Sección IV SISTEMA DE COMBUSTIBLE

2.32 SISTEMA DE SUMINISTRO DE COMBUSTIBLE.

Cada motor contiene un sistema de succión de combustible individual. El combustible es almacenado en dos tanques intercambiables, resistentes a aterrizajes violentos e impactos de proyectiles. El sistema de combustible consiste de tuberías procedentes de los tanques principales de combustible, válvulas selectoras montadas en el mamparo contra incendios, la bomba cebadora/reforzadora y tanques de combustible y bombas de succión impulsadas por la turbina. La bomba cebadora reforzadora ceba todas las líneas si las mismas han quedado vacías y también actúa como refuerzo de la unidad de potencia auxiliar (APU) para el arranque y operación de la misma. Una válvula selectora, movida por cable desde la palanca selectora ENG FUEL SYS (sistema de combustible de la turbina) en el cuadrante de control de los motores (Figura 2-13) permite el funcionamiento de cualquiera de los motores desde cualquiera de los tanques. Los motores y la APU son alimentadas por succión, la APU es alimentada desde el tanque principal izquierdo por medio de una línea separada. Todas las líneas de combustible son enviadas en la manera más directa. La red de líneas de combustible incluye las válvulas autosellantes contra desgarraduras que contienen combustible en caso de que se estrelle o falle el helicóptero. Todas las líneas de combustible son autosellantes, con la excepción de la línea de combustible de la APU.

2.32.1 Tanques de Combustible. Ambos tanques de combustible son resistentes a aterrizajes violentos, autosellantes e intercambiables. Cada tanque contiene una válvula de vaciado/reabastecimiento de presión, sensores de cantidad y bajo nivel de combustible, válvula desconectadora de nivel alto, válvula desconectadora de nivel bajo, colector de drenaje de la válvula de retención y una válvula de ventilación, autosellante contra desgarraduras. (Consulte la Tabla 2-4 para la capacidad del tanque.) Los drenajes del tanque de combustible se encuentran en los colectores para permitir la remoción de sedimento y agua y proveer muestras de combustible.

2.32.2 Control Selector del Sistema de Combustible del Motor de turbina. Cada sistema de combustible tiene una válvula selectora, operada manualmente a través de la palanca selectora ENG FUEL SYS (sistema de combustible del motor de turbina) en el cuadrante superior de control de los motores (Figura 2-13). Existe una palanca "T" ENG EMER OFF (apague de emergencia del motor de turbina) a cada lado del cuadrante, la cual está dispuesta de tal modo que al halar de la misma se arrastra simultáneamente la palanca selectora ENG FUEL SYS, llevándola a OFF (desactivada). Los selectores ENG FUEL SYS están conectados a las válvulas selectoras de combustible con cables flexibles de baja frición y con movimiento recíproco. Cada palanca se puede accionar a tres posiciones: OFF, DIR y XFD (desactivada, directo, alimentación cruzada). Con los selectores en OFF (desactivado), las válvulas de control están cerradas, sin permitir que el combustible fluya hacia los motores. Cuando los selectores se mueven hacia adelante a DIR, las válvulas selectoras se abren, suministrando flujo de combustible para cada turbina, desde su tanque de combustible individual. Si el tanque está vacío, o si usted desea equilibrar la cantidad de combustible en los tanques, el selector del sistema de combustible del motor de turbina (ENG FUEL SYS) que normalmente se alimenta del tanque de bajo nivel o tanque vacío, se mueve a alimentación cruzada (XFD). Esto conecta esa turbina al otro tanque a través del sistema de alimentación cruzada. Una válvula de retención en cada línea de alimentación cruzada evita que el aire de una línea de combustible del motor de turbina inoperante cruce a la que está en marcha.

2.32.3 Filtro de Combustible. El filtro de combustible del motor de turbina tiene una válvula de desvío y un dispositivo de advertencia de desvío. El filtro está montado en el lado izquierdo delantero de la caja de engranaje de accesorios del motor de turbina. En el alojamiento del filtro se encuentra incorporada una advertencia de desvío inminente en forma de un botón que salta hacia afuera. La válvula de desvío abre para asegurar el flujo continuo de combustible cuando un filtro está obstruido. A la misma vez que la válvula abre, un interruptor eléctrico cierra para iluminar la luz de precaución #1 ó #2 FUEL FLTR BYPASS (desvío del filtro de combustible #1 ó #2). La potencia para operar el sistema de advertencia de derivación proviene de las barras colectoras primarias dc Núm. 1 y Núm. 2, a través de los cortacircuitos marcados NO.1 y NO.2 ENG WARN LTS (luces de advertencia #1 y #2), respectivamente.

Un interruptor de palanca en la consola superior, marcado FUEL PUMP, FUEL PRIME, OFF y APU BOOST (bomba de combustible, cebado de combustible, apagado y refuerzo de la unidad de potencia auxiliar)(Figura 2-7), activa la bomba cebadora/reforzadora y las válvulas de solenoide de cada línea principal de combustible a los motores, así como la válvula de solenoide para la alimentación de combustible a la unidad de potencia auxiliar (APU). Esta modalidad de operación es indicada en el panel de aviso, mediante una luz de aviso marcada PRIME BOOST PUMP ON (bomba cebadora reforzadora activada). La capacidad de la bomba cebadora del helicóptero no es suficiente para cebar una turbina cuando la otra se encuentra funcionando. Por lo tanto, los motores deben cebarse individualmente cuando ambos están apagados. La bomba cebadora/reforzadora es puesta en marcha, y la válvula cebadora del motor de turbina se abre, siempre que el motor de arranque del motor de turbina esté en marcha. De este modo se suministra presión de combustible suficiente para que tenga lugar el arranque. Cuando la velocidad del motor de turbina alcanza la velocidad de desconexión del motor de arranque, se cierra la válvula de cebado de combustible del motor de turbina y la bomba cebadora/reforzadora también deja de funcionar, si el interruptor de la bomba de combustible (FUEL PUMP) está desactivado (OFF). La potencia para operar el sistema cebador/reforzador proviene de la barra colectora de batería a través de un circuito marcado FUEL PRIME BOOST (refuerzo de cebado de combustible).

Todo el combustible interno se indica continuamente con el sistema indicador FUEL QTY (cantidad de combustible) (Figura 2-9). El sistema consiste de dos sensores de unidad de tanque (sondas), una en cada tanque, un acondicionador de doble canal para el indicador de la cantidad de combustible y un sistema de advertencia de bajo nivel con doble canal. Las unidades de tanque están conectadas a los indicadores de cantidad de combustible marcados FUEL QTY 1-2 (cantidad de combustible 1 - 2) en el panel central de instrumentos. Un indicador separado de la cantidad de combustible muestra numéricamente la cantidad total de combustible a bordo. El sistema puede comprobarse oprimiendo el botón FUEL IND TEST (prueba de la indicación de combustible) en el panel de interruptores misceláneos. Las escalas verticales en el indicador FUEL QTY (cantidad de combustible) y los indicadores digitales deben mostrar un cambio, y las luces de precaución Núm. 1 y 2, FUEL LOW (nivel bajo de combustible #1 y #2) en el panel de precaución/ aviso deben destellar. Cuando se suelta el botón, las escalas y el indicador digital regresarán a las lecturas originales. El sistema indicador de la cantidad de combustible es alimentado por la barra colectora primaria ac Núm. 1, por medio de un cortacircuito marcado NO. 1 AC INST (instrumentos ac #1).

2.34.1 Luz de Precaución de Nivel Bajo de Combustible. Dos sensores de nivel bajo, uno en cada sonda, suministran señales que activan dos luces de precaución de nivel bajo que indican #1 FUEL LOW o #2 FUEL LOW (nivel bajo de combustible #1 ó #2) y causan que la luz correspondiente destelle cuando el combustible disminuye a aproximadamente 172 libras en cada tanque. La iluminación de estas luces no significa que queda un período de tiempo fijo antes de que se agote el combustible, pero es una indicación de que existe una condición de nivel bajo de combustible. Las luces de precaución de nivel bajo de combustible son alimentadas por la barra colectora primaria de dc a través de un cortacircuito marcado FUEL LOW WARN (advertencia de nivel bajo de combustible).

2.34.2 Bomba Reforzadora de Combustible. El sistema de combustible del helicóptero contiene una bomba reforzadora de combustible, operada eléctricamente, sumergida en cada tanque de combustible. Cuando las bombas están en marcha, proveen combustible presurizado hacia el orificio de entrada de combustible del motor de turbina. Cada bomba reforzadora es controlada por un interruptor en el panel de control de la bomba reforzadora de combustible (FUEL BOOST PUMP CONTROL) (Figura 2-8). El interruptor de dos posiciones para cada bomba, marcado ON-OFF, activa la bomba para la operación continua, a fin de mantener cierto nivel de presión en la entrada de combustible del motor de turbina, independientemente de la presión de descarga de la bomba reforzadora del motor de turbina. Una luz de aviso de indicando activación de la bomba cerca de cada interruptor de control indica la operación de la bomba. La activación de la luz de la bomba reforzadora es controlada por la presión de la bomba de combustible respectiva. Dos luces de aviso en el panel FUEL BOOST PUMP CONTROL (control de la bomba reforzadora de combustible) indica que la bomba respectiva está en marcha. Una válvula de retención en cada línea de descarga de la bomba evita la recirculación de combustible durante la operación reforzadora de combustible, y evita la pérdida de cebado de la línea de combustible del motor de turbina. Si se ilumina la luz de precaución NO. 1 y NO. 2 FUEL PRESS (presión de combustible) ello indica que es necesario activar las bombas reforzadoras. La energía eléctrica para las bombas reforzadoras procede de las barras colectoras primarias Núm.1 y Núm. 2 de ac, respectivamente, a través de cortacircuitos marcados NO. 1 y NO. 2 FUEL BOOST PUMP (potencia de la bomba reforzadora de combustible Núm. 1 y 2).

2.34.3 Vaciado/Reabastecimiento de Combustible. Un sistema de reabastecimiento/ vaciado a presión efectúa el reabastecimiento y vaciado de ambos tanques desde un punto en el lado izquierdo del helicóptero (Figura 2-26). El reabastecimiento de circuito cerrado usa el sistema de reabastecimiento de combustible a presión y sus componentes. No se requiere potencia eléctrica para el sistema durante el reabastecimiento o vaciado. La válvula de desconexión de tanque lleno, funciona mediante un flotante. Existe un sistema doble de desconexión de nivel alto, que actúa como un sistema de reserva mutua. Las dos válvulas flotantes, para nivel alto, se cierran causando una contrapresión sobre la válvula de llenado/vaciado de combustible en el fondo del tanque, cerrando la válvula de reabastecimiento de combustible. El sistema de desconexión automático por tanque vacío es parte de las funciones de la válvula de flotación para nivel bajo, la cual se abre para permitir la entrada de aire en la línea, cerrando la válvula de vaciado de combustible. Un cuello de llenado entre el fuselaje y la celda de combustible constituye una conexión frágil (de desconexión). El abastecimiento de combustible por gravedad se efectúa a través del cuello de abastecimiento a cada lado del fuselaje, para el tanque respectivo. Los drenajes proveen la capacidad de vaciado de combustible por gravedad.

El sistema primario de control de vuelo se compone del subsistema de control lateral, el subsistema de control longitudinal, el subsistema de control del paso del colectivo, y el subsistema de control direccional. Las entradas de control son transferidas desde la cabina a las palas del rotor mediante enlaces mecánicos y servos hidráulicos. El control del piloto es asistido por el sistema de aumento de estabilidad (SAS), la estabilización de la trayectoria de vuelo (FPS), los servos reforzadores, y las accionadores de cabeceo, balanceo y guiñada. Los controles dobles de la cabina consisten en el bastón cíclico, el bastón colectivo y los pedales. Los controles del piloto y del copiloto se dirigen separadamente a un enlace común, para cada uno de los ejes de control. Las señales (mandos) de los controles de la cabina son conducidas por enlaces mecánicos, a través de los servos de asistencia al piloto, a la unidad mezcladora. La unidad mezcladora combina, suma, y acopla las entradas del cíclico, colectivo, y de guiñada. Suministra señales de salida proporcionales a través de enlaces mecánicos, a los controles del rotor principal y del rotor de cola.

2.35.1 Bastón Cíclico. El control lateral y longitudinal del helicóptero se efectúa, moviendo los bastones cíclicos, a través de varillas de empuje, palancas acodadas y servos al rotor principal. El movimiento (de los bastones) en cualquier dirección inclina el plano de las palas del rotor principal en la misma dirección, causando que el helicóptero se desplace en esa dirección. La empuñadura de cada bastón cílico (Figura 2-14) contiene un interruptor de afinación del bastón, marcado STICK TRIM FWD, L, R y AFT (afinación del bastón, hacia adelante, izquierda, derecha y hacia atrás), un interruptor de ida al aire, marcado GA, un interruptor de liberación de la afinación, marcado TRIM REL, un interruptor para apagar las luces del panel, marcado PNL LTS, un interruptor de liberación de la carga, marcado CARGO REL, y un interruptor transmisor de intercomunicación ICS, marcado RADIO e ICS. Para la descripción completa de estos interruptores en el bastón cíclico, consulte a los sistemas principales.

2.35.2 Bastón de Control de Paso del Colectivo. El bastón colectivo cambia el ángulo de las palas del rotor principal, causando un aumento o disminución en la fuerza de sustentación en el disco de todo el rotor principal. Un control de fricción en la palanca del piloto puede girarse para ajustar la cantidad de fricción y evitar que el bastón colectivo se mueva. El bastón del copiloto se telescopia haciendo girar la empuñadura y empujando el bastón hacia atrás para facilitar el acceso a su asiento. Cada bastón colectivo tiene una empuñadura (Figura 2-14) con interruptores y controles para los varios sistemas del helicóptero. Estos sistemas son: el control de la luz de aterrizaje, marcado LDG LT PUSH ON/OFF EXT y RETR (oprima para activar/desactivar, extraer y retraer); controles de luz de búsqueda, marcado SRCH LIT ON/OFF (activar/desactivar la luz de búsqueda), EXT L, R, y RETR (extraer la izquierda, derecha y retraer); interruptor de control de desconexión del servo, marcado SVO OFF 1ST y 2ND STG (servo desactivado, 1ra y 2da etapa); interruptor de afinación de velocidad del motor de turbina, marcado ENG RPM INCR y DECR (aumento disminución de las RPM del motor de turbina); e interruptor de liberación de emergencia del gancho de carga, marcado HOOK EMER REL; interruptor de control HUD, marcado BRT (brillante), DIM (atenuación), MODE (modo) y DCLT. Todos los interruptores se encuentran dentro del fácil alcance del pulgar izquierdo. Para una descripción completa de interruptores y controles, consulte la descripción del sistema principal.

2.35.3 Unidad Mezcladora. La unidad mezcladora mecánica provee funciones para mezcla de controles que reduce al mínimo el acoplamiento de control inherente. Los cuatro tipos de mezcla mecánica y sus funciones son:

2.35.4 Colectivo/Velocidad Aérea a Guiñada (Acoplamiento Electrónico). Esta mezcla existe en adición a la mezcla mecánica de colectivo a guiñada. Compensa el efecto de torque causado por cambios en la posición del colectivo. Posee la habilidad de disminuir el cambio de paso del rotor de cola, según aumenta la velocidad aérea y el rotor de cola, y el estabilizador curvo se torna más eficiente. Según aumenta la velocidad aérea, ocurre lo opuesto. La computadora del sistema de aumento de estabilidad (SAS)/estabilidad de trayectoria de vuelo (FPS) comanda al accionador de afinación de guiñada a cambiar el paso del rotor de cola, según cambia la posición del colectivo. La cantidad de cambio de paso del rotor de cola es proporcional a la velocidad aérea. El mezclado máximo ocurre de 0 a 40 nudos. Según aumenta la velocidad aérea sobre 40 nudos, la cantidad de mezclado disminuye hasta 100 nudos, después de lo cual no ocurre un mezclado.

2.35.5 Control del Rotor de Cola. El sistema de control del rotor de cola determina el rumbo del helicóptero controlando el paso de las palas del rotor de cola. Las entradas de los pedales de control del piloto o copiloto se transmiten a través de una serie de varillas de control, palancas acodadas, una unidad mezcladora, cables de control y servos hacia la viga de cambio de paso para cambios en el ángulo de paso de la pala. La potencia hidrádulica para el servo del rotor de cola se suministra desde los sistemas hidrádulicos Núm. 1 o de reserva.

2.35.6 Pedales del Rotor de Cola. Los pedales contienen interruptores que, al oprimirse, desacoplan el dispositivo que mantiene el rumbo del estabilizador de trayectoria de vuelo (FPS), a menos de 60 KIAS. El ajuste para la longitud de las piernas del piloto se efectúa tirando de una palanca T, a cada lado del panel de instrumentos, marcada PED ADJ (ajuste de los pedales). Los pedales están equipados con resortes y se moverán hacia el operador al ser liberados. El aplicar presión a ambos pedales simultáneamente moverá los pedales a la posición deseada de las piernas. Después se suelta la palanca para fijar la posición de ajuste del pedal.

Los servos están montados sobre el compartimiento superior encima del área de la cabina, delante de la caja de engranajes principal, en el acceso de control. Existen tres servos del rotor principal con dos etapas redundantes independientes, que sólo tienen el enlace de entrada en común. Si una de las etapas queda inoperante debido a pérdida de la presión, se abrirá una válvula de desvío en la etapa despresurizada, evitando que se produzca un bloqueo hidráulico. Las cargas de control del rotor de cola son compensadas por un servo de rotor de cola de dos etapas montado en la caja de engranajes de cola. Cuando el interruptor TAIL SERVO (servo de cola) está en NORMAL (normal), la primera etapa de dicho servo es alimentada por el sistema hidráulico Núm.1; la segunda etapa será alimentada por el sistema de reserva cuando el interruptor está en BACKUP (reserva). Si la primera etapa queda inoperante, la bomba de reserva se activará para alimentar la segunda etapa. Todas las cargas aerodinámicas, serán entonces compensadas por la segunda etapa. Existen interbloqueos eléctricos que impiden que ambos servos de control de vuelo sean desconectados simultáneamente. Los interruptores de los servos, marcados SVO OFF 1ST STG y 2ND STG (1ra y 2da etapa de los servos desactivados, respectivamente), están en las empuñaduras de los bastones colectivos del piloto y copiloto (Figura 2-14). Si se atasca la válvula de entrada del piloto, se produce una derivación ("bypass") automática. Este hecho es indicado al piloto cuando se ilumina la luz de precaución asociada, PRI SERVO PRESS (presión del servo primario).

2.36.1 Interruptor del Servo de control de vuelo. Los sistemas de servo primarios, de primera y segunda etapa, son controlados por el interruptor del servo, marcado SVO OFF (servo desactivado), en las empuñaduras del bastón colectivo del piloto y copiloto (Figura 2-14). Las posiciones marcadas en los interruptores son 1ST STG y 2ND STG (primera etapa y segunda etapa). Los sistemas de servo operan normalmente con el interruptor en la posición central (activado) que no está marcada. Para desactivar los servos primarios de la primera etapa se coloca el interruptor en SERVO OFF (servo desactivado) en 1ST STAGE (1ra etapa). Para desactivar el servo de la segunda etapa, dicho interruptor se lleva a 2ND STG (2da etapa). Los sistemas están interconectados eléctricamente, a fin de que independientemente de la posición del interruptor, un sistema no se desactive, a menos que haya por lo menos 2350 psi en el otro sistema. La válvula de desconexión de los servos opera con corriente de las barras colectoras primarias Núm. I y Núm. 2 a través de los cortacircuitos marcados NO.1 y NO. 2 SERVO CONTR (control de servo #1 y #2), respectivamente.

2.36.2 Luces de Precaución de Baja Presión del Servo de Control de Vuelo. Las luces de precaución de baja presión hidráulica de los servos de las etapas primera y segunda y del rotor de cola están marcadas #1 PRI SERVO PRESS (presión del servo primario #1), #2 PRI SERVO PRESS (presión del servo primario #2), y #1 TAIL RTR SERVO (servo del rotor de cola #1), y se iluminarán si la presión es menor de su respectivo ajuste del interruptor, o si la válvula de piloto del servo se atasca. Los interruptores de servo y las luces de advertencia operan con corriente directa de las barras colectoras primarias Núm. I y Núm. 2 a través de los cortacircuitos, marcados NO.1 SERVO WARN y NO. 2 SERVO WARN (advertencia del servo #1 y advertencia del servo #2), respectivamente.

2.36.3 Servos de Asistencia al Piloto. Los servos de asistencia al piloto reciben su potencia normalmente del sistema hidráulico Núm. 2. Si la bomba hidráulica Núm. 2 falla, la bomba hidráulica de reserva suministra la potencia a los servos de asistencia al piloto y el accionador de afinación de cabeceo. Las siguientes unidades son servos de asistencia al piloto: servos reforzadores de colectivo, guiñada y cabeceo que reducen las fuerzas de control; y tres (cabeceo, balanceo, guiñada) accionadores del sistema de aumento de estabilidad (SAS) que transfieren la salida de los controladores SAS en acciones de control.

2.36.4 Servo Reforzador. Existen tres servos reforzadores: colectivo, guiñada y cabeceo, instalados entre los controles de la cabina y la unidad mezcladora, que reducen las fuerzas de control de la cabina. Los servos reforzadores del colectivo y de guiñada se conectan o desconectan oprimiendo el botón marcado BOOST (refuerzo) en el panel de interruptores AUTO FLIGHT CONTROL (control de vuelo automático (Figura 2-15). El servo reforzador de cabeceo se conecta cuando el sistema de aumento de estabilidad 1 ó 2 (SAS 1 ó SAS 2) están activados. Las válvulas de desconexión del refuerzo reciben energía eléctrica procedente de la barra colectora esencial de DC a través de un cortacircuito marcado SAS BOOST (reforzador del sistema de aumento de estabilidad).

2.36.5 Controles de Asistencia al Piloto. El Panel AUTO FLIGHT CONTROL (control de vuelo automático) (Figura 2-15), en la consola inferior, contiene los controles para operar los servos de asistencia al piloto y los accionadores. El panel contiene SAS (sistema de aumento de estabilidad)1, SAS 2, TRIM (afinación), FPS (estabilización de la trayectoria de vuelo), BOOST (reforzador) y los interruptores FAILURE ADVISORY/POWER ON RESET (aviso de falla/reponer con potencia). Los interruptores STICK TRIM (afinación del bastón)y TRIM REL (liberación de afinación)en los bastones del cíclico, se operan manualmente, ya sea por el piloto o copiloto.

2.37 SISTEMA DE CONTROL DE VUELO AUTOMATICO (AFCS). El AFCS aumenta la estabilidad y la calidad del manejo del helicóptero. Se compone de cuatro subsistemas básicos: estabilizador, sistema de aumento de estabilidad (SAS), sistemas de afinación (TRIM), y estabilización de la trayectoria de vuelo (FPS). El sistema del estabilizador mejora las calidades de vuelo, cambiando la posición del estabilizador por medio de accionadores electromecánicos en respuesta a las entradas del colectivo, velocidad aérea, régimen de cabeceo y aceleración lateral. El sistema de aumento de estabilidad provee amortiguación a corto plazo en los ejes de cabeceo, balanceo y de guiñada. El sistema de afinación/estabilización de trayectoria de vuelo (TRIM/FPS) provee posición de control y funciones de gradientes de fuerza al igual que las funciones básicas de piloto automático con el FPS acoplado.

El SAS mejora la estabilidad dinámica en los ejes del cabeceo, balanceo y guiñada. En adición, tanto el SAS 1 como el SAS 2, mejoran la coordinación del viraje mediante la derivación de mandos de acelerómetros laterales que junto con las señales del régimen de viraje se envían a sus respectivos canales de guiñada automáticamente a velocidades mayores de 60 nudos. El circuito amplificador SAS 1 opera con 28 vdc de la barra colectora dc esencial a través de un cortacircuito marcado SAS BOOST (reforzador del sistema de aumento de estabilidad) que provee excitación para los componentes electrónicos dentro del amplificador. La potencia AC de la barra colectora esencial ac a través de un cortacircuito marcado SAS AMPL (amplificador del SAS) también se requiere para la operación normal del SAS. El amplificador del SAS utiliza la señal de balanceo del giroscopio vertical para derivar la actitud de balanceo y el régimen de viraje para los mandos de balanceo del SAS, así como un giroscopio de régimen de guiñada, movido con potencia AC, para los mandos de guiñada del SAS. La pérdida de la potencia AC para el giroscopio vertical o el amplificador SAS causa el funcionamiento errático del SAS I debido a la pérdida de la referencia para los demoduladores de AC. Cuando surge esta condición el piloto debe desconectar manualmente el SAS1. En caso de falla del funcionamiento del SAS 2, se interrumpirán las señales al accionador y se iluminará la luz de precaución SAS2 en el panel AUTO FLIGHT CONTROL. Si la falla es de carácter intermitente, la indicación puede eliminarse oprimiendo simultáneamente ambos interruptores POWER ON RESET (reponer con potencia). Si la falla de funcionamiento es continua deberá apagarse el SAS 2. Con el SAS 1 ó SAS 2 desactivado, la autoridad de control del sistema de aumento de estabilidad se reduce a la mitad (5% de autoridad de control). Las fallas de funcionamiento del sistema SAS 1 pueden ser detectadas por el piloto como movimientos erráticos en el helicóptero sin una indicación de aviso de la falla correspondiente. Si se observa una falla de funcionamiento se deberá apagar el SAS 1. La presión hidráulica de los accionadores del SAS está sometida a vigilancia. En caso de pérdida de presión en los accionadores, o si ambos SAS 1 ó SAS 2 están desactivados, se iluminará la luz de precaución SAS OFF (SAS desactivado).

2.37.2 Sistema de Afinación. Cuando la afinación (TRIM) se acopla en el panel AUTO FLIGHT CONTROL (control de vuelo automático), el cabeceo, balanceo y los sistemas de afinación de guiñada se activan para mantener la posición de los controles del cíclico y del rotor de cola. El funcionamiento correcto de la afinación de guiñada requiere que el BOOST (reforzador) en el panel AUTO FLIGHT CONTROLS esté, conectado. Las fuerzas cíclicas laterales y del rotor de cola se ejercen en los accionadores electromecánicos de guiñada y balanceo. Tanto los accionadores de afinación de guiñada como los de balanceo poseen embragues deslizantes para permitir que el piloto o copiloto intervengan con mandos de control, en caso de que se atasque un accionador. Las fuerzas necesarias para sobreponerse a los embragues son de un máximo de 80 libras en guiñada y de un máximo de 13 libras en balanceo. La fuerza longitudinal es ejercida por un accionador electro-hidromecánico operado conjuntamente con la computadora SAS/FPS (sistema de aumento de estabilidad/establización de trayectoria de vuelo). Cuando el piloto aplica una fuerza longitudinal o lateral al bastón cíclico con la afinación (TRIM) conectada, se siente una combinación de retención y gradientes de fuerza. El piloto puede eliminar la fuerza oprimiendo con el pulgar el botón liberador de afinación en la empuñadura del bastón cíclico del piloto o del copiloto. El gradiente del pedal mantiene la posición de éste cada vez que se conecta la afinación. Colocando los pies en los pedales, se oprimen los interruptores de los mismos, eliminando el gradiente de fuerza. Los pedales pueden entonces ser movidos a la posición que se desee y ser liberados. Los pedales permanecerán en esta posición mediante el gradiente de afinación. El accionador del gradiente de afinación de los pedales también incluye un amortiguador para éstos. El amortiguador de los pedales se mantiene conectado en forma continua, separado de la alimentación eléctrica o del interruptor de afinación (TRIM) en el panel AUTO FLIGHT CONTROL (control de vuelo automático). El funcionamiento del sistema de afinación es vigilado constantemente por la computadora SAS/FPS (sistema de aumento de estabilidad/ estabilidad de la trayectoria de vuelo). Si ocurre una falla de funcionamiento en el sistema de afinación, la computadora SAS/FPS desconectará los accionadores de afinación que dirigen el eje afectado y se iluminarán las luces de precaución TRIM FAIL (falla de afinación) y FLT PATH STAB (estabilización de la trayectoria de vuelo). Si la falla es de carácter intermitente, la indicación puede eliminarse oprimiendo simultáneamente ambos interruptores POWER ON RESET (reponer con potencia). Además del botón liberador de la afinación, existe un botón interruptor de cuatro posiciones para la afinación, situado en cada bastón cíclico, que establece una posición de afinación sin desactivar la misma. Cuando el TRIM está activado, la posición de afinación se desplaza en dirección del movimiento del interruptor. El cíclico es movido por el interruptor de afinación en una dirección a la vez. Si está conectado el FPS, el interruptor de afinación cambia la referencia de actitud de cabeceo y balanceo, en lugar de la referencia de posición del bastón cíclico. El dispositivo liberador del sistema de afinación permite al piloto o copiloto operar el helicóptero solamente con fuerzas ligeras sobre los bastones. El interruptor para activar/desactivar la afinación (TRIM) en el panel de control de vuelo automático (AUTO FLIGHT CONTROL), o los interruptores de liberación de afinación (TRIM REL) en las empuñaduras de los bastones cíclicos del piloto y copiloto pueden ser utilizados para liberar la afinación. Cuando el interruptor está en la posición de activación (ON), el sistema de afinación ejerce fuerzas de retención y gradiente para cabeceo, balanceo y guiñada. Cuando se desactiva (OFF), se libera el sistema de afinación y se ejercen fuerzas ligeras de control sobre el cíclico.

2.38.1 Panel de Control del Estabilizador. El panel de control del estabilizador (Figura 2-8), en la consola inferior, provee control eléctrico al sistema del estabilizador. El panel contiene un interruptor MAN SLEW (giro manual), un botón TEST (prueba), y un interruptor AUTO CONTROL RESET (control automático) con una función de reposición mediante un botón de opresión. La modalidad automática permitirá que el estabilizador sea operado automáticamente desde aproximadamente 39° de posición hacia abajo del borde de salida hasta 9° hacia arriba. La operación manual también está restringida a dichos límites. Si ocurre una falla de funcionamiento en la modalidad automática, el sistema cambiará a manual, se apagará la luz ON (activado) en la ventanilla AUTO CONTROL (control automático), se iluminarán las luces de precaución STABILATOR (ebtabilizador) y MASTER CAUTION (precaución maestra), y se escuchará un tono corto repetido intermitente en los audífonos del piloto y copiloto. Será posible obtener de nuevo la modalidad automática oprimiendo AUTO CONTROL RESET (control automático). Si se recupera la modalidad automática, aparecerá ON (activado) en la ventanilla AUTO CONTROL (control automático) y se apagarán las luces de precaución. La modalidad automática del estabilizador se mantiene en estado de energía dentro del amplificador de control del estabilizador. En ciertas ocasiones en que se interrumpe la energía de corriente continua (dc), e.g. al conmutar generadores, es posible encontrar circunstancias en las que se desconectará la modalidad automática. Si se desactiva la modalidad automática a vuelo debido a una falla de potencia de corriente alterna (ca), el helicóptero se desacelera a 80 KIAS antes de restaurarse la potencia. En estos casos se puede oprimir el interruptor STABILATOR AUTO CONTROL (control automático del estabilizador) para restablecer la modalidad automática. El indicador STAB POS (posición del estabilizador) del copiloto puede variar hasta 2° respecto al del piloto. Si no se recupera la modalidad automática, será necesario restaurar las luces de precaución maestra (MASTER CAUTION), desconectando el tono corto intermitente, y controlando el estabilizador manualmente en toda su gama de movimientos, utilizando el interruptor MAN SLEW (giro manual). Cuando se aplica potencia inicial al sistema del estabilizador, el mismo se encontrará en la modalidad automática. El interruptor TEST (prueba) se usa para verificar la función de detección de fallas en la modalidad automática (AUTO CONTROL), y será inoperante por encima de 60 KIAS. Cuando se oprime, el control del estabilizador deberá pasar a la modalidad manual.

2.38.2 Indicador de Posición del Estabilizador. En el panel de instrumentos (Figura 2-9) se encuentran dos indicadores STAB POS (posición del estabilizador). Estos proporcionan a los pilotos una indicación remota de la posición del estabilizador. El alcance del indicador está marcado desde 45° DN (abajo) a 10° UP (arriba). El sistema indicador de posición del estabilizador es alimentado por la barra colectora esencial de ac de 26v a través de un cortacircuito marcado STAB IND (indicador del estabilizador).

2.38.3 Interruptor de Giro Rápido del Estabilizador montado en el Cíclico. Instalado en cada bastón cíclico debajo de la empuñadura (Figura 2-14) se encuentra un interruptor manual de giro rápido del estabilizador. Dicho interruptor les facilita al piloto y al copiloto, el rápido acceso al estabilizador de giro rápido. El interruptor de giro rápido del cíclico está conectado paralelamente con la posición del interruptor MAN SLEW-UP (giro manual hacia arriba) del estabilizador. Cuando el interruptor es accionado, el borde de salida del estabilizador comienza a moverse hacia arriba y continúa hasta que se alcance el tope límite o se libere el interruptor.

Los tres sistemas hidráulicos están diseñados para suministrar presión total de los controles de vuelo. Los componentes de los sistemas hidráulicos son tres módulos de bombas hidráulicas, dos módulos de transferencia, un módulo utilitario, tres servos primarios dobles, un servo doble del rotor de cola, cuatro servos de asistencia al piloto, un acumulador de la unidad de potencia auxiliar (APU), una bomba de mano APU, y una bomba manual de servicio. Existen tres sistemas de suministro de presión hidráulica: Número 1, número 2 y reserva. Todos son completamente independientes y cada uno es completamente capaz de suministrar la presión de control esencial en el vuelo, obteniéndose de este modo la redundancia máxima del sistema. La redudancia completa se logra mediante la bomba de reserva, que suministra energía hidráulica a ambos sistemas Núm. 1 y/o Núm. 2 si fallase una o ambas bombas. Si dos de los sistemas pierden presión ocurrirá una level restricción en el régimen máximo de movimientos de control de vuelo, debido a que una sola bomba estará suministrando potencia hidráulica a ambas etapas. Se ha incluido la función de desconexión automática. Si se mueve el interruptor para desactivar los servos primarios (SVO OFF) (Figura 2-11) a la posición de 1ST STG o 2ND STG (1ra o 2da etapa respectivamente), dicha etapa de los servos primarios quedará desconectada. Cuando se mueve el interruptor SVO OFF (Figura 2-14) a 1^ST STG (1ra etapa), la primera etapa de los servos primarios es desconectada. Una falla de funcionamiento en la segunda etapa provocará que la primera etapa (que había sido desconectada) se active de nuevo automáticamente en caso de que el sistema de reserva no se encargue de la función de la segunda etapa, que ha fallado. Si la segunda etapa se desconecta inicialmente, la secuencia se invierte. Se ha incluido una bomba hidráulica de mano adicional para el sistema de arranque de la unidad de potencia auxiliar (APU).

Los módulos de las bombas hidráulicas son combinaciones de bombas hidráulicas y reservorios. Los módulos de las bombas Núm. 1 y 2 de reserva son idénticos e intercambiables entre si. El módulo de la bomba Núm. 1 está conectado al módulo accesorio izquierdo de la transmisión principal y es accionado por éste. El módulo de la bomba Núm 2 está conectado al módulo accesorio derecho de la transmisión y es accionado por éste. El módulo de la bomba de reserva está conectado a un motor eléctrico y es accionado por el mismo. La parte del reservorio de cada módulo de bomba tiene una ventanilla indicadora de nivel marcada REFILL, FULL y EXPANSION (reabastecer, llenar, y expansión). Una válvula de alivio de presión y sangrado protege a la bomba de presiones excesivas en el sistema de retorno. La bomba posee dos filtros: un filtro de presión y uno de retorno. Un botón indicador rojo en cada filtro saltará hacia afuera cuando la presión suba a 70 ±10 psi por encima de lo normal. El filtro de presión carece de derivación (bypass). El filtro de retorno tiene una válvula de desvío que se abre cuando la presión de retorno alcanza 100 ± 10 psi sobre lo normal. Cada bomba tiene tres válvulas de retención: una en el acoplamiento para uso en tierra, una en el lado de presión y una en el de retorno. Un interruptor de cantidad de fluido, montado en la parte superior de cada bomba, detecta cualquier pérdida de fluido por el sistema correspondiente. Cuando el pistón en el módulo de la bomba desciende hasta la marca REFILL, éste cerrará el interruptor, iluminando una luz marcada RSRV LOW (reservorio bajo). Cada bomba hidráulica tiene dos etiquetas termosensibles en su lado. Cuando se alcanza un nivel de temperatura se torna negro un círculo. En las bombas se utilizan dos tipos de etiquetas. Cuando la etiqueta de temperatura indica que se excedió la temperatura de 116°C(240°F), se debe efectuar una anotación en el Formulario DA 2408-13-1. La aeronave no se debe volar hasta que tome la acción de mantenimiento correcta.

2.40.1 Sistema Hidráulico Núm. 1. El sistema hidráulico número 1 funciona cuando el rotor está girando y alimenta la primera etapa de todos los servos primarios, así como a la primera etapa del servo del rotor de cola. Los componentes del sistema son un módulo de componentes integrados, un módulo de transferencia, servos primarios de primera etapa y un servo primario de rotor del cola. Los servos primarios son controlados por el interruptor SVO OFF (servo desactivado) (Figura 2-14). El interruptor puede apagar la primera o la segunda etapa de los servos primarios pero no ambas a la vez. El servo de la primera etapa del rotor de cola puede ser desactivado manualmente mediante un interruptor de dos posiciones marcado TAIL SERVO (servo de cola), en el panel de interruptores misceláneos (Figura 2-8). Si la cantidad de fluido en el reservorio de la bomba número uno es baja, un microinterruptor completerá un circuito eléctrico para cerrar la servoválvula de la primera etapa del rotor de cola. Si continúa la pérdida de fluido y se ilumina la luz de precaución #1 HYD PUMP, se abrirá la válvula de cierre de la primera etapa del rotor de cola, permitiendo que la presión de reserva alimente a la primera etapa del rotor de cola. Los módulos 1ógicos controlan automaticamente al sistema hidráulico. El servo del rotor de cola es un servo de dos etapas pero, a diferencia de los servos primarios, solamente se presuriza una etapa a la vez.

2.40.2 Sistema Hidráulico Núm. 2. El sistema hidráulico número 2, que también funciona cuando el rotor está girando, alimenta los servos primarios de la segunda etapa y los servos de asistencia al piloto. Los componentes del sistema son el módulo integrado de la bomba, módulo de transferencia, los servos primarios de la segunda etapa y los módulos de asistencia al piloto. Los servos primarios de la segunda etapa pueden ser desactivados manualmente con el interruptor SVO OFF (servo desactivado). Los servos de asistencia al piloto no pueden ser desactivados colectivamente, pero los servos del sistema de aumento de estabilidad (SAS), afinación (TRIM) y refuerzo (BOOST) pueden apagarse manualmente mediante interruptores en el panel de control de vuelo automático (AUTO FLIGHT CONTROL). Si la cantidad de fluido en el reservorio de la bomba número 2 es baja, el servo de asistencia al piloto se torna inoperante. Si continúa perdiéndose fluido, la luz de precaución #2 HYD PUMP (bomba hidráulica #2)se iluminará.

2.40.3 Sistema Hidráulico de Reserva.

El sistema de la bomba hidráulica de reserva suministra presión de emergencia a los sistemas hidráulicos número 1 y/o número 2 siempre que se produce una pérdida de presión. También suministra presión a la etapa número 2 del servo del rotor de cola en caso de pérdida de presión en la primera etapa del servo del rotor de cola, o cuando se produce la indicación #1 RSVR (reservorio) bajo. Este sistema suministra presión hidráulica a todos los componentes de control de vuelo durante los chequeos en tierra. El sistema de reserva también provee presión hidráulica para la recarga automática del acumulador del sistema de arranque de la unidad de potencia auxiliar (APU). El módulo de la bomba del sistema hidráulico de reserva es movido por un motor eléctrico, el cual puede ser alimentado desde cualquier fuente de potencia AC trifásica adecuada. Una válvula interna despresurizadora en el módulo de la bomba de reserva reduce la presión de salida de la bomba durante el arranque del motor eléctrico. Esta válvula descarga el motor eléctrico reduciendo los requisitos de torque a rpm bajas. Después de 0.5 segundos aproximadamente, cuando un generador principal está funcionando, ó de 4 segundos cuando se opera con el generador APU o fuerza externa, se cierra la válvula y se aplican 3000 psi de presión al sistema hidráulico. Esta secuencia reduce la demanda de corriente durante el arranque del sistema de reserva. Interruptores detectores de presión en los módulos de transferencia número 1 y número 2 vigilan constantemente la salida de presión de las bombas número 1 y número 2. La pérdida de presión iniciará la operación de reserva. El sistema provee entonces presión de emergencia para mantener la capacidad total de control del vuelo. Un interruptor en la viga de arrastre del tren de aterrizaje principal izquierdo se encarga de la operación automática de la bomba de reserva cuando el helicóptero se encuentra en el aire, independientemente de la posición del interruptor BACKUP HYD PUMP (bomba hidráulica de reserva), e inhabilita el interruptor térmico de la bomba de reserva. Un interruptor sensible a la presión en el rotor de cola vigila la presión suministrada al servo de primera etapa de dicho rotor. La bomba de reserva puede suministrar presión al servo de primera etapa del rotor de cola si la bomba número 1 pierde presión. Ello provee al piloto un servo de respaldo para el rotor de cola, aún sin el suministro hidráulico primario, o con el nivel bajo del reservorio hidráulico número 1 (#1 HYD RSVR LOW). Si el sistema de reserva queda desprovisto de un fluido debido a una fuga en uno de los sistemas de los servos primarios, el interruptor detector del nivel en el reservorio de reserva iluminará la luz de precaución BACKUP RSVR LOW (nivel bajo del reservorio de reserva), y el piloto deberá desactivar manualmente el sistema primario que presenta la fuga.

El sistema de detección/ aislamiento de fugas (LDI) protege al sistema hidráulico de control de vuelo evitando la pérdida de fluido hidráulico cuando ocurre una fuga. El sistema LDI utiliza interruptores de presión y sensores de nivel de fluido para vigilar el nivel de fluido en la bomba hidráulica, asi como la presión de la bomba para los servos primarios y del rotor de cola, y los servos de asistencia al piloto. Cuando un interruptor de nivel de fluido en el reservorio del módulo de la bomba detecta una pérdida de fluido, el módulo 1ógico sigue la secuencia detallada en la Figura 2-16 con el fin de aislar la fuga. Para realizar esto, el módulo lógico opera las válvulas de cierre requeridas para aislar la fuga y activa la bomba de reserva cuando se requiere. En la cabina se iluminará la luz de precaución de reservorio bajo (RSVR LOW) correspondiente al sistema. La operación de la bomba de reserva y de la(s) válvula(s) de cierre es automática a través del módulo 1ógico. Si después de la secuencia de aislamiento la fuga continúa, la fuga se encuentra en la etapa 1 ó 2 de los servos primarios, y será necesario que el piloto mueva el interruptor desactivador de servo (SVO OFF) a la posición de desconexión apropiada. Si se coloca el interruptor HYD LEAK TEST (prueba de fuga hidráulica) en TEST (prueba), todos los componentes de detección/aislamiento del sistema se chequean eléctricamente. Después que se ha efectuado una comprobación de fugas, se deberá mover el interruptor HYD LEAK TEST momentáneamente a RESET (reponer) para apagar las luces de precaución y aviso que se iluminaron durante la prueba. La luz de aviso BACKUP PUMP ON (bomba de reserva activada) permanecerá iluminada aproximadamente por 90 segundos para un solo acumulador ó 180 para dos acumuladores. Consulte el Capitulo 8 de la Sección II para el procedimiento de prueba. Con excepción del interruptor HYD LEAK TEST (prueba de fuga hidráulica), el sistema de detección de fugas hidráulicas consiste de componentes de los sistemas hidráulicos de la 1ra y 2da etapa y del sistema de reserva. Un contacto del interruptor WOW (brazo oscilante del tren de aterrizaje) impide que se ejecuten pruebas de fugas hidráulicas durante el vuelo. La potencia para operar el sistema de pruebas de fugas hidráulicas procede de la barra colectora primaria número 2 de dc a través de un cortacircuito marcado No. 2 SERVO CONTR (control del servo Núm. 2) y de la barra colectora esencial dc a través de un cortacircuito, marcado BACKUP HYD CONTR (control hidráulico de reserva).

2.42 MÓDULOS DE TRANSFERENCIA. Los módulos de transferencia Núm. 1 y 2, conectan la presión hidráulica de los módulos de las bombas a los servos de control de vuelo. Cada módulo es un conjunto integrado de válvulas de desconexión, interruptores de presión, válvulas de retención y restrictores. Los módulos son intercambiables.

2.42.1 Módulo de Transferencia Núm. 1. Este módulo tiene una válvula de transferencia, un interruptor de presión, una válvula de cierre primaria de la 1ra etapa, una válvula de cierre de la lra etapa del rotor de cola, un restrictor y válvulas de retención. La válvula de transferencia está equipada con resortes en la posición abierta o normal. Si se pierde la presión hidráulica de la primera etapa, la válvula transfiere automáticamente la presión de la bomba de reserva al sistema de la 1ra etapa. La válvula de cierre primaria de la 1ra etapa permite al piloto o copiloto cerrar la presión de 1ra etapa a los servos primarios e impide que ambas etapas sean desconectadas al mismo tiempo. El interruptor de presión ilumina la luz #1 HYD PUMP (bomba hidráulica #1)en el panel de precaución y aviso cuando la presión cae por debajo de 2000 psi y también envía una señal a un módulo 1ógico indicando que la presión se ha perdido en el sistema hidráulico de la primera etapa. El restrictor permite que circule fluido para el enfriamiento en condiciones de ausencia de flujo. Si surge una fuga pasado el módulo de transferencia, las válvulas de retención evitan la pérdida de fluido en el lado de retorno del módulo de transferencia.

2.42.2 Módulo de Transferencia Núm. 2. El módulo de transferencia Núm. 2 es como el Núm. 1, excepto que este módulo abastece de presión a la 2da etapa. La válvula de cierre de asistencia al piloto desconecta la presión del módulo de asistencia al piloto. La válvula de cierre primaria de la 2da etapa desconecta la presión de la 2da etapa de los servos primarios. El interruptor de presión ilumina la luz de precaución #2 HYD PUMP (bomba hidráulica #2)en el panel de precaución/aviso cuando la presión del sistema de la 2da etapa está por debajo de 2000 psi, y en adición envía la señal a un módulo 1ógico, indicando que se ha perdido la presión en el sistema de la 2da etapa.

2.42.3 Módulo Utilitario. El módulo utilitario conecta la presión hidráulica de la bomba de reserva a los módulos de transferencia Núm. 1 y 2, a la 2da etapa del servo del rotor de cola, y al acumulador de la unidad de potencia auxiliar (APU). Un interruptor de presión en el módulo detecta el funcionamiento de la bomba de reserva e ilumina la luz de aviso BACKUP PUMP ON (bomba de reserva activada) en el panel de precaución/aviso. Si el régimen de flujo a través del módulo al acumulador de la APU excede de 1-1/2 gpm, un fusible de velocidad detendrá el flujo.

2.42.4 Módulos Lógicos. Dos módulos lógicos, uno en el panel de relé izquierdo y el otro en el panel de relé derecho, se utilizan para controlar la operación de los sistemas hidráulicos. Los módulos lógicos vigilan continuamente la operación de los sistemas hidráulicos mediante entradas que reciben de los interruptores de presión, los interruptores de nivel de fluido de los motores de las bombas y entradas recibidas de interruptores de control en el sistema hidráulico. Las salidas de los módulos lógicos iluminarán luces en el panel de luces de precaución/ aviso, notificando al piloto la existencia de una falla y/o desactivarán una o más válvulas a consecuencia de una falla de funcionamiento en el sistema. Todas las funciones de conmutación de los módulos 1ógicos hidráulicos son automáticas, excepto en los casos marcados con (+) en la Figura 2-16, que indican acción de parte de los tripulantes.

En el lado derecho del compartimiento superior del helicóptero se encuentra una bomba de mano y una válvula manual selectora para mantenimiento menor del sistema. Consulte la Figura 2-25 para el mismo. Los tres niveles de los reservorios del sistema hidráulico pueden verse desde la posición de la bomba de llenado. El reservorio de la bomba de mano contiene un vidrio de inspección por encima de la manivela de la bomba. Una marca de nivel de 1 cuarto indica la necesidad de rellenar. Consulte la Sección XV de este capítulo para información sobre el mantenimiento menor.

Un subsistema neumático que funciona con el aire sangrado tomado de los motores de la unidad de potencia auxiliar (APU) o de una fuente neumática externa se utiliza para hacer funcionar los motores de arranque de los motores principales, para el funcionamiento del sistema de calefacción y para el traslado de combustible desde los tanques de alcance extendido. El aire sangrado procedente de los motores principales se utiliza en la operación del subsistema de antihielo de la entrada de los motores. El subsistema de la calefacción y los tanques de combustible para alcance extendido utilizan aire sangrado suministrado por los motores principales durante el vuelo, y en tierra, utiliza aire de dichos motores, de la APU o procedente de una fuente externa. El subsistema contiene válvulas de retención en cada fuente de aire sangrado, y una válvula de cierre en cada motor principal.

El tren de potencia se compone de entradas procedentes de dos motores, una transmisión principal, caja de engranaje intermedia, cajas de engranajes de cola y los ejes de interconexión. La potencia de los motores se transmite al módulo de la transmisión principal a través de módulos de entrada. La transmisión principal está montada encima de la cabina entre los dos motores principales (Figura 2-1). Sobre ella está instalado el cabezal del rotor principal que es además movido por dicha transmisión. La transmisión principal cambia el ángulo de la fuerza motriz procedente de los motores, reduce las rpm de esta, acciona el eje impulsor del rotor de cola y además suministra la fuerza motriz al módulo accesorio. La transmisión principal consiste de cinco módulos: dos módulos de entrada, el módulo principal; y dos módulos accesorios. La transmisión principal tiene una inclinación delantera integrada de 3°.

2.45.1 Módulo de Entrada. Los módulos de entrada están montados en la parte frontal, a la izquierda y derecha del módulo principal, y soportan el frente de los motores. Contienen un piñón y engranaje cónicos de entrada, y una unidad de desembrague. Esta unidad permite una desconexión rápida de los motores durante la autorrotación, o en caso de que una turbina esté inoperante el modulo accesorio continuará siendo movido por el rotor principal. El módulo de entrada proporciona la reducción del primer engranaje entre los motores y el módulo principal.

En la sección delantera de cada módulo de entrada se encuentra instalado un módulo accesorio. Cada módulo accesorio provee el lugar de instalación y accionamiento para un generador eléctrico y un conjunto de bomba hidráulica. Un sensor de velocidad del rotor, montado en el módulo derecho de accesorios, emite señales para el VIDS. En el UH-60L se encuentra montado, un sensor adicional de velocidad del rotor, sobre el módulo de accesorio izquierdo que emite señales al DEC para una reacción de la caída transitoria de las RPM del rotor.

El módulo principal contiene los conjuntos de engranajes necesarios para mover el rotor principal y los sistemas del rotor de cola. Provee una reducción en velocidad desde el módulo de entrada al módulo principal y el eje impulsor de cola.

La transmisión incorpora un sistema integral de lubricación con colector de aceite enfriado y filtrado a todos los cojinetes y engranajes. Los generadores de ac en los módulos accesorios también reciben aceite para enfriamiento. El aceite a presión es suministrado a través de líneas perforadas internas, excepto en el caso de las líneas de presión y retorno del enfriador del aceite. Consulte el diagrama de servicio para las especificaciones del aceite y mantenimiento (Tabla 2-4). El sistema de lubricación incluye dos bombas de lubricación que son del tipo combinado de presión y barrido, operando paralelamente. La transmisión principal puede funcionar a vuelo de crucero durante 30 minutos con pérdida de todo el aceite. La presión del aceite de la transmisión principal puede fluctuar cuando la nave esté en una actitud de nariz elevada (por ejemplo: aterrizajes en declives o en vuelo estacionario con el centro de gravedad extremadamente hacia atrás). Existen válvulas reguladoras de presión y válvulas de derivación ("bypass") que protegen el sistema de lubricación devolviendo el aceite con presión excesiva nuevamente al lado de entrada de la bomba. El filtro de aceite de dos etapas y varios coladores en el colector impiden la contaminación. El filtro de aceite tiene un indicador de derivación visual inminente (botón rojo) que salta cuando se contamina el filtro de primera etapa. Cuando el botón está sobresalido será necesario reemplazar el elemento de filtro para restituir el indicador a su posición previa. Un bloqueo térmico impide que el botón sobresalga cuando el aceite está frío y espeso. El enfriador de aceite utiliza un soplador movido por el eje impulsor del rotor de cola para enfriar el aceite antes de que penetre en los distintos módulos. El enfriador del aceite posee una válvula termostática de desvío que dirige el flujo del aceite alrededor del enfriador cuando la temperatura del aceite está por debajo de 71° ± 1°C. Existen otros sistemas de advertencia y vigilancia en la transmisión principal: luces de precaución MAIN XMSN OIL TEMP y PRESS (temperatura y presión de aceite de la transmisión principal), y los indicadores de temperatura de aceite XMSN TEMP y PRESS (temperatura y presión de la transmisión). En el módulo izquierdo de accesorios, en el punto más lejano de las bombas, hay un interruptor de presión de aceite que ilumina la luz de MAIN XMSN OIL PRESS (presión de aceite de la transmisión principal) al bajar la presión a 14±2 psi. El sistema de aviso de la temperatura del aceite de la transmisión es activado por un interruptor de temperatura del aceite en la entrada del enfriador del aceite al módulo principal, cerca de la brida del eje impulsor de despegue para la cola. Se iluminará una luz de precaución MAIN XMSN OIL TEMP (temperatura de aceite de la transmisión principal)cuando la temperatura del aceite de la transmisión alcance 120°C. La temperatura para el indicador es detectada entre el colector y la bomba. Se toman lecturas de presión en el múltiple del módulo principal. La potencia eléctrica para los sistemas de advertencia, excepto la detección de partículas, proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 dc, a través del cortacircuito MAIN XMSN (transmisión principal) en el panel superior de cortacircuitos.

2.46.1 Indicador de Temperatura de Aceite de la Transmisión. El indicador de temperatura de aceite de la transmisión marcado XMSN TEMP (temperatura de la transmisión) es parte de la unidad indicadora central (Figura 2-9). Consulte el Capítulo 5 para las limitaciones. La potencia para operar el indicador de temperatura y la luz de precaución MAIN XMSN OIL TEMP (temperatura de aceite de la transmisión principal) proviene de las barras colectoras primarias ac Núm. I y 2 a través de los convertidores de señales de datos, y de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc a través de un cortacircuito, marcado MAIN XMSN (transmisión principal).

2.46.2 Indicador de Presión de Aceite de la Transmisión. El indicador de la presión de aceite de la transmisión marcado XMSN PRESS (presión de la transmisión)es parte de la unidad indicadora central (Figura 2-9). Consulte el Capítulo 5 para las limitaciones. La potencia para operar el indicador de presión y la luz de precaución MAIN XMSN OIL PRESS (presión de aceite de la transmisión principal) procede de las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 de ca, a través del convertidor de señales de datos, y de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc a través de un cortacircuito, marcado MAIN XMSN (transmisión principal).

2.46.3 Detector de Limalla/ Sistema Quemador de Residuos. El detector de limalla de la transmisión principal está conectado a un relé con retardo de 30 segundos que se activará cuando haya estado presente una limalla durante aproximadamente 30 segundos. El relé con retardo de 30 segundos asegura que no se produzcan alarmas por condiciones transitorias o debido a partículas originadas por el desgaste normal, que pueden ser arrastradas por el flujo o quemadas. La función para quemar residuos quedará desactivada cuando la temperatura del aceite alcance 140°C. No obstante, la detección magnética continuará, para activar la luz (o luces) de precaución CHIP (limalla).

El sistema detector de limalla en la transmisión consiste en detectores de limalla y supresión de residuos en las tomas izquierda y derecha, módulos accesorios izquierdo y derecho, y en el módulo de la caja de engranajes principal, así como luces de precaución marcadas CHIP INPUT MDL-LH, CHIP INPUT MDL-RH, CHIP ACCESS MDL-LH, CHIP ACESS MDL-RH o CHIP MAIN MDL SUMP (LIMALLA EN MÓDULO DE ENTRADA IZQUIERDO, MÓDULO DE ENTRADA DERECHO, LIMALLA EN MÓDULO ACCESORIO IZQUIERDO, MÓDULO ACCESORIO DERECHO, O LIMALLA EN COLECTOR DE ACEITE DEL MÓDULO PRINCIPAL, respectivamente). Existen cinco detectores de limalla que proveen aviso de la presencia de limallas en cualquiera de las cinco áreas del sistema de la transmisión principal. Los helicópteros equipados con detectores de limalla BIT automáticamente efectuarán una prueba de circuito continuo de las luces del panel de precaución/aviso del detector de limalla después que se activa (ON) el interruptor BATT. Las luces de precaución CHIP INPUT MDL-LH, CHIP ACCESS MDL-LH, CHIP INT XMSN, CHIP TAIL XMSN, CHIP INPUT MDL-RH y CHIP ACCESS MDL-RH (LIMALLA EN EL MÓDULO DE ENTRADA IZQUIERDO, LIMALLA EN EL MÓDULO ACCESORIO IZQUIERDO, LIMALLA EN LA TRANSMISIÓN INTERMEDIA DEL ROTOR DE COLA, LIMALLA EN LA TRANSMISIÓN DEL ROTOR DE COLA, LIMALLA EN EL MÓDULO DE ENTRADA DERECHO Y LIMALLA EN EL MÓDULO ACCESORIO DERECHO) se iluminarán inmediatamente y permanecerán encendidas de 45 a 70 segundos y luego se apagarán, indicando que existe un circuito continuo (verifica que está en buena condición). La luz de precaución CHIP MAIN MDL SUMP (LIMALLA EN EL DEPÓSITO PRINCIPAL) se iluminará después de una demora de 30 segundos y permanecerá encendida por 30 segundos adicionales; luego se apagará, indicando que existe un circuito continuo (verifica que esté en buena condición). También existe una función para quemar residuos que elimina falsos avisos debido a residuos y pequeñas partículas. Cuando se detecta una limalla que no se quema, dicha partícula metálica activa el sistema de detección y se ilumina una luz de precaución. Los tapones magnéticos del sistema detector de limalla atraen las partículas ferrosas de limalla en cualquiera de los lugares donde hay detectores instalados. Siempre que se detecte una partícula se iluminará una luz de precaución de limallas. El piloto o el personal de mantenimiento deberá chequear el panel de precaución/aviso antes de desconectar la corriente, para determinar la localización de la limalla. El detector de limalla para el colector de aceite del módulo principal se encuentra en el punto más bajo del sistema de aceite. El sistema es alimentado por la barra colectora de dc a través de un cortacircuito en la consola superior, marcado CHIP DET (detector de limalla).

El eje motriz que conecta el módulo principal con la caja de engranajes del rotor de cola consta de seis secciones. Los ejes impulsan el soplador del enfriador del aceite y transmiten el torque al rotor de cola. Cada eje es de aluminio tubular y está balanceado dinámicamente. Entre las distintas secciones se emplean acoplamientos de discos multiples (flexibles) que eliminan la uniones universales. Los ejes son balisticamente resistentes a impactos de proyectiles y están suspendidos en cuatro puntos, mediante cojinetes con amortiguación viscosa montados en placas ajustables y atornillados a ménsulas de soporte en el fuselaje.

2.47.1 Caja de Engranajes Intermedia. La caja de engranajes intermedia, lubricada con aceite, se encuentra instalada en la base del pilón (Figura 2-1). Esta transmite el torque y reduce la velocidad del eje desde la caja de engranajes principal hasta la caja de engranajes de cola. La caja de engranajes intermedia puede funcionar en vuelo crucero por 30 minutos, aún después de haber perdido todo el aceite. Posee un sensor interno de temperatura y detector de limalla/supresor de residuos de metal, que detecta las partículas metálicas y las condiciones de sobretemperatura de la caja de engranaje, para iluminar las luces del panel de precaución, marcadas CHIP INT XMSN (limalla en transmisión intermedia) y INT XMSN OIL TEMP (temperatura del aceite de la transmisión intermedia).

2.47.2 Caja de Engranajes de Cola. La caja de engranajes de cola lubricada con aceite (Figura 2-1) en la parte superior del pilón de cola transmite el torque al cabezal del rotor de cola. Esta caja de engranajes suministra el punto de montaje para el rotor de cola, cambia el ángulo de accionamiento y proporciona reducción por engranajes. También permite cambios de paso de las palas del rotor de cola a través del sistema del control de vuelo. El alojamiento de la caja de engranaje es magnesio. La caja del rotor de cola puede funcionar en vuelo de crucero por 30 minutos, aún después de haber perdido todo el aceite. Posee un sensor interno de temperatura y detector de limalla/supresor de residuos de metal, que detecta las partículas metálicas y las condiciones de sobretemperatura de la caja de engranajes, iluminando luces en el panel de precaución marcadas CHIP TAIL XMSN (limalla en transmisión de cola) y TAIL XMSN OIL TEMP (temperatura del aceite de la transmisión de cola).

2.47.3 Sistemas de Temperatura/Limalla en las Cajas de Engranaje Intermedia y de Cola. Las cajas de engranaje intermedia y de cola contienen sensores idénticos de temperatura/limalla que envían indicaciones a la cabina si la temperatura en la caja de engranajes es excesiva, o si hay una limalla presente. Los detectores de limalla incorporan la capacidad de quemar residuos, que elimina las falsas alarmas debido a éstos o a pequeñas partículas. Si se detecta una limalla y no se quema, se iluminará una luz de precaución en el panel de precaución/aviso, indicando CHIP INT XMSN o CHIP TAIL XMSN. La energía para operar el sistema detector de limalla procede de la barra colectora esencial de dc a través de un cortacircuito marcado CHIP DET (detector de limalla). El sensor de temperatura es una cinta bimetálica que reacciona a las distintas temperaturas. Cuando la temperatura del aceite alcanza 140°C un interruptor se cierra para activar una cápsula de precaución en la cabina, marcada INT XMSN OIL TEMP o TAIL XMSN OIL TEMP. La energía para operar el sistema de temperatura procede de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc a través de un cortacircuito marcado MAIN XMSN (transmisión principal).

El sistema del rotor consiste de un rotor principal y de cola. Ambos sistemas están impulsados por los motores de turbina a través del sistema de transmisión, con el paso controlado por el sistema de control de vuelo.

El sistema del rotor principal consiste de cuatro subsistemas: las palas del rotor principal, el cubo, los controles de vuelo y el absorbedor bifilar de vibraciones. Las palas del rotor principal son cuatro, con largueros de titanio, y están montados en husillos sostenidos por cojinetes elastoméricos contenidos dentro un cubo de una sola pieza de titanio. Los cojinetes elastoméricos permiten a las palas aletear, adelantarse y rezagarse. El movimiento de rezagado es controlado por amortiguadores hidráulicos y el paso de las palas se controla mediante varillas de control ajustables que son movidas por el plato universal. Cuando el rotor no está girando, las palas y husillos descansan sobre topes de caída estática montados en el cubo. Existen unos retenes en la parte superior denominados, topes antialeteo que detienen el movimiento de aleteo causado por el viento. Ambos topes se acoplan a medida que el rotor disminuye su rotación durante la parada de los motores. En la unión del husillo de cada pala hay pasadores de fijación que pueden retirarse para plegar las palas hacia la parte trasera del fuselaje. El absorbedor bifilar de vibraciones reduce la vibración del rotor en el mismo. El absorbedor está montado en el extremo superior del cubo y consiste en una placa de cuatro brazos con contrapesos unidos a ella. Hay unos amortiguadores instalados entre cada uno de los módulos de husillos del rotor principal y el cubo, con el fin de restringir los movimientos (de adelanto y regazo) de las palas del rotor principal durante la rotación, así como para absorber las cargas sobre el cabezal del rotor durante el arranque. Cada amortiguador recibe fluido hidráulico a presión desde un reservorio situado al lado del amortiguador. El reservorio posee un indicador que señala la cantidad de reserva de fluido. Si el amortiguador ha recibido mantenimiento completo, el indicador mostrará un color totalmente dorado.

2.49.1 Palas del Rotor Principal. Las cuatro palas del rotor principal emplean un larguero de titanio en su miembro estructural principal. La estructura posterior al larguero consiste en un revestimiento de fibra de vidrio, un rellenador en forma de panal de Nomex y un borde de salida de grafito y fibra de vidrio. El borde delantero de cada pala posee una tira antiabrasiva de titanio, cuya porción externa está protegida por una tira de niquel reemplazable. Incluidas en la estructura del borde de salida de las palas hay unas mantas electrotérmicas que se emplean para el deshielo. Un indicador (Figura 2-17- Blade Inspection Method (BIM®)) de método de inspección de las palas se encuentra instalado en la base de cada pala, por el lado del borde de salida de la misma, para indicar visualmente cuando la integridad estructural de la pala se ha degradado. Si se produce una rajadura en el larguero o una fuga en un sello se escapará nitrógeno del larguero. Cuando la presión cae por debajo de un mínimo, el indicador mostrará franjas rojas. En cada indicador BIM hay una palanca de prueba manual instalada para proveer un chequeo de mantenimiento. Las palas están unidas al cabezal del rotor mediante dos pasadores expansivos-de liberación rápida, que no requieren herramientas para ser retirados o colocados. Con el fin de ahorrar espacio, todas las palas pueden ser plegadas hacia atrás y abajo a lo largo del cono de cola. Durante las operaciones de amarre, las palas pueden atarse mediante un accesorio en la parte inferior de cada una.

2.49.2 Seguro Antirráfagas del Rotor Principal. El seguro antirráfagas impide la rotación de las palas cuando el helicóptero está estacionado. El seguro antirráfagas está diseñado para resistir el torque de una turbina funcionando en IDLE (marcha lenta), permitiendo de este modo, chequeos de mantenimiento del motor de turbina independientes de la rotación del tren impulsor. El sistema de cierre consiste de una palanca de cierre en la parte trasera de la cabina (Figura 2-5), una luz de precaución GUST LOCK (seguro antirráfagas) en el panel de precaución y aviso (Figura 2-9), un dispositivo de cierre y dientes en el reborde de toma de fuerza para el rotor de cola en la transmisión principal. El cierre se deberá aplicar solamente cuando el sistema de rotores se encuentra estacionario; y solamente se podra liberar cuando ambos motores estén apagados. La barra colectora Núm. 1 de dc alimenta la luz de advertencia a través de un cortacircuito marcado LIGHTS ADVSY (aviso de luces).

El sistema de las palas del rotor transversal de cola provee la acción antitorque y el control direccional. Las palas están hechas de grafito y fibra de vidrio. El movimiento de aleteo y el cambio de paso de la pala se logran mediante la deflexión del larguero de la pala, hecho de fibra de grafito flexible. Esta característica elimina el uso de cojinetes y lubricación. El larguero es un miembro continuo que va desde el extremo de una pala hasta el extremo de la pala opuesta. En el borde de salida de la pala se han incluido unas mantas electrotérmicas que se emplean para el deshielo. El cabezal del rotor de cola y las palas están instalados en el lado derecho del pilón de cola, en un ángulo de 20° hacia arriba. Además de proveer control direccional y reacción de antitorque, el rotor de cola proporciona 2.5% de la fuerza de sustentación total en un vuelo estacionario. Un dispositivo cargado con resortes del sistema de control del rotor de cola proporcionará el ajuste de las palas del rotor de cola para un vuelo balanceado con un ajuste de potencia de crucero en caso de una pérdida completa del control del rotor de cola.

El cuadrante del rotor de cola cola contiene microinterruptores para iluminar una luz de precaución marcada TAIL ROTOR CUADRANT (cuadrante del rotor de cola) si un cable de rotor de cola se parte. La potencia eléctrica para operar el sistema de advertencia es suministrada por la barra colectora primaria núm. 1 de dc a través de un cortacircuito marcado T RTR SERVO WARN (advertencia del servo del rotor de cola). Si se apaga el helicóptero y/o se retira la potencia hidráulica con una falla del cable del rotor de cola, ocurrirá una desconexión del otro cable de rotor de cola cuando la fuerza del servo reforzador no pueda reaccionar contra la tensión del resorte del cuadrante del cable de control. El resorte del cuadrante desplazará el cable y el pistón del servo reforzador, lo suficiente como para separar el cable del cuadrante.

Existen dos limpiaparabrisas instalados y operados eléctricamente, uno en el parabrisas del piloto y uno en el del copiloto (Figura 2-1). Ambos brazos de los limpiaparabrisas son accionados por un motor común a través de enlaces flexibles y convertidores. La potencia para operar el sistema de limpiaparabrisas procede de la barra colectora Núm. 1 ac a través de un cortacorcuito marcado WSHLD WIPER (limpiaparabribas).

El control del limpiaparabrisas se efectúa a través de un interruptor rotativo equipado con resortes en la consola superior (Figura 2-7). El interruptor está identificado WINDSHIELD WIPER, con posiciones marcadas PARK-OFF-LOW-HI (estacionado, desactivado, baja o alta velocidad). Cuando el interruptor se activa de OFF a LOW o HI, los limpiaparabrisas operarán en la velocidad correspondiente. Los limpiaparabrisas se detendrán en cualquier posición cuando se mueva el interruptor a OFF. Si se coloca el interruptor en PARK, los limpiaparabrisas regresarán al marco interior del parabrisas y se detendrán ahí. Cuando el interruptor es soltado, regresa a OFF.

No permita que se acumule hielo en el parabrisas, ya que el desprendimiento del mismo puede causar FOD (daños por objetos extraños) en los motores de turbina. El hielo y empañamiento en el parabrisas del piloto, copiloto y central (en helicópteros equipados con sistema de antihielo del parabrisas central) se eliminan eléctricamente. Existen unos conductores transparentes empotrados entre las láminas del parabrisas, que producen calor cuando se les aplica potencia eléctrica. La temperatura de cada panel es controlada a un nivel de aproximadamente 43°C (109°F). El circuito monitor de fallas del sistema antihielo del parabrisas evita que el mismo se queme cuando la temperatura del parabrisas está por encima de 43°C (109°F). Si aumenta el calor, el circuito monitor apagará el sistema. Tres interruptores: uno para el piloto, uno para el copiloto y uno para el parabrisas central (si está equipado así), se encuentran instalados en la consola superior (Figura 2-7) y están marcados WINDSHIELD ANTI-ICE-PILOT-OFF-ON y COPILOT-OFF-ON (antihielo del parabrisas del piloto, copiloto (respectivamente) activado -desactivado. En los helicópteros equipados con antihielo del parabrisas central existe un interruptor adicional que controla dicho parabrisas y está marcado WINDSHIELD ANTI-ICE CTR-OFF-ON (antihielo parabrisas central desactivado - activado). La potencia para operar el sistema de antihielo procede de las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 de ac, a través de cortacircuitos marcados CPLT WSHLD ANTI-ICE y PILOT WSHLD ANTI-ICE (antihielo del parabrisas del copiloto y piloto, respectivamente). En los helicópteros equipados con antihielo del parabrisas central, los cortacircuitos del parabrisas del piloto y central están marcados WINDSHIELD ANTI-ICE PILOT Y CTR. La potencia para controlar el sistema de antihielo procede de las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 de dc, a través de los cortacircuitos marcados CPTL WSHLD ANTI-ICE y PILOT WSHLD ANTI-ICE, respectivamente. En los helicópteros equipados con el sistema de antihielo del parabrisas central, los cortacircuitos de control para el parabrisas central y del piloto se encuentran en la barra colectora primaria dc Núm. 2 y está marcado WINDSHIELD ANTI-ICE PILOT y CTR. Si el generador de la APU es la única fuente generadora de potencia ac, la bomba de reserva y el antihielo del parabrisas no se pueden usar simultáneamente.

La calefacción del tubo pitot es suministrada por elementos de calefactores dentro de cada cabezal de tubo pitot. La potencia para operar ambos elementos es controlada por un solo interruptor en la consola superior, marcado PITOT HEAT OFF y ON (calentador pitot desactivado y activado). Cuando el interruptor está colocado en ON, la corriente fluye hacia los elementos de calefactores. Los sensores de corriente en los circuitos detectan el flujo de corriente y mantienen las luces de precaución, marcadas LFT PITOT HEAT y RT PITOT HEAT, apagadas. Si el elemento calefactor falla, el sensor de corriente detectará que no hay flujo de corriente, e iluminará la luz de precaución para ese tubo pitot. La potencia para operar los calefactores del tubo pitot proviene de la barra colectora primaria de ac Núm. 2 para el tubo pitot derecho, a través de un cortacircuito marcado RT PITOT HEAT (calefacción del pitot derecho), y de la barra colectora primaria Núm. 1 de ac para el tubo pitot izquierdo, a través de un cortacircuito marcado LEFT PITOT HEAT (calefacción del pitot izquierdo). La potencia para operar las luces de precaución proviene de la barra colectora primaria Núm 1. de dc, a través de un cortacircuito marcado No. I ENG ANTI-ICE (antihielo del motor de turbina Núm. 1.)

El equipo de deshielo de las palas del rotor (Figura 2-18), consiste de lo siguiente: panel de control de deshielo, panel de prueba de deshielo, controlador del sistema, distribuidor de potencia, anillos rozantes principal y de cola, elementos calefactores principal y de cola, calefactores de topes de caída, luces de precaución, sensor de temperatura ambiental externa (OAT), una línea modificada sensora de temperatura ambiental y un subsistema medidor del régimen de formación de hielo. El sistema de deshielo de las palas provee mejoras en el rendimiento de la misión en condiciones de hielo aplicando la potencia eléctrica controlada a los elementos calefactores integrantes en las palas del rotor principal y de cola, causando que se derrita la capa de hielo, permitiendo el desprendimiento simétrico del hielo. Los calefactores de topes de caída aplican calor a los pasadores de bisagra de los topes de caida, para prevenir el congelamiento y permitir la operación correcta. Los calefactores reciben potencia eléctrica continuamente siempre que el sistema de deshielo de las palas esté en operación, ya sea con el interruptor de potencia en ON o con el sistema en la modalidad TEST (PRUEBA). El sistema de deshielo de las palas, excluyendo la falla del EOT (tiempo que está encendido el elemento) se puede chequear en tierra usando el generador de la APU. Para prevenir una sobrecarga del generador cuando está funcionando solamente la APU, se ha instalado un sistema de intercierre que impide la prueba de deshielo de las palas si la bomba de reserva está en operación. Si la bomba de reserva debe estar activada durante el ciclo de prueba, la luz de precaución MR DE-ICE FAIL (falla de deshielo del rotor principal) se encenderá inmediatamente, alertando la tripulación de un intento de prueba inválido. El ciclo de prueba se debe iniciar otra vez. El sensor OAT, instalado debajo del parabrisas, provee una señal al controlador para el EOT de los calefactores de las palas del rotor. La señal se desarrolla por medio de un sensor OAT pasivo, usando un detector de temperatura con resistencia de platino como el elemento calefactor. Mientras más baja sea la resistencia del sensor OAT, más prolongado será el EOT. Para reducir los requisitos de potencia, se descongelan las palas en ciclos. La potencia para operar el deshielo de las palas proviene de las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 de ac y de las barra colectora primaria Núm. 2 dc a través de cortacircuitos marcados ICE-DET, DE-ICE CNTRLR, y DE-ICE PWR RAIL ROTOR, en el panel de cortacircuitos para la preparación de la misión en la cabina. La potencia principal del deshielo de las palas se envía a través de limitadores de corriente en la caja de unión de deshielo. Cuando un generador principal falla, la potencia de deshielo puede ser suministrada por el generador de la unidad de potencia auxiliar (APU).

2.54.1 Operación del Sistema de Deshielo de las Palas. El detector es operacional siempre que se aplica potencia al helicóptero. El detector de hielo detecta la acumulación de hielo en una sonda vibradora al ocurrir un cambio en la frecuencia de la sonda. El cambio de la frecuencia es procesado por un medidor del régimen de formación de hielo. Este medidor provee una indicación visual de la intensidad de la acumulación de hielo, T (trazas), L (leve) azul, M (moderada) amarillo, y H (pesada) roja. En adición, el medidor de régimen de acumulación de hielo envía una señal a la luz de precaución ICE DETECTED (hielo detectado) cuando el interruptor BLADE DE-ICE POWER (potencia de deshielo de las palas) está desactivado, informando así al piloto del requisito de activar el sistema. Cuando el sistema ha sido encendido colocando el interruptor POWER (potencia) en ON, el calefactor aspirador detector de hielo se activa, y la luz de precaución ICE DETECTED se apaga. Si el interruptor MODE está en AUTO, el medidor de régimen envía una señal del régimen de formación de hielo al controlador. El controlador procesa la señal del régimen de formación de hielo para producir el tiempo de desconexión del elemento, y la señal OAT para producir el EOT del calefactor. El controlador envía señales de comando a través de los anillos rozantes del rotor principal al distribuidor del sistema, el cual responde a las señales del controlador cambiando la potencia en secuencia hacia las zonas de calefacción de las palas del rotor principal. La potencia de las palas del rotor de cola es cambiada directamente por el controlador y enviada a través de los anillos rozantes del rotor de cola hacia las palas del rotor de cola. No se require un distribuidor de las palas de cola, ya que la potencia es aplicada a las cuatro palas de cola simultáneamente. El panel de control de deshielo contiene un interruptor giratorio que permite el control automático o manual del tiempo de desconexión del elemento calefactor de las palas. En la modalidad AUTO (automático), la señal del régimen de acumulación de hielo es pasada al controlador, lo que resulta en variaciones del tiempo de desconexión proporcionales al régimen de acumulación de hielo. En la posición MANUAL, T, L, o M, se transmiten señales fijas al controlador, resultando en un tiempo fijo de desconexión del elemento. Las fallas del subsistema del régimen de hielo son indicadas por la aparición de una bandera FAIL en la carátula del medidor de régimen, requiriendo la operación del sistema de deshielo de las palas en una de las tres modalidades manuales. La modalidad MANUAL también se debe usar cuando el medidor de régimen no ha indicado una falla, pero ha ocurrido una de estas tres condiciones: 1. El piloto ha determinado conforme a su juicio de la intensidad del hielo, que el sistema del régimen de formación de hielo no es preciso. 2. El torque requerido ha aumentado a un nivel inaceptable. 3. La vibración del helicóptero ha aumentado a un nivel inaceptable. Durante una sola falla del generador principal, el deshielo de las palas se desconectará hasta el arranque de la APU y el interruptor del generador de la APU se coloque en ON. Aunque el interruptor generador de la APU está encendido, y suministrando potencia al sistema de deshielo de las palas, la luz de aviso APU GEN ON (generador de la unidad de potencia auxiliar activado) no se iluminará debido a que un generador principal está operando.

2.54.2 Panel de Control del Sistema de Deshielo de las Palas. Todos los controles para operar el sistema de deshielo de las palas del rotor se encuentran en el panel de control del sistema BLADE DEICE (deshielo de las palas) (Figura 2-18. Los controles se describen como sigue:

2.54.3 Prueba de Deshielo de las Palas. El panel BLADE DE-ICE TEST (prueba de deshielo de las palas) (Figura 2-18) permite que el piloto chequee el sistema de deshielo de las palas para fallas que de otra forma estarían ocultas durante el modo de prueba NORMAL, pero que pueden permitir una operación anormal durante su uso. El panel realiza esto introduciendo señales de fallas seleccionadas en el sistema y requiriendo que el circuito de prueba empotrado del controlador de deshielo funcione de una manera específica. La prueba de deshielo de las palas se debe hacer durante un chequeo en tierra, antes de cada vuelo, cuando se anticipa el uso del deshielo de las palas. En la posición NORM (normal), el panel de prueba permite que la prueba del sistema se haga sin la introducción de señales falsas de fallas. De esta manera, el sistema debe completar su ciclo de autochequeo sin indicaciones falsas en el panel de precaución. En las posiciones SYNC 1 y SYNC 2, el panel de prueba interrumpe la línea de sincronización del distribuidor y provee al controlador una entrada de sincronización falsa. El controlador debe interpretar estas señales falsas como indicaciones de falla del distribuidor, y producir una luz de precaución MR DE-ICE FAIL para ambos casos. En la posición OAT, el panel de prueba pone en cortocircuito la entrada del sensor OAT al controlador. Los circuitos BITE dentro del controlador deben detectar la falla simulada e iluminar tanto las luces de precaución MR DE-ICE FAIL como las TR DE-ICE FAIL cuando esto ocurre. En la posición EOT, el panel de prueba polariza negativamente el circuito BITE en el controlador y el sensor OAT, para simular una falla de los circuitos primarios de tiempo EOT. El circuito BITE polarizado es entonces motivado a creer que los circuitos primarios están fallando. El panel de prueba también funciona automáticamente durante el uso del sistema de deshielo de las palas para detectar las circuitos de potencia de deshielo. Si la potencia eléctrica permanece aplicada a cualquiera de los elementos calefactores del rotor principal o de cola, después que el controlador indica una condición de FAIL (falla) o cuando el sistema esté desactivado, entonces se ilumina la luz del monitor PWR correspondiente en el panel BLADE DE-ICE TEST. La luz indica a la tripulación que se requiere acción adicional para aislar las cargas de deshielo indicadas. El panel de prueba provee un chequeo de confiabilidad de las funciones críticas del sistema de deshielo. El piloto, después de hacer las pruebas indicadas correctamente, puede confiar en que los circuitos eléctricos primarios y BITE del sistema de deshielo están funcionando dentro de las tolerancias especificadas.

2.54.4 Panel de Prueba de Deshielo de las Palas. El control para seleccionar las funciones de prueba del sistema de deshielo de las palas se encuentra en el panel BLADE DE-ICE TEST (Figura 2-18). Dos luces PWR se encuentran en el panel de advertencia de fallas de potencia del deshielo del rotor principal y de cola. Los controles e indicadores son los siguentes:

Las cortinas se proveen para cubrir las ventanas de la cabina y la abertura entre el compartimiento del piloto y la cabina. La cinta de velcro está pegada a la estructura de la cabina y las cortinas con un adhesivo. Hay unas argollas unidas a las cortinas para facilitar el desmontaje de las mismas.

En los helicópteros equipados con dispositivos de protección contra alambres, el sistema (Figura 2-1) es uno simple, de peso liviano y positivo sin componentes motorizados o pirotécnicos usados para cortar, romper, o desviar los alambres que pueden golpear el helicóptero en el área del frente entre las llantas y el fuselaje, y entre el fuselaje y el rotor principal durante vuelo nivelado. El sistema consiste de nueve cortadores/ deflectores ubicados en el soporte del fuselaje y del tren de aterrizaje. Estos son: el cortador superior en la parte trasera del fuselado deslizante, el cortador/ deflector del pitot en el frente del fuselado deslizante, deflectores en los postes del parabrisas y en el limpiaparabrisas, deflectores en la bisagra de la puerta, extensión del peldaño y deflector del mismo, deflector conjunto del tren de aterrizaje, cortador/deflector del tren de aterrizaje principal, y deflector del tren de aterrizaje de cola.

El sistema de registro de datos de vuelo instalado en el compartimiento aviónico de transición trasera es una grabadora de cinta digital que sobrevive a los choques, que provee 25 horas de grabación de datos en una cinta magnética en bucle continuo. La grabadora recibe datos de vuelo desde varias ubicaciones en el helicóptero. La grabadora comienza a grabar datos tan pronto se suministra potencia esencial ac y dc al helicóptero. La potencia eléctrica para operar el sistema registrador de datos proviene de la barra colectora esencial dc y ac a través de cortacircuitos marcados FLT REC (grabadora de vuelo) en el panel de cortacircuitos para la preparación de la misión. No existen controles para el piloto o copiloto controlar la grabadora.

Los compartimientos de datos se encuentran en cada puerta de la cabina (Figura 2-4).

Sección X CALEFACCIÓN, VENTILACIÓN, ENFRIAMIENTO Y
UNIDAD DE CONTROL AMBIENTAL

El subsistema consiste de una fuente de aire calentado, una fuente de aire frío, unidad mezcladora, unidad sensora de temperatura, sensor de sobretemperatura, controles, conductos y registros. El sistema de calefacción es un sistema de aire sangrado y de aire sangrado suministrado durante el vuelo por los motores principales, y en tierra por los motores principales o por la unidad de potencia auxiliar (APU). Un conector externo permite la conexión de una fuente en tierra externa en el sistema neumático, que puede proveer calor al ser conectada. La potencia para operar los componentes eléctricos del sistema de calefacción provienen de la barra colectora principal de dc Núm. 1 a través del cortacircuito, marcado AIR SOURCE HEAT/START (fuente de aire, calor, arranque).

2.59.1 Calefactor para Invierno. Un calefactor para invierno consiste de una válvula mezcladora de alto flujo para el aire sangrado, y una válvula de modulación. La válvula mezcladora tiene capacidad suficiente para mantener la temperatura interior del helicóptero a 4°C (39°F), para temperaturas ambientales de hasta -54°C (65°F). El sensor de mezcla controla el mezclado de aire para proporcionar el control sobre el calor suministrado a la cabina. El aire sangrado está mezclado con aire ambiental para obtener la temperatura deseada seleccionada por el control de temperatura variable en el panel de control HEATER (calefactor) (Figura 2-7). El aire sangrado es regulado con la válvula de modulación para mezcla del mismo con el aire ambiental cuando el interruptor de control HEATER está encendido. La sobretemperatura se evita por medio de dos sensores de sobretemperatura que desactivan las válvulas solenoides cuando la temperatura de aire sangrado alcanza alrededor de 90° a 96°C (194° a 205°F) en la entrada de la válvula de mezclado o en la cámara de mezclado. Los sensores de temperatura controlan el flujo de corriente en la válvula solenoide activada-desactivada y la solenoide de invierno para mantenerla activada, permitiendo que el aire sangrado fluya a la cámara de mezclado. Cuando el interruptor ENG ANTI-ICE (antihielo del motor de turbina) se coloca en ON (activado) u ocurre una falla de potencia de dc, la solenoide de invierno se desconectará. Un sistema de entrecierre entre el sistema de antihielo del motor de turbina y la válvula solenoide del calefactor de invierno impiden el sangrado excesivo del motor de turbina reduciendo el flujo del aire sangrado hacia el calefactor cuando el interruptor ENG ANTI-ICE está en ON. La operación del sistema de calefacción de invierno es el mismo del Párrafo 2.59.3.

2.59.2 Controles de Calefacción y Ventilación. Se utiliza un conjunto de válvula con control variable de mezcla de aire para controlar la temperatura del aire usada en la calefacción de la cabina del helicóptero. El aire sangrado de los motores, de la APU (unidad de potencia auxiliar) o procedente de una fuente exterior es mezclado con el aire ambiental para obtener la temperatura deseada que se determina mediante el ajuste del sensor en el flujo de aire. La posición del diafragma se regula mediante un solenoide. Si el interruptor de control HEATER (Figura 2-7) se coloca en OFF, o si fallase la alimentación de dc, el suministro de aire sangrado se cerrará. La válvula también tiene un interruptor térmico protector que desconecta el solenoide si la temperatura de aire mezclado es de más de 90° a 96°C (194° a 205°F). Los sensores de temperatura controlan el flujo de corriente al solenoide de conexión-desconexión y al solenoide de invierno para mantenerlos activados, permitiendo que el aire sangrado fluya a la cámara mezcladora. Cuando el interruptor ENG ANTI-ICE se coloca en ON u ocurre una falla de potencia de la potencia de dc, el solenoide de invierno se desactivará. Un sistema de intercierre entre el sistema de antihielo del motor de turbina y la válvula solenoide de adaptación al invierno del calefactor impedirá el sobresangrado del motor reduciendo el flujo del aire sangrado hacia el calefactor cuando el interruptor ENG ANTI-ICE está en ON. La operación del sistema de calefacción de adaptaci6n al invierno es la misma del Párrafo 2.59.3.

2.59.2 Controles de Calefacción y Ventilación. Se utiliza un conjunto de válvula con control variable de mezcla de aire para controlar la temperatura del aire para la calefacción de la cabina del helicóptero. El aire sangrado del motor de turbina, APU, o fuente externa se mezcla con el aire ambiental para obtener la temperatura deseada determinada por el ajuste del sensor en el flujo de aire. La posición del diafragma es regulada por el solenoide. Si el interruptor de control HEATER (Figura 2-7) se coloca en OFF, o falla la potencia de dc, el aire sangrado se apagará. La válvula también tiene un interruptor térmico protector que inactiva el solenoide si la temperatura del aire mezclado se encuentra sobre 90° a 96°C (194° a 205°F). El sensor de mezcla de temperatura al final de la válvula de mezclado regula la temperatura de salida del flujo. El sensor está regulado desde la cabina a través de una articulación de control en la consola superior. El control de la temperatura está marcado HEATER OFF, MED y HI (calefactor desactivado, en mediana o alta temperatura). La ventilación es controlada a través de un panel en la consola superior marcada VENT BLOWER (soplador del ventilador). Cuando el interruptor está colocado en ON, la potencia de dc para el solenoide permite que el aire sangrado se mezcle con el aire exterior.

2.59.3 Operación Normal.

2.60.1 Sistema de Ventilación. UH El helicóptero está ventilado por un sistema soplador operado eléctricamente a través de un panel de control VENT BLOWER en la consola superior (Figura 2-7). El interruptor VENT BLOWER está marcado OFF y ON. Cuando está en ON, el soplador presiona el aire ambiental en los conductos de la cabina. La barra colectora primaria Núm. 2 de ac alimenta el soplador a través de un cortacircuito marcado HEAT & VENT (calefactor y ventilador). También es controlado por potencia dc de la barra colectora primaria Núm. 2 a través del interruptor VENT BLOWER, protegido por un cortacircuito, marcado HEAT VENT. A ambos lados de la consola superior y en el frente de la consola inferior (Figura 2-4) se encuentran salidas de chorro de aire para refrigerar el área de la cabina; estas salidas son controladas girando la boquilla para controlar la abertura.

2.60.2 Sistema de Ventilación. EH En adición al sistema de ventilación estándar, el EH-60A tiene un sistema de ventilación que opera en conjunto con el sistema de aire acondicionado. El sistema es controlado desde el panel de control ECS en la consola superior (Figura 2-7). Cuando el interruptor AIR COND (aire acondicionado) se coloca en la posición FAN (abanico), se extrae aire fresco desde el exterior del helicóptero hacia la cámara plena, mezclado con aire del interior y circulado a través del helicóptero.

2.61 Sistema de Aire Acondicionado. EH El sistema del ciclo de vapor (aire acondicionado) enfría las áreas de la cabina y el compartimiento de carga - Consiste de un compresor del rotor del helicóptero, evaporador, condensador, válvulas asociadas, interruptores de protección de presión y temperatura, un filtro, válvulas de servicio, un indicador líquido y un sistema de control eléctrico. Un vidrio transparente en el conducto de líquidos muestra el nivel del líquido refrigerante, cuando el sistema está en operación. El conjunto controlador de temperatura, en la cabina posterior, procesa las señales de entrada del reóstato de selección de temperatura en la cabina y del sensor de temperatura de la cabina y provee potencia al solenoide de la válvula de desvío de gases calientes. La caja de control eléctrico en la sección de transición, contiene los relés, demoras de tiempo, metro de tiempo prolongado e indicadores de fallas para el sistema del ciclo de vapor. La caja de control envía la potencia los componentes eléctricos. Las entradas del control remoto y del controlador de temperatura son canalizadas a sus interacciones eléctricas respectivas en la caja de control. A través del frente del anexo se encuentran cuatro indicadores de fallas HI & LO PRESS (presión alta y baja), y HI & LO TEMP (temperatura alta y baja), los cuales se disparan para indicar el color rojo cuando se recibe una falla. Estos indicadores proporcionan señales visuales cuando ocurre una falla, aún si solo es temporal, y pueden ser reajustados manualmente para reusarse, oprimiendo el indicador de fallas. El sistema de aire acondicionado es protegido para prevenir el congelamiento del evaporador. El sistema puede ser operado en cualquier temperatura ambiental sin causar daños, según se muestra en la Tabla 2-2. La potencia para operar el sistema de aire acondicionado proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 de ac y es controlada desde la barra colectora primaria Núm. 1 de dc a través de un cortacircuito marcado ECS CONTR. El control del acondicionador de aire se efectúa a través del panel de control ECS en la consola superior (Figura 2-7). El panel contiene un reóstato de control de temperatura con una flecha indicadora en aumento hacia COOL (frío), dos interruptores de selección de modalidad marcados COOL-OFF-FAN (frío, desactivado, abanico) HTR-OFF-ON (calefactor desactivado-activado). El reóstato de control de temperatura se usa con el interruptor COOL para ajustar la temperatura deseada en la cabina. El colocar el interruptor en COOL causará que se ilumine la luz de aviso AIR COND ON. La selección de la modalidad COOL en el panel de control de AIR COND de la cabina comienza una secuencia de eventos en fase que conllevan a la operación completa del sistema de aire acondicionado. Para prevenir un sobrevoltaje repentino con una potencia de 115 vac, el arranque de los componentes eléctricos principales se realiza a intervalos espaciados.

En la cámara plena de aire acondicionado se encuentra un sistema de calefacción auxiliar para suplementar el calefactor de aire sangrado. El calefactor operado eléctricamente es controlado por un interruptor en el panel de control ECS de la consola superior marcado HTR ON & OFF (calecfactor activado & desactivado). El elemento del calefactor operará continuamente mientras el interruptor está en ON. Con el interruptor HTR (calefactor) en ON y el interruptor AIR COND (aire acondicionado) colocado en la posición FAN (abanico) se iluminará la luz de aviso CABIN HEAT ON (calefacción de la cabina activada). Se provee una protección de sobretemperatura a 205°F si existe una falla del calefactor.

La corriente alterna (ac) es la fuente de potencia primaria. El sistema eléctrico primario consiste de dos sistemas independientes, cada uno capaz de suplir todos los requisitos totales de potencia del helicóptero. La fuente primaria de cada sistema es un generador de 115/200 vac (voltios de corriente alterna). Un subsistema alimenta dos barras colectoras independientes primarias de ac. Una porción de cada carga de barra colectora primaria de ac es convertida a 28 voltios de corriente continua (vdc) por dos convertidores ac/dc de 200 amperios. Los 28 vdc son distribuidos por dos barras colectoras independientes primarias de dc y una barra colectora esencial de dc. La potencia de emergencia es suministrada por un generador impulsado por la unidad de potencia auxiliar (APU). El generador de la APU es capaz de suplir todas las cargas de las barras colectoras esenciales de ac y dc para el vuelo. En adición, el generador de la APU puede suministrar potencia al sistema de deshielo de las palas (si está instalado) si fallase un generador principal. Si fallase un segundo generador, la carga de deshielo de las palas se perderá y el generador de la APU suministrará potencia a las cargas de las barras colectoras esenciales de ac restantes. Una función de prioridad de potencia eléctrica permite que el generador principal Núm. 1 y 2 reemplacen automáticamente el generador de la APU, el cual, a su vez, reemplaza automáticamente la potencia externa. Una batería de 24 voltios proporcion a potencia de reserva de dc.

La potencia primaria de dc proviene de dos convertidores (transformadores - rectificadores) con una batería como la fuente de potencia secundaria. No hay un conector de potencia externa de dc (Figura 2-19).

2.64.1 Convertidores. Dos convertidores de 200 amperios, cada uno alimentado normalmente por las barras colectoras primarias de ac Núm. 1 y 2 respectivamente, convierten la potencia ac a potencia dc y la reducen a 28 voltios. La salida del convertidor es aplicada a las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 cuando la potencia ac se aplica a las barras colectoras primarias de ac. Si la salida de uno de los convertidores se pierde, la carga del convertidor será transferida al sistema de operación, y se iluminará una luz de precaución marcada #1 CONV or #2 CONV (convertidor Núm. 1 ó 2). La potencia para iluminar la luz de precaución proviene de la barra colectora de la batería a través de un cortacircuito marcado, AC CONV WARN (advertencia del convertidor de ac).

2.64.3 Barra Colectora del Monitor de DC. EH La barra colectora del monitor de dc está activada normalmente por los convertidores Núm. 1 y 2 cuando los generadores están operando, y es alimentada por el convertidor Núm. 2 cuando opera de una fuente externa (Figura 2-19). Si cualquiera de los convertidores falla, la barra colectora se desconectará automáticamente del sistema.

2.64.4 Potencia Quick Fix (Arreglo Inmediato). EH La potencia de dc del equipo de la misión proviene de la barra colectora primaria Núm. 2, y es controlada por el interruptor Q/F PWR en la consola superior.

2.64.5 Analizador/Cargador de Batería. Un sistema cargador/ analizador restaura la carga de batería y determina la condición de la batería. El sistema carga la batería a través de un convertidor siempre que haya potencia AC disponible en el helicóptero y que el interruptor BATT esté en ON. El sistema analizador vigila la carga de la batería e ilumina la luz de precaución que indica BAT LOW CHARGE (carga baja de la batería) cuando la carga baja entre 35% a 45% de la capacidad de la batería. Si la carga de la batería continúa bajando, entre 30% a 40% de la capacidad de batería, la barra colectora esencial de dc será desconectada de la batería. A un 35% de capacidad, la batería puede proveer dos arranques de la APU. Otro circuito analizador vigila la temperatura de la batería. Cuando la temperatura interna alcanza 70°C (158°F), o si existe una disimilaridad de la celda de batería, se iluminará una luz del panel de precaución, indicando BATTERY FAULT (falla de batería) (solamente en helicópteros equipados con baterías de niquel cadmio). Entonces el cargador/ analizador debe desconectar automáticamente la batería del circuito de carga. Para propósitos de reserva, el colocar el interruptor BATT en OFF remueve la potencia de entrada al cargador/ analizador. Al colocar el interruptor BATT en OFF, se puede verificar el aumento de temperatura.

2.64.6 Relé Sensor de Nivel Bajo de Carga de Batería. En helicópteros equipados con la batería sellada de ácido de plomo, el sistema carga la batería a través de un relé con uno o ambos convertidos activados. Cuando la carga de la batería baja a 22.7 voltios ± 2% se ilumina una luz de precaución que indica BATT LOW CHARGE. A una capacidad de 35%, la batería puede suministrar dos arranques de la APU.

2.64.7 Paneles de Cortacircuitos DC y AC. Los paneles de cortacircuito (Figura 2-20) protegen los sistemas de potencia. Uno se encuentra sobre y hacia atrás de cada piloto y copiloto, uno en la consola inferior, y dos en la superior. La barra colectora esencial de ac contiene un panel adicional. Los cortacircuitos proveen protección ac y dc. Cuando un cortacircuito salta indica que un componente está extrayendo mucha corriente en el circuito que es alimentado a través del cortacircuito. No se debe hacer un reciclaje innecesario de los cortacircuitos ni usar los cortacircuitos como un interruptor.

Un sistema primario de potencia ac (Figura 2-19) suministra corriente trifásica regulada de 115/200 vac, 400 Hz. Cada sistema contiene un generador de 30/45 kilovatios amperios montado en/e impulsado por el módulo de la caja de engranajes de accesorios de la transmisión, un transformador de corriente, una unidad de control del generador y un limitador de corriente, los cuales son todos intercambiables. Las salidas del sistema son aplicadas a la barra colectora primaria de ac Núm. 1 y 2. Las luces de precaución se iluminarán, indicando #1 GEN o #2 GEN (generador #1 y #2) siempre que se interrumpa la salida del generador. Otra luz de precaución se ilumina indicando AC ESS BUS OFF (barra colectora esencial ac desactivada) cuando no hay potencia para la barra colectora esencial de ac. Los controles del generador individual se encuentran en la consola superior (Figura 2-7), con posiciones marcadas TEST (prueba), OFF/RESET (desactivar/reponer), y ON (activar). Un sistema de precaución principal del generador está instalado en cada generador principal para iluminar una luz de precaución, marcada #1 GEN BRG o #2 GEN BRG (cojinete del generador #1 ó #2), para indicar que hay un cojinete desgastado o con desperfectos. La luz de precaución permanecerá iluminada hasta que se remueva la potencia. El cojinete auxiliar permitirá 10 horas adicionales de operación después que se ilumina la luz. Por lo tanto, no debe ser causa para cancelar la misión. La potencia para operar el sistema de precaución proviene de las barras colectoras primarias de dc Núm. 1 y 2, a través de cortacircuitos, marcados NO. 1 GEN WARN y NO. 2 GEN WARN (advertencia del generador #1 y #2), respectivamente.

2.65.1 Unidades de Control del Generador (GCU). Las unidades de control del generador vigilan el voltaje de los generadores Núm. 1 y 2 y de la APU y los sacan de línea cuando fallan. La protección de baja frecuencia es desconectada en vuelo por el interruptor WOW.

2.65.2 Barra Colectora secundaria AC. EH La barra colectora secundaria de ac es alimentada por los generadores Núm. 1 y 2 cuando están operando y sus salidas son aceptables (Figura 2-19). Los limitadores de corriente protegen el sistema de extraer corriente excesiva. Si los generadores Núm. 1 y 2 están desactivados, el generador de la APU suplirá la barra colectora secundaria de ac si la salida es aceptable, la bomba hidráulica de reserva está apagada, el deshielo de las palas está desactivado, y el peso del helicóptero está sobre las ruedas. La barra colectora secundaria de ac también puede recibir potencia de la potencia externa cuando el peso del helicóptero está sobre las ruedas, y los generadores Núm. 1 y 2 y el APU están desactivados, y la bomba hidráulica de reserva no está funcionando.

El sistema de potencia auxiliar de ac (Figura 2-19), es una fuente de potencia auxiliar de ac, que provee potencia eléctrica para los chequeos en tierra. El sistema consiste de un generador trifásico de 115 vac, 400 Hz 20/30 kVA, enfriado por aire, montado en la APU e impulsado por ésta, por un transformador de corriente y una unidad de control del generador. Si los generadores primarios de ac no están operando, la salida de potencia auxiliar de ac será aplicada a través de los contactos y limitadores de corriente a la barra colectora primaria de ac Núm. 1. Se iluminará una luz de aviso en el panel de precaución/aviso, indicando APU-GEN ON (generador de la APU activado) cuando el generador de la APU está funcionando, y el interruptor del generador de la APU está en ON. La luz APU GEN ON (generador activado) sólo estará iluminada cuando se suple potencia al sistema, estará apagada siempre que el generador Núm. 1 y 2 están suministrando potencia. El interruptor de control del generador en la consola superior (Figura 2-7), tiene posiciones marcadas TEST, OFF/RESET, y ON.

2.66.1 Interruptores de Control del Generador. Los generadores son controlados por un interruptor de generador de tres posiciones en la consola superior (Figura 2-7). La posición ON del interruptor activa el generador y permite la conexión de salida de corriente alterna (ac) del generador a las cargas de ac. El botón TEST (prueba) le permite probar la salida ac del generador sin conectarse a las cargas del generador. OFF/RESET (desactivar/ reponer)desactiva el generador y permite el reciclaje del mismo, si éste es desactivado y desconectado de sus cargas. El interruptor de control se coloca manualmente en RESET y luego en ON.

Un conector de potencia ac externo, en el lado derecho del helicóptero (Figura 2-1), acepta una toma de tierra de 115 vac, tres fases, 400 Hz. El sistema es controlado por un interruptor en la consola superior (Figura 2-7), marcado EXT PWR-RESET-OFF y ON (Potencia externa - reponer -desactivar y activar). La potencia externa se introducirá en el sistema si se conecta una potencia externa aceptable, el interruptor EXT PWR (potencia externa) está activado, y no existe otra fuente generadora en operación. Una luz de aviso en el panel de precaución/aviso se iluminará indicando EXT PWR CONNECTED, siempre que la potencia externa se conecte al helicóptero.