC.

senda

radio altímetro: solo funciona por debajo de 2.500'

ALT ALERT. (aparece sobre escala radioaltímetro al alcanzar 1.000'

Sobre el suelo parpadea 3 veces y luego se queda fija.

D/h: de 1 a 500 pies triángulo verde se desplaza hasta la alt. seleccionada.

Radiobalizas

Pista móvil (aparece a 200 pies y sube hasta que se encuentre con la pista)

ND: presenta información de ruta, radioayudas, información de guiado o el radar, el símbolo (v) representa el ángulo de deriva.(m) representa el rumbo seleccionado. Botones de declutter se usan para seleccionar los puntos de referencia a la ruta proyectada y las opciones son radioayudas, aeropuertos, datos de NAV. y se activa en los modos MAP. y PLN.

Modo PLN y 10 nm, se utiliza para comprobar la ruta activa en el FMS.

Modo compacto:

Toma información de ambos PFD y ND. y representa una única pantalla, se usa este modo cuando falla una pantalla.

Sí el PFD  falla giramos el mando PFD en sentido contrario hasta rebasar la posición off para cambiar la información del PFD a la pantalla del ND.

Nota: con el ND. se hace la misma operación.

Fallos

Fallos en el PFD y ND.:

Fallan las  2 pantallas.

Problema: es por fallo del SG.

Solución: cambiar de posición  el EFIS. (1 ó 2)

Falla 1 pantalla poner compacto. El modo PFD solo esta aprobado como asesor  de vuelo IFR.(ND.) no esta aprobado usarlo en caso de fallo de pantalla.

Fallo del (ND.)

Puede ser por fallo del FMS o pantalla del MDCU.

Solución : sí es fallo del FMS poner FMS 1 ó 2 y si es

Fallo de la pantalla del MDCU:    usar la otra.

Fallo del MDCU nº 1

Seleccionamos FMS BOTH ON 2, entramos en el FMS y actuamos con el FMS nº2

Fallo de 1 FMS

En la pag. MENU aparece opción FMS 1ó 2

Seleccionar FMS en BOTH ON 1 ó 2 en el operativo y tendremos un FMS  a través de ambos MCDU´s y ambos ND´s en MAP. y plan aparecerá el anuncio TRK. 1 ó 2

Fallo de ambos FMS

Según el pueden estar inoperativos a condiciones de que ese modo o función no se requiera para la operación que se esta realizando.

Recordar que al menos sí se requiere una  MDCU para poder inicializar los IRS. en tierra.

Sí los 2 FMS están inoperativos podemos inicializar las IRU´s seleccionando MENU y pulsando la tecla 5l (IRS. INIT. REF.)

Podemos introducir las coordenadas del aeropuerto para la alineación.

En caso de que al seleccionar MENU no aparezca

(IRS. REF.) es que esta desactivado este submodo, pulsar NEXT PAGE y activarlo introduciendo "DAC" en la posición 6R.

Realizaríamos el vuelo con el DFGC.

Fallo del CADC.

Se observa por las banderas de los instrumentos, poner BOTH ON 1 ó BOTH ON 2

Selector EFIS.

El SG-1 proporciona la entrada a las pantallas del CM-1

El SG-2 proporciona la entrada a las pantallas del CM-2

BOTH ON 1 SG-1 proporciona la entrada a las pantallas de ambos pilotos.

BOTH ON 2: igual que el anterior.

NAV AID: controla la indicación de ayudas a la NAV.

ARP: indicación de aeropuertos.

DATA: indica puntos de referencia en tierra.

WPT: datos de puntos de ruta.

Panel de Control y Atenuación de luz. (DP.)

Hay 2 (DP.) uno en cada panel de instrumentos de pilotos, ajustan los parámetros operativos del EFIS controlan el brillo en todos los modos de ambos (DU.)  en  el control del contraste  en el

radar, altura de decisión, autoprueba y modo compacto.

Generador de Símbolos.  (SG.)

Contiene todos los circuitos que se necesitan para interconectar los sensores del avión y los sistemas, calcula  los correspondientes parámetros para ser mostrados y transmitir los datos a las unidades de presentación.

Presentación Primaria del Vuelo (PFD)

presenta NAV., aproximación y velocidad.

una barra de mando  da ordenes de actitud, de alabeo y profundidad; en la aprox. la desviación LOC, se presenta como símbolo de pista y desvío de senda.

Sistema de Referencia Inercial   (IRS.)

proporciona actitud, rumbo e información sobre la NAV. para presentarlos en los PFD, ND y RDMI.

El IRS. consta de 2 unidades de referencia inercial (IRU.)  que se controla desde un panel (IRS.) situado en el panel del techo.

El rumbo de la brújula se presenta en los RDMI’s y ND’s en todo momento después de alinear los IRU´s.

El IRU-1 proporciona rumbo magnético y verdadero, al ND. del CM-1 por medio del SG-1 y los computadores digitales de guía de vuelo (DFGC. 1 y 2) y del DFDAU

IRU-2 igual que el  IRU-1 pero cambiando los destinos del CM y estabiliza la antena del radar en cabeceo y alabeo y se controla desde 15º hacia arriba a 15º hacia abajo, cada SG. comprueba la validez de sobretemperatura y alcance, sí detecta fallo en el alcance aparece en el ND. (WXR range) y sí es sobretemperatura en el  ND. WXR OFF.

Selector de radio NAV.

Normal el VOR/LOC/GS-1. proporciona estas señales de desvío al ND.  del CM-1 y las señales LOC/GS al PFD del CM-2.

el VOR/LOC/GS-2 proporciona estas señales de desvío al ND. del CM-2 y las señales LOC./GS al PFD del CM-1.

BOTH ON 1. el VOR/LOC/GS-1 suministran señales de desvío al ND. y PFD del CM-1 y CM-2.

BOTH ON 2 el VOR/LOC/GS-2 suministran señales al ND. y PFD del CM-1 y CM-2

Interruptor ALT RPTG.

OFF.      inhibe la función de información de altitud.

POS 1   el CADC-1 suministra información de altitud.

POS 2   el CADC-2        "                          "                              "

IRS.:

Descripción del IRU., consta de:

Bastidor para mantenerlo

Fuente de refrigeración

Modos de operación inercial

IRU.:

Es el principal elemento electrónico del IRS, contiene un conjunto de sensores inerciales, microprocesadores, fuentes de alineación y unidad de conexión de equipos electrónicos del avión.

Los acelerometros y giróscopos láser del conjunto inercial miden aceleraciones y los regímenes de las variaciones angulares del avión.

Los microprocesadores efectúan los cálculos necesarios para proporcionar los parámetros de control del vuelo y su representación en los instrumentos.

La fuente de alimentación recibe corriente AC y DC del avión y de la batería de reserva.

La unidad de conexión con los equipos electrónicos del avión convierte los inputs analógicos y ARINC para que puedan ser usados por el IRS.

Los datos suministrados por el IRS son convertidos por esta unidad al formato ARINC para su uso por los equipos electrónicos asociados.

fuentes de refrigeración. El IRU es el único componente que necesita una fuente de refrigeración propia, todos los demás se refrigeran convencionalmente por radiación, conducción o convección. Se puede refrigerar el IRU desde el sistema de ventilación del avión o por medio de un ventilador con filtro.

El ventilador se monta en el bastidor del IRU.

La utilización del IRU durante un periodo de tiempo prolongado sin refrigeración, puede reducir el tiempo medio entre fallos (MTBF). Cuando el IRU pierde refrigeración su temperatura interna aumenta, en esta condición los circuitos internos se refrigeran por condensación y convección, un monitor interno vigila  la temperatura y cuando  ésta se hace critica el IRS. enciende la luz NO AIR.

Prueba de racionalidad

El IRU ejecuta una prueba de racionalidad de la longitud y latitud, inmediatamente después de haber sido introducidas, compara estas con las almacenadas a la última vez que se desergenizó el sistema desde el modo NAV, si los valores introducidos no están dentro de unos limites con respecto a los almacenados  el aviso align se  muestra

IRU.

El conjunto inercial contiene:

Acelerometros

Giróscopo láser

IRU.: calcula la posición actual de velocidad, rumbo y actitud.

Cada IRU intercambia señales de entrada y salida con los FMS.

El IRU da actitud y rumbo magnético al FGS y da salida al generador  de símbolos del EFIS.

El IRU. 1 se alimenta de la barra izq.

El IRU. 2 se alimenta de la barra dcha.

Sí fallan las fuentes de energía principal, una batería de reserva totalmente independiente a las del avión suministra energía durante 30 min.  

Cada IRU tiene su propio ventilador.

La unidad selectora de modos(MSU.) tiene cuatro posiciones y luces de aviso para cada IRU.

Hay asociadas  al MSU. 6 avisos y luces azules que aparecen en el panel anunciador del techo.

La posición normal del IRS navigate o NAV. es una posición con detente que se debe tirar  del selector  de modos para llevarlo  a otra posición.

Autocomprobación del IRU.

Al completarse la IRU introduce el modo alineación y la luz align se enciende en este modo, la IRU alinea su eje de referencia vertical actual al lugar, la alineación se obtiene del FGS.

El sistema IRU completa su alineación en un tiempo mínimo de 2.5 min en el ecuador y max. de 10 min. con latitud de 60 ó 70 n.

El avión no deberá moverse mientras la luz ALIGN esté encendida en el MSU.

ALIGN se apagará cuando acepta la posición actual y la alineación se ha completado, las luces align se apagaran.

IRS. en NAV. proporciona salidas de navegación para el EFIS., DFGC.  y  VHF´s NAV.

Procedimientos IRS.

Luz ON BATT (tierra)

Comprobar C-B  E-4,  E-14  dentro  o llamar a mantenimiento

En vuelo: continuar vuelo.

La IRU puede ser operada en vuelo hasta la descarga de la batería, duración de la batería. es de 20 a 40 min.

Luz BATT FAIL.

En tierra:   llamar a mantenimiento.

En vuelo:  C-B cargador de batería comprobar dentro

Luz FAULT.

En tierra switch selector de modos off.

           "            "                     "                    "         align o NAV.

Sí la luz no se apaga llamar a mantenimiento

En vuelo: switch de modos a   ATT.

Sí la luz sigue encendida switch selector de modos a off y continuar el vuelo.

Luz NO AIR

En tierra: llamar a mantenimiento el vuelo no se puede despachar con esta luz encendida.

En vuelo: continuar una vez en tierra   llamar a mantenimiento.

Luz ALIGN intermitente

En tierra.

Esperar a que la luz align se encienda fija. para introducir datos;

  a) después de introducir datos

  b) comprobar la posición introducida

  c) introducir de nuevo la latitud

  d) aparece mensaje. REENTER PRESENT POSITION en el MDCU

  e) una vez completada la alineación

   f) comprobar e introducir de nuevo la latitud

     si la luz continúa encendida

     llamar a mantenimiento.

En vuelo

Switch selector de modos  ATT.

Se enciende la luz align durante 20 seg.

Se enciende  la luz IRS. ATT. mode 1/2

Mantenga el avión nivelado, manteniendo rumbo y velocidad.

Inicializar la IRU. introduciendo el rumbo en ambos MDCU  pag. de INIT REF o  POS INIT

Actualice el rumbo periódicamente.

Si la luz continua encendida

Switch selector de modos..........off

Continuar el vuelo

Procedimiento ATT.

Switch selector de modos ................ATT.

1) se enciende la luz align durante 20 seg.

2) se enciende la luz IRS. ATT. mode 1/2

3) se enciende HEADING, HORIZON y no autoland en el monitor fallos.

4) desaparece la presentación en el PFD y ND.   correspondiente.

5) al entrar el Attitude mode, se desconecta el P/A

6) reaparece la presentación en el PFD y ND, en el ND. aparece la carta de rumbos, en rumbo 000º,en viraje el rumbo presentado es falso hasta que se seleccione el rumbo del otro IRS./ brújula

7) buscar en index position pag.2 y aparece  set IRS. HDG.

8) introducir el rumbo de bitácora mas actualizado periódicamente

( p.15º/h)

Conclusión:

Una vez que se sitúa el interruptor en ATT, la IRU. permanecerá en este modo aunque el selector se gire a NAV. o ALIGN. Para establecer alguno de estos modos, el avión deberá estar en tierra, parado y se deberá poner el selector de modos en off durante al menos 3 seg.

En el modo ATT. no hay informaciones de: navegación, no hay salida de true heading, posición, velocidad, viento y puede haber desvíos de hasta 15º/ hora.

Cuando se completa el modo ATT, se puede volar desde el lado de ATT. Con A/P, A/T y con el DFGC se recomienda pasar el interruptor del DFGC al lado del IRS operativo, pues se tiene el modo navegación del FMS.

Se puede realizar una aproximación de CAT ll, pues para CAT lllA, necesitamos que los dos IRS estén en modo NAV

Ambos IRS en el modo ATT.

En vuelo recto y nivelado se completara el modo align en 20"

Se apagara la luz align en el MSU.

En vuelo recto y nivelado se coloca rumbo de bitácora en ambos MCDU’s página INIT/REF o POS INIT.

Desaparecen anuncios de HDG. y HORIZON en ambos FMA’s, si están dentro de tolerancias.

Aparecen barras de f/d

Queda encendida la luz no autoland en ambos FMA.

Desaparecen banderas de VOR en ambos RDMI’s

Podemos utilizar A/P, A/T y F/D en cualquier DFGC.

ADF operativo, DME operativo, se puede realizar una aproximación de no precisión y una ILS CAT II.

Seleccionar el rumbo en cada MDCU cada 15min. al menos, esperar desvíos de hasta 15º/hora.

FMC (Flight Management Computer)

Tiene almacenada la información sobre las cartas de navegación, performances. A esta información se le llama "base de datos".La base de datos se divide en dos  bases de datos de NAV y performances.

Los datos de NAV se actualizan cada 28 días.

Performances aerodinámicas y motores, velocidad óptima, altitud óptima, velocidad máxima y mínima y configuración motores, modelo y otros datos.

En NAV están almacenados los siguientes datos:

NAV. ayudas, puntos de ruta, aerovías, pistas, aparcamientos, SID’s. STAR’s  y rutas de compañías.

MCDU: pantalla del FMC.

Los 2 modos del DFGS. al FMS son   LNAV  y VNAV

FMS consta de :

FMS: flight management system.

MCDU: computers  y display sistema

LNAV: NAV. lateral (utilizado para seguir rutas, coordenadas aeropuertos, y waypoints)

VNAV: NAV. vertical(permite volar perfiles de velocidad, y nivel de vuelo.

MDCU: pantalla del FMC.

El FMS recibe datos de:

Time, CADC, VHF NAV., combustible, motor data.

"Se debe operar enganchando los 2 modos (LNAV y VNAV)"

En caso de fallo de los 2 FMC para actualizar los rumbos tendríamos que ir a menú y seleccionar IRS. REF y actualizar los rumbos.

En la página de menú no esta IRS. REF. ¿como arreglarlo?

1º pag. MENU, NEXT PAGE.

2º escribir "DAC" en la línea 6r y activar la función en la 2L,se quedara intermitente "ACTIVE".

3º volver a pag MENU y comprobar que IRS REF. esta presente.

Conexión NAV. /  VNAV.  (requisitos)

1) Introducir peso y FL

2) El FMS computa datos de posición, ground speed y ruta verdadera

3) El FMS recibe información de actitud de los IRU´s

4) El FMS recibe información de IAS, Mach, SAT, TAT, TAS, Pressure altitude y de la CADC.

5) Recibe datos directa de altitud seleccionada. en el DFGC..

6) Recibe datos de aceleración de los IRU´s

7) Qué exista un perfil de vuelo horizontal y vertical

8) P/A y f/d conectados

9) TRP, no este en TO, TO FLEX o GA. FMS (flight management sistema)

El FMS, es un sistema. integrado de control     e información que proporciona navegación automática, mejora de las performances y presentación de guiado y mapa.

El FMS consta de dos computadores y de dos unidades de presentación y control (MCDU’s) situadas en la consola delantera central.

El FMS es capaz de controlar la totalidad del vuelo.

Para encontrar la siguientes informaciones hay que:

• Para  hallar la TAS: Progress y next page

• Top of Climb (T/C): En Progress (PROG) ó CRZ

• Top of descent (T/D): En PROG  ó CRZ

• Step climb (S/C): En CRZ ó PROG

• End of Descent (E/D): En DES ó PROG.

• Estimadas a puntos: Legs y pulsar  Route Data

• Progress para estimada del punto pasado, al que voy y siguiente.

• Estimada a destino en PROG.

• Ground Speed: En  INIT. REF., INDEX, POS,  NEXT PAGE.

• Combustible al Alternativo: En PROG.

• Separación lateral de ruta: En PROG y NEXT PAGE, ROUTE y OFF SET. Ejemplo: R10

• Posición respecto a fijo fuera de ruta: FIX, introducir indicativo  y/o  radiales que quiero cruzar:

• Abeam un fijo ------------- FIX -------- pulsar ABEAM

• Proceder directo a un punto ----------- DIR INTC.

• Posición IRU's y AFMC's  ----------------sacar INDEX, luego Position  y NEXT PAGE.

Landing Gear.

Ground shift mecanism.- impide la retracción del tren en tierra, así  como el cambio de dirección en las ruedas del tren de morro estando en vuelo.

el ground shift mecanism tiene un mecanismo de actuación del relé de control de tierra mediante la compresión y extensión de la pata de morro y cambia varios sistemas del modo tierra

al modo vuelo. el ground shift mecanism proporciona información:

1) Mecanismo de cambio en tierra.

2) Desconexión de la dirección

3) Centra la rueda de morro

4) Retira el enganche antiretracción y los relés de control en tierra.

nota: sí no se puede subir la palanca del tren por estar agarrotada después del despegue será por una de las 2 razones.

a)  ha habido un mal funcionamiento  en el mecanismo antiretracción      o

b)  el mecanismo tierra/vuelo ha fallado(ground shift m.)

- Si la luz GEAR DOOR OPEN esta encendida después de la extensión, tirar de la palanca de emergencia para cortar la presión hidráulica. y así evitar que las compuertas queden bloqueadas.

- Si no hay luces verdes encendidas de tren después de bajar la palanca, la mayoría de las veces es causa de un breaker saltado o fallo de las bombillas.

- Si son las luces pulsar el botón de luces del anunciador y hacer un nuevo ciclo de tren o realizar la extensión por emergencia.

- Si hay fallo de hidráulico derecho bajar el tren por emergencia, observar que la retracción del tren es posible solamente sí la palanca esta en up. y hay presión hidráulica en el sistema derecho.

El tren de morro abajo y blocado se puede confirmar comprobando el botón gear down lock.

Tren por emergencia.

1) Libera mecánicamente los cierres de las compuertas del tren principal y el blocaje de sobrecentro del tren de morro.

sitúa el sistema de hidráulico en bypass permitiendo al tren la caída libre y blocaje.

2) Las puertas del tren principal permanecen abiertas después de la extensión.

Ground Control Relay.

Después del despegue estando la pata de morro abajo, el mecanismo de cambio en tierra hace que  2 relés de control en tierra cambie al modo de vuelo, sí el mecanismo de cambio falla después del despegue se puede pasar a modo de vuelo sacando los breakers de control de tierra K y L 33.

Tren Arriba

Al subir el tren, la presión vence la tensión de los muelles tensores y desbloca las articulaciones de sobrecentro y tirantes laterales, entonces el tren se retrae por el martinete y mantiene esa posición mediante presión hidráulica,

Se mantiene hidráulicamente arriba, cuando se reduce la presión hidráulica durante la subida, el tren principal puede bajar y descansar sobre las compuertas interiores (blocadas mecánicamente).

No existe blocaje arriba en el tren principal ya que puede sostenerse por las compuertas.

Tren Abajo: la gravedad y el martinete empujaran al tren a la posición  abajo.

El tren principal tiene una puerta interior que opera hidráulicamente y una exterior más pequeña que opera mecánicamente, las compuertas interiores son las últimas en hacer el ciclo tanto en la subida como en la bajada y arriba se mantienen por mecanismo de cierre.

las puertas exteriores están unidas mecánicamente a las patas del tren y se mueven con ellas, éstas permanecen abiertas cuando el tren está extendido.

El interruptor de retención de tren abajo acciona :

a) Las luces indicadoras del tren

b) No smoking

3) Luces de morro

4) GPWS

5) Antiskid.

Hidráulico (limitaciones)

La bomba hidráulica izquierda tiene que estar operativa

La bomba hidráulica derecha puede estar inoperativa a condición de que:

a) las otras 3 bombas estén operativas y el sistema de antiskid esté operativo.

El avión no puede ser despachado sí la pista esta contaminada y la temperatura es inferior a 4º,5.

La bomba auxiliar tiene que estar operativa.

Fallo hidráulico total:

Estarán operativos y disponibles a través de los acumuladores, los frenos, reversa, timón de profundidad y antiskid.

Inoperativos. dirección rueda de morro, flaps, slats y spoilers.

El timón opera  en manual, sí el timón opera en manual, la velocidad de aprox. no debe ser inferior a 135 kts.

Luz WHEEL NOT TURNING.

Si se enciende durante el despegue inferior a V1-20 kts  abortar el despegue.

A V1 -20 kts ó superior continuar el despegue, si la luz  permanece encendida se hará el aterrizaje con el antiskid en ON.

FGS (Flight Guidance System.)

Tiene 2 computadores digitales (DFGC.) idénticos y operan por separado y cada uno  obtiene información de:

Altitude alert, Yaw damper, Mach Trim, Automatic Pilot, Flight Director, Speed control, Thrust Rating Computer (TRI), Automatic Reverse Thrust (ART), Engine Synchro, Autothrottle (ATS), performance.

Panel de control del FGS (FGCP)

Comparador de luces:

ILS, HORIZON, HEADING y MONITOR son conocidas como luces del monitor comparador.

Diferencia: de señales de actitud o rumbo entre CM1 y CM2

La respectiva luz de ILS, HORIZON o HEADING aparecerá fija en ambos FMA’s.

Fallo: de ILS, HORIZON o HEADING en el lado fallado parpadea y en el que no falla permanecerá fija.

Luz MONITOR: se mantendrá fija cuando se detecte un fallo.

El piloto elige cual de los dos FMC será utilizado,  para hacer esto debe utilizar el interruptor 1/2,situado en el panel de control  del sistema de guiado de vuelo.

El FMS incorpora un modo de NAV. lateral (LNAV.)utilizado para seguir rutas definidas mediante waypoints, estos waypoints pueden ser radioayudas, aeropuertos o coordenadas.

La navegación vertical (VNAV) también existe un modo de navegación vertical que permite volar cualquier  perfil de velocidad y altitud de vuelo. aunque el FMS puede operarse  con un solo  modo enganchado lo normal es hacerlo con ambos modos simultáneamente

DFGC.:

El piloto puede  selectar que computador digital esta operando con la selección 1-2 qué se desee en ese momento.

el computador informa al piloto del estado de los modos  de (armado, gases etc. a través del FMA) (Flight Mode Annunciator)

tanto el computador DFGC. como el FMA siguen la misma lógica de los modos de gases, armado, alabeo y cabeceo

modos de armado, modos de alabeo y modos de cabeceo.  basta con la palabra

(TARP)

T   para     autothrottles

A      "        armed

R     "          roll

P     "         pitch

El salmón bug en cada anemómetro está ligado  al valor  velocidad o  nº de Mach, esto quiere decir que la pantallita de Speed/Mach tiene doble función  speed o Mach.

El interruptor de gases automáticos en (autothrottle) conecta el sistema de gases automáticos, durante todo el vuelo, controlando la vel. nº de Mach  y potencia del motor y el FMA  presentará el modo de operación  de los gases automáticos; pulsando  un interruptor de desconexión de gases automáticos.. en cualquier palanca o  poniendo el interruptor autothrottle  en off desconectara el sistema.

Cuando se esta en modo EPR. limit, los gases se controlan para mantener el valor del EPR. suministrado por la potencia el botón de rumbo tiene 4 posiciones tarado con muelle, se usa para seleccionar el bug de rumbo en la pantalla del (ND).

Navigation Display (ND) de cada piloto, un click de giro es un grado de rumbo al apretar el detent y girar produce un cambio rápido de rumbo. Al apretar a fondo el segundo detent engancha el modo HEADING HOLD y por lo tanto desengancha cualquier modo de alabeo.

El FMA presenta   (HDG HLD) en la ventanilla de roll. Tirando del botón, engancha el modo HEADING SELECT, entonces  (HDG SEL)  aparece en el FMA.

El selector de ángulo tiene 5 posiciones desde 10º a 30º y limita el ángulo de alabeo durante los modos de heading SELECT, VOR CAPTURE y VOR COURSE, en otros modos el ángulo se limita automáticamente y se ignora la posición del selector.

La rueda de cabeceo se usa  para la velocidad vertical y va desde +4000' a -8000',una velocidad de menos de 100' se conecta ALT HLD. También se conectara apretando la tecla de (ALT HLD).

La tecla IAS/MACH conecta IAS/MACH en el eje de cabeceo.

El modo Mach no esta disponible sí la velocidad es inferior a 0.5m.

Independientemente de la altura.

Aparecerá (IAS) sí se efectúa la selección por debajo de 27.000', en cualquier otro caso, es decir por encima de esta altura, aparecerá MACH al pulsar el botón por primera vez.

La tecla de (VNAV) conecta el FMS (sys, de gestión de vuelo) en cabeceo y potencia.

Cuando se pulsa la tecla de turbulencia  se conecta el modo TURB, se desconectan los gases automáticos, en el FMA  aparece WINGS LEVEL en roll y TURB en pitch, en la ventanilla de cabeceo  aparece "p" y la actitud en grados, la actitud de cabeceo se puede variar rotando la rueda, el P/A controla el avión con poca variación en alabeo y cabeceo para mantener una actitud de planos nivelados.

Cuando la tecla NAV se pulsa, el sistema de guía de vuelo se conecta al Sistema de Gestión de Vuelo (FMS) para la navegación lateral.

La tecla VOR/LOC.

Es de doble función el modo se determina por la frecuencia selectada en la ventana de VHF, si se selecciona una frecuencia VOR el modo VOR se arma apretando  la tecla VOR/LOC. y VOR aparecerá en el FMA.

Sí se selecciona  una frecuencia  ILS al apretar la tecla  hará que se arme el modo localizador y aparecerá en el FMA en la ventanilla de armado, la tecla de ILS proporciona mando para una aproximación. director de vuelo y P/A.

Cuando la radioaltitud es menor de  1.500' y se establece la "lógica de go around "se anuncia GO AROUND en el FMA.

La tecla autoland permite la selección de aproximación AUTOLAND,

este sistema proporciona un aterrizaje y carrera de aterrizaje automático ó si fuera necesario un go-around.

La tecla autoland es similar a una aproximación  acoplada  ILS  y complementada con los modos  ALIGN, FLARE  y ROLL OUT.

El P/A al conectarlo  se encenderá  una luz azul a la derecha del FMA indicando que computador 1-2 esta trabajando.

Altitude Alert: Se puede selectar altitudes de 1000' a 50000',tambien incrementos de 100, desde cero a menos 1000'.

Tirando del botón se arma el modo altitud y en el FMA sale ALT en color naranja

La ALT en un GO AROUND se arma automáticamente, siempre que se seleccione el modo GA después de los modos GS CAP, o GS TRACK.

La luz ámbar NO AUTOLAND  en el FMA se encenderá de manera fija siempre que el computador de guía de vuelo seleccionado detecte una condición que no permita un aterrizaje automático.

MODOS BÁSICOS DE CONEXIÓN DEL SISTEMA AUTOTHROTTLE.

Panel de autothrottle

Modo de velocidad

Modo de Mach

Modo CLAMP: cuando el modo CLAMP esta conectado, el servo de los gases queda sin energía eléctrica.

EPR de despegue: sí el Flight Director esta en modo despegue cuando se conectan los ATS, se conectara EPR T/O.

El panel de control de autothrottle contiene:

El selector de SPD/MACH

Ventanilla de SPD/MACH

El interruptor de conexión del sistema autothrottle

MODOS DE PROTECCIÓN.-

Selección de SPD/MACH

Límite de EPR.

Protección contra la pérdida/velocidad alfa: sí operando en el modo de velocidad, se selecciona una velocidad que es menor  que la minima de protección : en el FMA aparecerá

ALFA SPD.

Velocidad máxima de Operación:

Los gases no pueden mandar una velocidad o nº Mach mayor que las velocidades. limite de flaps/slats.

Los gases no pueden mandar una velocidad o nº Mach  mayor que la velocidad máxima operativa.

Funciones y desconexión de los gases automáticos(ATS)

Modo EPR. limit:

Este modo de EPR. limit lleva los gases al limite de EPR, estos limites se posicionan automáticamente, indicando el limite de EPR. mostrado por el sistema de limite de empuje, el limite de EPR. se puede posicionar manualmente tirando y girando de los botones de EPR. manual que se encuentra en el panel de motor.

Retraso de Gases en el Aterrizaje:

El modo de retraso de gases se conecta en función del radioaltímetro y la configuración de flaps en el aterrizaje siempre que los modos de despegue o go around del director de vuelo no estén conectados. en el FMA aparecerá el anuncio "RETARD" y los gases se retrasarán para mantener la velocidad programada de aterrizaje.

Avance de los gases automáticos en el despegue:

Si ocurriese un fallo de motor por encima de 400' de R/A, cuando los ATS están conectados y anunciado TAKEOFF en el FMA, el computador de guiado de vuelo comparará al EPR. existente con el EPR. computado de GO-AROUND, sí el EPR. existente es menor que el de go-around desaparecerá el modo CLAMP de los ATS y automáticamente los ATS avanzaran  al EPR. de go-around.

En la ventanilla del FMA aparecerá EPR GO-AROUND

Una vez embragado el P/A con el modo roll en despegue queda embragado el modo de timón de dirección en paralelo

NOTA: en despegue cualquier tendencia a la guiñada producida por el avance de gases automáticos ó fallo de motor, ésta guiñada quedará amortiguada automáticamente por la operación del timón de dirección en paralelo.

CON P/A y modo TAKE-OFF en roll ,el timón en paralelo desembragará y el amortiguador de guiñada proporcionará de nuevo, corrección de guiñada para el P/A.

Debido al límite de 2 grados del amortiguador a cada lado de la posición central no proporcionará autoridad del timón de dirección durante el fallo de motor.

El P/A se desconectará y la luz roja autopilot parpadeara sí el modo del timón de dirección en paralelo se desembraga después de un fallo de motor.

NOTA: En aproximación el modo Parallel Rudder se embraga y se

anuncia "AUTO GO‑AROUND" cuando ambos modos LOCALIZER y GLIDE SLOPE TRACK se han embragado y el R/A es menor de 1.500'

El modo Parallel Rudder y el aviso  "AUTO GO AROUND" están también disponibles en una aproximación ILS después de que se embraguen los modos TRK

El modo Parallel Rudder proporciona máximas capacidades al timón de dirección para la maniobra de alineación en el P/A las presiones de realimentación se sienten al pisar los pedales del timón de dirección.

Aproximadamente a 150' medidos por el R/A en roll conmuta ALIGN, cualquier deriva que exista en ese momento se corregirá.

Sincronización de EPR de los ATS:

El sistema de sincronización de motores detecta las diferencias entre ambos EPR y efectúa los ajustes necesarios para igualarlos.

El computador digital de guiado de vuelo mandará señales al actuador de sincronización para igualar el EPR. del motor izquierdo al del derecho

Cuando el interruptor EPR Synchro esté en EPR, ambas señales de EPR serán válidas y el EPR de un motor sea mayor de 1.1.

No se requiere que los ATS estén conectados para que funcione  la sincronización de motor.

Cambio de modo de los ATS cuando se captura una altura:

Cuando se captura una altura el sistema ATS cambiara automáticamente de EPR. limit  a velocidad o Mach selectados, es decir que una vez haya capturada la altitud pasaran los ATS a controlar la potencia para ir a la velocidad o Mach selectado.

Desconexión de los ATS:

Cuando se desconectan los ATS, la luz roja de aviso parpadeará y se oirá un aviso sonoro, la luz  y el aviso se cancelarán cuando se pulsa uno de los botones de los ATS.

Los ATS se desconectaran

1) Poniendo en off manualmente los ATS

2) Cuando se conecta el modo turbulencia

3) Cuando se aplica empuje de reversa

4) Cuando los ATS en el modo EPR. y la velocidad excede de las vel. máximas de flaps/slats o las velocidades. VMO/MMO

5) o si el monitor del sistema. ATS detecta un fallo o interrupción de energía de 200 milisegundos de duración.

Despegue Normal.

1) Ajustar a 1.07 EPR. avanzando palancas de gases hasta 1.4 de EPR. Se conectara autothrottle -ON ,ver en ventanilla del FMA  (EPR. t/o)  ó (EPR. 50)  para take off flex.

2) Acompañamos las palancas de gases con las manos .

max. power. comprobar  que  la potencia llega al limite de EPR. selectado, sí hay  viento fuerte  o se hace despegue en carrera  se puede obtener  60kts antes del ajuste con lo que aparecerá en el FMA (CLMP) y los gases no terminan de ajustar la potencia  total.

(CLAMP, el servo de los ATS queda sin energía eléctrica y no hay control automático pero sí manual)

3) A 60 kts comprobar  en el FMA CLMP

4) 80 kts, lo canta el piloto que no vuela  y el que vuela   lo verifica

5) V1 quitaremos  las manos de las palancas de gases

6) Vr, rotar el avión max. de subida 20º de ANU, el director de vuelo puede mandar mas ángulo, no pasar de 20º ( con un motor 13º)

7) Positive rate, gear up

8) 500' P/A ON  comprobar se enciende  luz azul 1 ó 2  en el FMA

9) 1000' agl (CL) Climb Power  FMA cambia de CLMP a EPR CL

10) Pedir IAS 250,pulsar  IAS/Mach y comprobar en el FMA  IAS, la    velocidad se ajusta con la rueda de pitch.

11) Velocidad de flaps: Flaps up

12) Velocidad de slats: Slats retract.

13) Con velocidad de maniobra bank 25º

14) After t/o check list.

FLIGHT GUIDANCE CALL OUTS

Ascenso corto 2000' a 3000'

Set and arm 3000'  ajustar altura en el FGS

Vertical speed 1000' up

Ascenso largo 5000' a 35000'

Set and arm FL350

Vertical speed 1000' up

EPR limit: pulsar tecla EPR limit y ver en el FMA EPR CL; pedir IAS 250 por debajo de 10000'

IAS 290 a partir   de 10000' por encima de 27.000'   (Mach)

Descenso corto 5000' a 4000'

Set and arm 4000'— feet (FL)

Vertical speed (1000') down

Descenso largo 35000' a 4000'

Set and arm 35000' ajustar altura en el FGS

Pulsar IAS/Mach: retroceder muy lentamente los gases hasta conseguir 1.500' de V/S, después cortar a tope.

Los gases se van CLMP.

Con el movimiento de la palanca de gases se puede variar el régimen de descenso.

Por debajo de 10.000' V/S 1.500' speed 250

Al llegar a la altitud selectada se pasara  a ALT CAP y luego a ALT HLD.

No continuar por debajo de 5000' en IAS.

Despegue antirruido

Igual que el standard excepto:

1500' agl CLB Power

3000' agl IAS 250.flaps up, slats retract.

Despegue con nivelación a 1000'

entrara en el modo de ALT CAP antes de que entre el modo EPR CL, con lo que no revertirá a modo Speed Selection, así los gases no se retrasan y el avión se mantendra en altura incrementando en velocidad.

Actuación: cuando ALT CAP al llegar a 1000' pedir CLB PWR, pulsar TRP y ver FMA SPD Select. Pulsar tecla de SPD SEL y comprobar velocidad.

GO AROUND

El procedimiento es común para uno o dos motores.

TO GA

GA PWR.

Flaps 15º

Gear Up

Arm altitude

HDG. Select.

Set speed, (Normalmente velocidad de Maniobra limpio).

Disarm Spoilers y ABS.

Altitud de aceleración

2 motores

CLB PWR

IAS 250 o velocidad de espera.

Flaps up

Slat Retract.

Altitud de frustrada. (si no estaba ya armada)

1 motor

Flaps Up

Slat Retract.

Al llegar a velocidad de Slats + 20, pulsar IAS.

Air Conditioned Shut off en OVRD .

En el TRP pulsar MCT pasados 10' de haber iniciado el GA.

fallo de motor después de v1

Positive rate: Gear Up

400' agl. memory ítems:

(NOTA: En caso de fallo de motor conviene ver si hay indicación de N1 y/o N2,

(por fallo de motor, sin daño grave) retrasar palanca de gases.

(fuego de motor o fallo grave)retrasar gases, cortar HP, tirar del maneral y contar tiempo.

Si la luz continua encendida después de 30'', descargar el otro extintor,

Altitud de Nivelación.

ALT HLD

Flaps Up

Slats retract.

A IAS = Slats + 20 pulsar IAS y luego Air Conditioned Shut off en OVRD

10 min más tarde como máximo pulsar MCT en el TRP.

Altitud de seguridad.

Fallo de motor antes de V1.

Aborto y ejecución: Hay dos posibilidades, dependiendo si se ha armado el sistema ABS o no:

A) Con frenos automáticos armados:

1)   Gases atrás.

2)   Aplicar reversas (ver que se despliegan los spoilers y actúa el ABS)

(Seguir al punto 3)

B) Con frenos automáticos armados:

1)   Gases atrás

2)   Aplicar máxima frenada. Iniciar despliegue de Spoilers y aplicar reversa (1.6 EPR).

3)   Si es fuego se silenciará el timbre, parados y fuera de pista.

Procedimiento de Fuego y Evacuación

Gases retrasados

Palanca corte combustible OFF.

Tirar del maneral corta fuegos.

Descargar extintor.

Reloj.

Luz maneral encendida después de 30".

Descargar el otro extintor.

(Por el mero hecho de una 2ª descarga de extintor hay que evacuar el avión)

Evacuación:

Freno de aparcamiento: Puesto

Flaps 28º

Avisar auxiliares y ASpoilers:

retraídosEMER PWR ON

Luces Emergencia: ON

Sistema de combustible

El sistema de combustible está diseñado para alimentar a los motores y el APU en todas las condiciones de vuelo.

La capacidad total de combustible es de 17.646 kg.

Cada deposito principal puede almacenar 4.173 kg.

El deposito central puede almacenar 9.300 kg.

Ventilación

Los depósitos están ventilados para evitar sobrepresiones o depresiones durante el

repostado.

Repostado: se efectúa desde un único adaptador de carga situado bajo el borde de ataque del plano derecho.

El régimen de repostado es de, aproximadamente 1.100 kg. por min.

Hay 4 varillas magnéticas en cada deposito principal y una  en el central para verificar la cantidad de combustible.

Trasvase: en tierra se puede trasvasar el combustible de un deposito a otro a través del sistema de vaciado.

Ambos motores pueden ser  alimentados de un mismo deposito principal a través de la válvula de alimentación cruzada, el APU se puede alimentar desde el deposito principal izquierdo a través de la  alimentación cruzada

Hay 7 bombas para suministrar combustible a presión, hay dos bombas de AC en cada deposito principal y otras dos en el central, además hay una bomba de DC en el deposito principal derecho.

Al tirar de los manerales cortafuegos se cierran manualmente las válvulas de corte de combustible situadas en la línea de alimentación a los motores, estas válvulas están situadas justo a la salida de los depósitos principales.

La válvula de corte de combustible por fuego del APU se cierra automáticamente cuando el APU se para.

Cada depósito principal esta dividido por mamparas deflectoras que contienen válvulas de chapaleta permitiendo que el combustible se mantenga en la sección interior del deposito y asegurando que las bombas delantera y trasera están siempre sumergidas. Las bombas trabajan en paralelo, también hay válvulas antirretorno para evitar el retroceso del combustible.

El depósito central también tiene dos bombas de combustible. Pero a diferencia de las de otros depósitos principales estas dos bombas operan en serie, por consiguiente, la presión de salida será el doble que de las principales.

La Start Pump se alimenta de la barra TRASFER (DC) y se utiliza cuando no hay AC disponible en el avión. Puede suministrar combustible para el arranque del APU o de los motores, al motor derecho y al APU los alimenta directamente y, a través de la válvula de alimentación cruzada, al motor izquierdo.

Se debe de poner en ON  el interruptor  de la bomba  para alimentar el APU durante su arranque.

Hay un botón de comprobación de los canales de combustible para verificar las presentaciones digitales, ambas posiciones de prueba a y b darán el mismo resultado, cuando el botón de prueba se mantiene pulsado aparece en todos los indicadores de cantidad 1500kg. en la ventanilla de peso total aparecerá el peso con combustible cero más 4.500kg.

La lectura de Fuel Flow en el panel de motores muestra normalmente el gasto de combustible, pulsando el botón Fuel Flow Used la lectura cambia  para presentar el combustible consumido.

Como consecuencia, del diferente consumo de combustible, entre ambos  depósitos se permite como máximo un desequilibrio de 680 kg. Se puede notar esta situación  porque los alerones se descompensan.

Salidas de emergencia:

Hay nueve salidas de emergencia,

Dos (2) salidas por las ventanas correderas de visión directa en la cabina de vuelo, con cuerdas de evacuación.

Puerta de entrada delantera, con rampa.

Puerta de servicio delantera derecha, también con rampa.

Cuatro (4) salidas sobre los planos.

Una (1) salida de emergencia en el cono de cola con rampa.

El avión tiene que despresurizarse para abrir cualquiera de estas salidas.

Para usar las rampas comprobar que la barra de sujeción esta montada en el piso y que el área exterior este despejada,

Las rampas se inflan automáticamente, sin embargo, se pueden inflar manualmente tirando de la palanca  de inflado manual roja.

Las cuatro (4) salidas sobre los planos  pueden abrirse tanto desde el interior como desde el exterior del avión, tirando de un maneral y llevando la ventanilla hacia dentro del avión.

La salida del cono de cola se consigue girando el maneral de salida de emergencia en el sentido de giro de las agujas del reloj

Para desenganchar y abrir la puerta.

La apertura de la puerta hace que el cono salte y la rampa se despliegue y se infle.

La rampa puede también desplegarse tirando del maneral exterior en el lado izquierdo del avión.

Linternas

Hay tres linternas situadas en la cabina de vuelo detrás de FO.

Hay dos (2) linternas en el puesto delantero de auxiliares.

Hay una (1) linterna en el armario del galley 5.

Hay dos (2) linternas en el puesto trasero auxiliares montadas en un hueco sobre la pared del lavabo derecho.

Otra fuente de luz móvil portátil de emergencia, está situada en el lado exterior del puesto delantero de auxiliares.

Gafas antihumo existen tres (3) gafas antihumo en la cabina de vuelo,

una para cada piloto y otra para el observador.

Dos (2) capuchas antihumo se encuentran situados en el lado derecho del armario delantero.

Hay tres (3) capuchas antihumo dentro del armario derecho posterior.

Se destinan principalmente para combatir incendios en los lavabos, donde los humos y gases hace difícil o imposible la respiración.

Cada capucha tiene un generador de oxigeno que produce oxigeno durante 15 min.

Hay tres (3) chalecos salvavidas para los tripulantes en cabina.

Extintor de incendios halógeno:

Detrás del FO hay un extintor. Este tipo de extintor puede usarse para combatir todo tipo de incendios.

Dos (2) extintores de incendios halógenos se encuentran situados en el armario del galley 5.

Un megáfono está en armario del galley 5.

Hacha situada detrás del Cte.

Sistema Neumático:

Válvulas aumentoras

Operadas automáticamente y situadas en la salida de alta presión, las válvulas aumentoras abren cuando hay una demanda alta de presión o temperatura, que no puede ser suministrada por la octava etapa.

Válvulas unidireccionales (check valves)

Para prevenir un flujo inverso de aire desde la etapa decimotercera a la etapa octava.

Durante el vuelo no se debe utilizar el APU para sangrarle neumático.

Sangrado de 8ª etapa. se suministra aire sangrado a baja presión desde la 8ª del compresor del motor que, normalmente es suficiente para abastecer la demanda del sistema de A/A durante el vuelo. El aire sangrado entra al sistema neumático a través de las válvulas  unidireccionales.

Aire de la 13º etapa

Si la presión y temperatura del aire de la octava etapa no son suficientes para abastecer la demanda del A/A y del sistema antihielo, se suministra automáticamente aire a una mayor presión y temperatura desde la etapa 13ª del motor, las válvulas unidireccionales en la 8ª etapa evitan el flujo procedente de la 13ª etapa entre en ella.

Las válvulas aumentoras controladas eléctricamente modulan la cantidad de aire suministrado desde la etapa 13ª.

Las válvulas regulan la presión de salida del aire de acuerdo a la presión demandada por el A/A y la temperatura de salida del mismo de acuerdo a la demanda por el sistema antihielo.

Cuando el sistema antihielo esta activado después del despegue, la válvula  aumentora modula la temperatura procedente de un termostato situado en el conducto de alimentación cruzada.

Manerales cortafuegos

La operación de los manerales cortafuegos en caso de un fuego de motor evita la entrada de humo en la cabina por el a/a.

Al tirar de cualquiera de los manerales cortafuegos cierra la Crossfeed y la válvula, al reasentar el maneral no se volverá abrir la válvula de alimentación cruzada. Habrá que hacerlo manualmente.

Indicador de presión neumática está energizado por la barra de emergencia de AC en auto.

Se suministra aire a presión procedente de la etapa de alta si la presión de la etapa de baja no es suficiente el airfoil activa las válvulas aumentoras con el avión en aire y las Crossfeed abiertas de esta forma se incrementará la temperatura del aire según se quiera de acuerdo con la demanda del sistema.

Sistema de Aire Acondicionado.

Para obtener A/A presurizado en la cabina el avión tiene 2 (dos) sistemas idénticos, ambos operan en paralelo, aunque un solo sistema puede suministrar A/A al avión completo, parte de este aire se refrigera mediante intercambiadores de calor y turbinas, el resto es enviado a través de las válvulas de control de temperatura, estos dos flujos se mezclan para proporcionar A/A.

Un sistema de corte automático se arma al poner A/A en auto y en caso de fallo de motor en el despegue o aterrizaje se cortaran ambos sistema de A/A para obtener el empuje máximo en el motor remanente.

Auto shut-off

Con el interruptor de corte de A/A en auto, ambos packs se cortan si falla un motor cuando la presión diferencial de cabina es menor de 1.3 psi., esto asegura un empuje óptimo en el motor remanente durante la subida en el segundo segmento o GO AROUND.

Cabin recirculating fan.-

Tiene 3 posiciones AUTO, ON y OFF.

AUTO: se recircula el aire de la cabina en vuelo y se inhibe en tierra mediante el relé de control en tierra.

ON: el ventilador opera continuamente.

OFF: impide la operación en vuelo y en tierra.

Tail compartment temperature high.

Si cualquiera de los dos sensores situados en las rejillas de ventilación detectan en la sección de cola una temperatura superior a 80ºc, podría haber una perdida de neumático, las palancas Crossfeed se deben cerrar para cortar el suministro de aire a alta temperatura, a continuación poner el Airfoil en OFF y el A/A en HP Bleed OFF, se debe reducir el empuje del motor (uno cada vez ) para tratar de encontrar en qué sistema esta la pérdida.

Presurización

El sistema de presurización esta diseñado para mantener la presión tan próxima al nivel del mar como sea posible para toda la gama  de altitudes del avión, esto se consigue por medio de un flujo controlado de aire de neumático que pasa a través del sistema A/A y siendo introducido en las áreas presurizadas.

Outflow: la presión de cabina se mantiene regulando el escape de aire comprimido a través de las válvulas outflow.

La máxima presión diferencial normal de cabina es 7.77 ± 3, permitiendo mantener la presión del nivel del mar en cabina hasta 19.100' y a nivel 370, la altitud de cabina seria 8000'.

Con el avión en tierra el sistema empezará a presurizar cuando las palancas de gases se sitúan para el despegue, en caso de aborto, la cabina comenzara automáticamente a despresurizar cuando las palancas de gases se retrasan.

Si el avión no está en modo de vuelo 60seg. después de que las palancas de gases se sitúen para despegue, la cabina se despresurizará abriéndose las válvulas outflow.

Si falla la energía eléctrica durante el vuelo, las válvulas outflow deben ser operadas manualmente.

La cabina se presuriza ligeramente en la toma de tierra y una señal procedente del relé del control en tierra abrirá la outflow a un régimen controlado durante 20 seg. después de esto las  outflow se abrirán completamente, esto asegura la posibilidad de abrir las puertas para la

evacuación de emergencia en un tiempo razonable.

Válvulas de alivio.-

Válvulas dobles de alivio de presión están instaladas para proteger la estructura del avión contra presurización excesiva o presión de descarga de una posible rotura del conducto de anti-hielo del ala, en caso de fallo de control de presión de cabina las válvulas de alivio limitan la presión diferencial entre 7,95 y 8.25 psi

Válvulas igualadoras de presión.-

Tres válvulas igualadoras de presión en el área del suelo igualan las diferencias de presión entre cabina y bodegas.

Válvula de presión negativa en el mamparo posterior de presión protege al avión contra presión negativa, las juntas de las puertas también se desplazan hacia el interior por la misma razón.

El selector del sistema dos posiciones AUTO1 y AUTO2 permite selectar cualquier sistema para el control de presurización.

Luces azules INOP, se encienden para indicar un fallo en el sistema.

Luz ámbar AUTO INOP, se enciende para indicar un fallo en ambos sistemas, cuando esto ocurre la presurización debe controlarse manualmente.

Indicador de altitud y presión diferencial.-

Tiene una aguja larga y otra corta en dos escalas diferentes.

La aguja larga indica la altitud de cabina en la escala exterior.

La aguja corta indica presión diferencial en la escala interior que indica la diferencia de presión entre la presión de cabina y la presión ambiente.

Luz roja de CABIN ALTITUDE se enciende cuando la altitud de cabina alcanza valores superiores a 10.000' .

Hay que recordar que el controlador de presurización es un sistema doble. Sí el sistema seleccionado falla, la transferencia al otro sistema tendrá lugar automáticamente.

Hielo y lluvia.-

La finalidad de los sistemas de protección contra hielo y lluvia del avión, es:

·       Mantener libres de hielo durante el vuelo los slats del borde de ataque del ala, aletas de morro, bordes de ataque del estabilizador horizontal y entrada de aire de impacto para el intercambiador de calor de los sistemas de A/A.

·       Impedir la formación de hielo en las entradas de aire al motor.

·       Calentar los parabrisas para protección contra hielo, antiempañamiento y aumentar la resistencia al impacto de aves.

·       Mejorar la visión a través de los parabrisas en condiciones de lluvia intensa.

·       Impedir la formación de hielo en los tubos de pitot, tomas estáticas, aletas transductoras de ángulos de ataque, sonda de temperatura de aire de impacto y panel de servicio del sistema de agua.

Cuando se activa el sistema de antihielo de planos, el aire caliente del sistema neumático se envía a los slats del borde de ataque de planos y a las aletas de morro, la entrada de aire de impacto para el A/A  también se calienta con aire caliente.

Cuando se activa el deshielo de cola, el aire caliente entra en los bordes de ataque del estabilizador y se desactiva el sistema de antihielo de planos y aletas de morro, una vez usado este aire es expulsado al exterior,

(NOTA: Exclusivo del MD-87 con 40º de flaps, ambos sistema proporcionan automáticamente tanto deshielo de cola como antihielo de planos y aletas de morro simultáneamente).

El aire caliente se sangra de la etapa 13ª de los compresores de motor.

Las válvulas aumentoras regulan el flujo de aire para satisfacer las demandas de temperaturas del sistema antihielo.

Una válvula reguladora de presión está diseñada para limitar la presión  en el sistema antihielo  a 21 psi.

Una válvula suplementaria de presión se abrirá para un flujo de aire máximo con 40º de flap. Esta válvula regula a 21psi.

Un fallo de energía eléctrica podría causar el cierre de ambas válvulas y dejar inoperativa la protección de hielo.

Cuando el interruptor AIRFOIL esta conectado durante el despegue, el sistema operará solamente después de retraerse la pata tren de morro en la rotación y se energizan la válvula reguladora de presión y aumentoras.

Un solo motor puede entregar aire suficiente para la totalidad del sistema de protección de hielo.

El sistema de antihielo de motor utiliza sangrado de aire a baja presión de la etapa 8ª, éste se utiliza para el antihielo del interior de los álabes, cono de entrada y la sonda P12, el aire utilizado es descargado en la entrada de aire al motor.

Cuando el selector de calefacción de pitot se saca de la posición de off, todos los circuitos se energizan para calentar los tubos de pitot, aletas transductoras de ángulo de ataque, tomas estáticas y sonda de RAT, en tierra el calentador de la sonda de RAT esta anulado a través del relé de control de tierra. La energía procede de las barras de AC y DC para minimizar el efecto de un fallo de barra.

El tubo pitot del CM1 debido a su prioridad se energiza de la barra de emergencia de DC.

Situación de las válvulas de antihielo en caso de perdida de corriente:

Motor:

Las válvulas de antihielo de motor se quedaran en la ultima posición, antes de perder la corriente por lo tanto en caso de tener "ENGINE ANTIICE en ON" las válvulas se quedarán abiertas y aumentando a los

álabes, buje y cowlings, porque la salida de aire es directa.

En OFF no tendríamos engine antiice.

Airfoil:

La válvula airfoil para planos se queda abierta porque esta energizada a CLOSE. Al perder la corriente por muelle se posiciona en OPEN, pero sin corriente no abre el regulador de presión ni la válvula aumentora, por lo tanto perdemos el antihielo de planos y de cola.

Aire Acondicionado:

Al perder la corriente seguimos teniendo los packs operativos pero solo alimentados por la etapa 8ª; no disponiendo de la demanda de la 13ª. No disponemos de ella ya que la aumentora se cierra.

Al perder la corriente, si sube la cabina habría que aumentar potencia para aumentar la presión  de la 8ª etapa.

Sistema de WINDSHEAR:

El sistema windshear esta diseñado para facilitar detección, alerta y guiado durante condiciones peligrosas de windshear, el computador recibe señales de actitud y aceleraciones del computador digital de guiado de vuelo. La información de datos de aire se recibe del computador central CADC.

Durante condiciones de viento adversas, el computador de windshear facilitara guiado a través del computador de guiado de vuelo (DFGC).

La información se presenta en PFD y además esta incorporado al sistema central de avisos orales así como el ground proximity y el stick shaker.

Cuando se detecta windshear se activan los avisos orales y visuales.

Cuando el windshear es negativo un aviso de color rojo aparece en el PFD y una luz rotulada windshear de color rojo se encenderá en el panel de ambos pilotos y el modo de despegue cambiaría a HDG HLD y WND SHR.

El sistema intentará mantener una senda de vuelo inercial de más 1.5º, por encima de 450' de R/A, el sistema puede permitir una senda de vuelo descendente cuando la proximidad al suelo no es factor de peligro.

Por debajo de 450' el computador de windshear facilitará guiado en cabeceo hasta el ángulo de ataque correspondiente a la activación del stick shaker, sólo se permitirá una perdida de altitud, si es necesario para evitar la pérdida.

Cuando el wind shear es positivo, el modo de alabeo permanecerá en TAKE OFF y el modo cabeceo cambiará a WND SHR, durante este tipo de windshear se permitirá que aumente la velocidad. Durante el despegue la velocidad aumentara hasta v2+30 kts. Y en GO AROUND la velocidad aumentara referencia de go around +20 kts, aunque los F/D estén en OFF se facilitará guiado durante un windshear.

Cuando el EPR alcance el 95% de GA, las barras de mando de los F/D aparecerán en pantalla y el guiado es automático, una vez superado la condición de windshear las barras de F/D desaparecerán a menos que el Interruptor WINDSHEAR esté conectado.

El sistema de windshear permanece activado hasta que la velocidad sea v2+20 y el régimen de ascenso sea de 750 fpm. durante 15 seg.

Cuando ya no existan condiciones de windshear, el avión volverá a los modos normales de despegue o los modos que estuvieran activados antes del windshear.