El sistema de unidad de potencia auxiliar (Figura 2-21) consiste de una unidad de potencia auxiliar (APU), accesorios, controles, un sistema de vigilancia, y un sistema de arranque. El sistema de la APU provee potencia neumática para el arranque del motor de turbina principal y para la calefacción de la cabina, y potencia eléctrica para operaciones eléctricas de emergencia durante el vuelo y en tierra.

Los accesorios del sistema de la APU incluyen una bomba cebadora/reforzadora, un acumulador hidráulico, una bomba de mano hidráulica, un motor de arranque hidráulico y un generador de ac. Los acumuladores y la bomba de mano hidráulica colocados en la sección central trasera del techo de la cabina (Figura 2-5), proveen presión hidráulica para impulsar el arrancador de la APU. Si la APU no arranca, el acumulador hidráulico puede ser recargado bombeando la bomba de mano hidráulica. El modo de utilidad hidráulica y la bomba de reserva, en el compartimiento izquierdo delantero dentro del pilón del rotor principal, recargará automáticamente el acumulador hidráulico agotado para el próximo arranque de la APU. Los controles de la APU se encuentran en la cabina en la consola superior. Las luces indicadoras en el panel de precaución/aviso proveen la vigilancia de la APU desde la cabina. Un panel indicador en la cabina indicará la razón del apagado de la APU en los indicadores BITE. Los indicadores BITE están incorporados en la unidad de secuencia electrónica (ESU) de la APU, e indicarán las razones para el apagado de la APU. Esos indicadores se pueden observar durante la operación de la APU sin interrumpir los sistemas de operación normales.

Durante un arranque, el ESU compara las señales de entrada de los sensores de velocidad, tiempo y temperatura en la APU con los valores especificados almacenados en la memoria de la ESU, y realiza pasos funcionales como resultado de la comparación. El sistema también provee protección para el apagado de la APU en caso de una sobrevelocidad del motor de turbina, baja en velocidad, temperatura de escape alta, presión de aceite baja, o pérdida de potencia eléctrica o falla en la secuencia. Cada paso de secuencia mayor tendrá una indicación visual de va/no-va. Las muestras de la ESU predeterminan los parámetros de la temperatura de escape, la velocidad del motor de turbina y presión de aceite. Si se excede alguno de los valores predeterminados, la APU se apagará, y se realizará la indicación BITE correcta. En los helicópteros modificados con una ESU mejorada, si ocurre una falla momentánea (i.e. una interrupción de potencia que no sea por cambiar el interruptor APU CONTR (control de la APU), la APU se apagará y el interruptor APU CONTR se colocará en OFF y luego en ON, para volver a arrancar la APU. También existe una señal de salida en el panel de precaución/aviso para iluminar la luz de aviso APU ON, indicando que la APU está funcionando. La potencia para operar la APU y ESU proviene de la barra colectora de la batería a través de un cortacircuito marcado APU CONTR INST (instrumentos de control de la unidad de potencia auxiliar).

2.68 APU.

La unidad de potencia. auxiliar (Figura 2-21) consiste de una sección de potencia del eje de la turbina de gases, un accionamiento reductor por engranajes y los controles y accesorios apropiados. La caja de engranajes de accesorios provee una toma de fuerza axial con salida de 12,000 rpm para accionar el generador de ac de la APU, otra conexión de rpm para la instalación del motor de arranque de la APU y una toma de fuerza de rpm para el conjunto del combustible de la APU. Un sensor magnético montado en la caja de engranaje de accesorios detecta la velocidad del motor de turbina. La APU está lubricada por medio de un sistema de aceite autocontenido. Consulte la Figura 2-25 para las instrucciones de servicio.

2.68.1 Controles de la APU. El control de la APU en la consola superior (Figura 2-7) consiste de un interruptor CONTR y una palanca T del extinguidor de incendios de la APU. El interruptor APU CONTR, con las posiciones marcadas OFF y ON, controla la operación de la APU. Cuando se coloca el interruptor en ON la APU arranca y le permite operarla. La APU está desactivada cuando el interruptor está en OFF. La luz de precaución APU FAIL (falla de la APU) estará iluminada siempre que la APU se apaga automáticamente. La luz de precaución APU OIL TEMP HI se ilumina cuando la temperatura de aceite de la APU está sobre el nivel normal. Es posible que durante la operación en tierra a temperatura ambientales altas, se encienda la luz de precaución APU OIL TEMP HI. Si esto ocurre, la APU se debe apagar inmediatamente para prevenir daños. Se debe verificar el nivel de aceite después de un periodo de 30 minutos de enfriamiento. Si está bien, se puede volver a realizar el arranque de la APU. El sistema de control recibe potencia eléctrica de la barra colectora de la batería a través de un cortacircuitos marcado APU CONTR INST en la consola inferior. Cuando se ilumina, la palanca T de la APU advierte al piloto/ copiloto de un incendio en el compartimiento de la APU. Cuando se hala la palanca T, apaga el combustible en la APU, envía una señal de detención a la ESU, arma el sistema extinguidor de incendios, y fija la válvula de control de dirección del extinguidor hacia la APU. Durante arranques de la APU usando potencia de batería, si se requiere el extinguidor de incendios, se debe usar FIRE EXTGH RESERVE (reserva del extinguidor de incendios). El microinterruptor de la palanca T recibe potencia eléctrica de la barra colectora de utilidad de la batería a través de un cortacircuito marcado FIRE EXTGH en el panel de cortacircuitos de la consola inferior.

2.68.2 Sistema de Control de Combustible de la APU (Helicópteros equipados con APU T-62T-40-1). Este sistema consiste de una bomba de combustible y un conjunto de control. La bomba de combustible está protegida por un filtro. El flujo de salida de la bomba de combustible pasa a través de otro filtro antes de entrar al conjunto de control. Un gobernador y una válvula medidora de flujo controlan el flujo de combustible hacia la turbina durante la ignición, permitiendo el arranque automático bajo todas las condiciones ambientales, y controla la turbina a una velocidad constante una vez que ha acelerado a la velocidad de operación. Un dispositivo electrónico sensor de velocidad provee el flujo de combustible, ignición y operación de la APU automáticamente.

2.68.3 Sistema de Control de Combustible de la APU (Helicópteros equipados con GTC-P36-150 APU). El sistema de control de combustible incluye una bomba de combustible y una sección medidora. La bomba de combustible esta protegida por un filtro de entrada integral.

El flujo de salida de la bomba de combustible pasa a través de un filtro antes de entrar al conjunto de medición. La presión de descarga de la bomba de combustible está limitada por una válvula de alivio que, cuando se activa, desvía el flujo de combustible de vuelta a la entrada de la bomba. La medición del combustible es realizada por la válvula de medición del motor del torque como una función de una señal eléctrica de la unidad de secuencia electrónica (ESU). Para la medición exacta del combustible, se mantiene una presión baja constante a través de la válvula de medición por medio de la válvula de regulación de presión diferencial. La válvula solenoide de combustible es activada por el ESU luego de iniciar el arranque de la APU. Esto permite que el combustible fluya hacia la turbina. El conjunto de control de combustible subsiguientemente provee combustible de acuerdo al programa preprogramado para efectuar una aceleración eficiente. La válvula solenoide de combustible cerrará completamente sin fugas visibles desde la presión mínima de combustible de operación hasta 110% de la presión máxima de combustible de operación.

2.68.4 Sistema de Abastecimiento de Combustible de la APU. El combustible de la APU se suministra a la APU desde el tanque principal de combustible izquierdo. El interruptor FUEL PUMP (bomba de combustible) debe estar en APU BOOST (reforzador de la APU) para todas las operaciones de la APU, exceptuando el cebado del motor de turbina. La válvula de cierre cebadora/reforzadora del motor de turbina es una unidad de dos dos posiciones, abierta - cerrada montada en el mámparo antiincendios del compartimiento de la APU, donde también funciona como una válvula de cierre del mámparo. La válvula es operada por el piloto desde el interruptor FUEL PUMP (bomba de combustible) en la consola superior al igual que por la palanca T FIRE EXTGH APU (extinguidor de incendios de la unidad de potencia auxiliar). Si la APU no arranca y la luz de aviso APU ACCUM LOW (nivel bajo de carga del acumulador de la APU) no está iluminada, la palanca manual de descarga en el múltiple del acumulador se debe halar para intentar otro arranque, y mantenerse hasta que la APU haya alcanzado una velocidad autosostenida.

El ciclo de recarga del acumulador comienza cuando la APU ha alcanzado una velocidad operacional y el generador impulsado por la APU llega a la línea. El interruptor de presión para el acumulador causa que se encienda la luz APU ACCUM LOW y que la bomba del sistema de reserva desarrolle presión. La presión del acumulador de la APU debe ser de, por lo menos, 2800 psi antes de intentar hacer un arranque de la APU. El acumulador es recargado desde la bomba de reserva, la cual funciona por 90 segundos después de que se ha activado el interruptor de baja presión del acumulador. Cuando el equipo de adaptación al invierno se instala, se instala un acumulador adicional idéntico paralelamente con el acumulador original. La descarga y recarga del acumulador afiliado es la misma, excepto que un ciclo de recarga de 180 segundos para los dos acumuladores tomará lugar cuando el interruptor de presión del acumulador detecte la presión baja del acumulador. Ambos acumuladores son descargados y cargados simultáneamente. Si el acumulador no se carga completamente durante los primeros 180 segundos del ciclo de operación de la bomba de reserva, la bomba continuará operando en segmentos de 180 segundos, o hasta que el cortacircuito BACKUP PUMP PWR (potencia de la bomba de reserva) se hale, o se remueva la potencia de 115 vac. La bomba del sistema de reserva se apaga después de recargarse, a menos que se requiera para otros propósitos. Si la presión del acumulador baja, la bomba del sistema de reserva vuelve a arrancar para reabastecer la carga del acumulador. El régimen de la carga de acumulación se limita a proteger el sistema de reserva contra un posible desgaste debido a daños balísticos al sistema de arranque de la APU. Si la APU no arranca, el acumulador se puede recargar mediante estos métodos, después que el interruptor APU CONTR (control de la APU) está desactivado. Un carro eléctrico en tierra alimentando la bomba hidráulica de reserva o un carro hidráulico en tierra conectado al sistema hidráulico de reserva a través de los dispositivos de desconexión rápida que se emplean en las comprobaciones en tierra o usando la bomba de mano en la parte superior trasera de la cabina. El interruptor APU CONTR no se debe activar otra vez ni desactivar el interruptor BATT hasta después que los indicadores ESU BITE se hayan verificado. La bomba de mano también se puede usar para maximizar la carga del acumulador si la carga ha bajado debido a una condición de temperatura baja. Un indicador de presión montado en la cabina posterior (Figura 2-5) indica la carga. Las válvulas de retención impiden el drenaje de la carga del acumulador a través del sistema.

El sistema de iluminación interior consiste de las luces del techo de la cabina, las luces de utilidad y la luces de techo de la cabina (Figura 2-4). Se puede seleccionar cualquiera de las luces blancas o azul-verde de NVG para el techo de la cabina, el protector antirresplandor del panel de instrumentos, las luces de utilidad y las luces de techo de la cabina.

2.70.1 Sistema de Iluminación de Visores Nocturnos (NVG). El sistema de iluminación NVG consiste de una iluminación interior azul verde de NVG. La iluminación exterior consiste de una buena iluminación electroluminiscente del área del gancho de carga, luces infrarrojas de formación y posición, y un filtro controlable que se une/separa de la luz de búsqueda. Un dispositivo atenuador se incorpora en el sistema de la luz de búsqueda para proveer atenuación a través del interruptor del colectivo SRCH PUSH ON (botón para activa la búsqueda)- OFF, BRT, DIM (desactivado, brillante y atenuación). Las luces de posición y formación tienen emisores IR instalados dentro de una proximidad cercana a las luces regulares instaladas para aumentar la visión exterior con los visores nocturnos.

2.70.2 Luces de Alta Intensidad de la Cabina. En el panel de iluminación de alta intensidad, en la cabina superior, se encuentran dos luces azul-verde y dos luces blancas de alta intensidad marcadas BLUE, OFF AND WHITE (azul, apagado y blanca) (Figura 2-7). La potencia es suministrada desde la barra colectora esencial de dc a través de un cortacircuito marcado LIGHTS SEC PNL (panel de la sección de las luces). Seis luces instaladas en el protector antirresplandor del panel de instrumentos proveen iluminación secundaria para el panel de instrumentos. Las luces son atenuadas mecánicamente por medio de un control en la consola superior identificado GLARESHIELD LIGHTS (luces antirresplandor) con posiciones marcadas OFF and BRT (apagar y brillante). La potencia para operar las luces protectoras antirresplandor proviene de la barra colectora primaria Núm. 1 de ac a través de un cortacircuito marcado LIGHTS GLARE SHLD.

2.70.3 Luces de Instrumentos de Vuelo. Las luces de instrumentos se agrupan en instrumentos de vuelo e instrumentos que no son de vuelo. Las luces de instrumentos de vuelo se dividen en las del piloto y copiloto. Las luces son controladas por controles individuales giratorios de intensidad (Figura 2-7), marcados INSTR LT PILOT FLT, OFF y BRT (luces de instrumentos de vuelo del piloto, apagadas y brillantes), y CPLT FLT INST LTS (luces de instrumentos de vuelo del copiloto) OFF y BRT. Las luces de instrumentos que no son de vuelo funcionan de la misma forma que las luces de instrumentos de vuelo. La intensidad de las luces que no son de vuelo son controladas por un control giratorio, marcado INSTR LT NON FLT, OFF y BRT (luces de instrumentos fuera de vuelo, apagar y brillantes). La iluminación de instrumentos es suministrada por piezas de los instrumentos con las luces de visores nocturnos. La iluminación de los altímetros del radar incorpora controles de atenuación en el panel de instrumentos, marcados RAD ALT DIMMING (atenuación del altímetro de radar) para radioaltímetros de pilotos (Figura 2-9). El sistema vertical de indicadores de instrumentos contiene información de iluminación del panel de NVG para hacer que esos instrumentos sean compatibles con el sistema NVG. La potencia para operar las luces de instrumentos proviene de la barra colectora primaria de ac Núm. 2 a través de cortacircuitos marcados LIGHTS PLT FLT y LIGHTS NON FLT, y de la barra colectora primaria de ac Núm. 1 a través de un cortacircito marcado LIGHTS CPLT FLT (luces de vuelo del copiloto).

2.70.4 Atenuador de Interruptores Iluminados. En la consola superior se encuentra un control atenuador identificado LIGHTED SWITCHES (interruptores iluminados) (Figura 2-7) para reducir el nivel de iluminación de los siguientes interruptores iluminados en el panel: MODE SEL (selector de modo) del piloto y copiloto, TAILWHEEL LOCK (rueda de cola asegurada), CIS MODE SEL (selector de modo CIS), AUTO FLIGHT CONTROL (control de vuelo automático) y NO. 1 AND NO. 2 FUEL BOOST PUMP (bomba reforzadora de combustible Núm. 1 y 2) en las luces. El panel de aviso/precaución tiene que estar en el modo DIM (atenuación).

2.70.5 Luces de la Consola Superior e Inferior. Las luces de visores nocturnos para la consola superior, las luces secundarias de iluminación de la cabina, el cuadrante de control del motor de turbina, el panel de control de vuelo, el panel de interruptores misceláneos, el panel de control de la bomba reforzadora, los paneles ESSS relacionados, el panel de administración de combustible para extensión de alcance, el control de retransmisión y los paneles de grúa de rescate, y la brújula reciben la iluminación de la barra colectora primaria de ac Núm. 1 por medio de controles de atenuación marcados CONSOLE LT UPPER y LOWER (luces de las consolas superior e inferior, respectivamente). Los circuitos están protegidos por cortacircuitos marcados LIGHTS UPPER CLS y LIGHTS LWR CSL. Todos los otros paneles de la consola inferior están iluminados por medio de la luz de utilidad auxiliar de la consola inferior próxima al asiento del copiloto.

2.70.6 Luces Utilitarias. Todas las luces utilitarias son dobles (azul/verde-blanca) (Figura 2-4). Dos luces portátiles utilitarias de la cabina con cordones en espiral se encuentran fijados a la consola superior por medio de soportes removibles, uno en cada lado de la consola. Las luces se pueden ajustar en sus montajes para dirigir los rayos de luz o se pueden remover y ser usadas como lámparas portátiles. Las luces utilitarias están controladas por un reóstato o un botón de opresión al final de cada estructura. La estructura de los lentes de las luces se puede girar para cambiar de blanco a azul/verde y/o determinar la iluminación. Una luz utilitaria auxiliar, ubicada en la parte trasera derecha del asiento del copiloto, se usa para iluminar algunos paneles en la consola inferior para el vuelo nocturno. En los helicópteros equipados con un compartimiento de equipo de transición, se instala una luz utilitaria en el anaquel del mismo para proveer iluminación en dicha área EH. Las luces utilitarias operan de la misma forma anterior. Asegúrese de que las luces utilitarias de la cabina están en la posición OFF cuando no se están usando. Las luces de utilidad reciben su potencia de la barra colectora de utilidad de la batería a través de un cortacircuito marcado UTIL LTS CKPT (luces utilitarias de la cabina).

2.70.7 Luces de Techo de la Cabina. Se proveen tres luces de techo para la iluminación de la cabina (Figura 2-5). El control de las luces de la cabina proviene de la consola superior por medio de un control marcado CABIN DOME LT (luces de techo de la cabina) (Figura 2-7) con control de intensidad y un interruptor selector del color de la luz. El control de intensidad tiene posiciones marcadas OFF y BRT, y el control de nivel de luz se puede ajustar a cualquier posición entre los dos extremos. El interruptor selector de color de luz tiene posiciones marcadas WHITE, OFF y BLUE (blanca, apagada y azul). Para colocar el interruptor de OFF a WHITE, el interruptor se debe sacar primero con el fin de saltar un retén. Esto evita que el interruptor se coloque accidentalmente en WHITE. El control de atenuación para las luces de techo de la cabina proviene de un control en el lado izquierdo del asiento del piloto (Figura 2-4), marcado CABIN DOME LT, con posiciones marcadas OFF y BRT. La potencia para operar el sistema de luces de techo de la cabina proviene de la barra colectora primaria de ac Núm. 1 a través de un cortacircuito marcado LIGHTS CABIN DOME.

2.70.8 Luz de Mantenimiento. En la estación de mecánico de vuelo de la cabina se encuentra una barra portátil de 20 vatios para que la tripulación realice su trabajo de mantenimiento. La luz tiene un cordón de 20 pies, que permite su uso dentro de la cabina y alrededor de la transmisión principal. Un interruptor en el extremo trasero de la luz con posiciones marcadas DIM, OFF y BRIGHT, controla la intensidad de la luz. Otro receptáculo en la luz de mantenimiento, en el cono de cola posterior, permite que la luz se use alrededor de la sección de cola. La potencia para operar la luz proviene de la barra colectora de utilidad de batería a través de un cortacircuito marcado UTIL LTS CKPT (luces utilitarias de la cabina). Asegúrese de que las luces de mantenimiento y de utilidad de la cabina están apagadas (OFF) cuando no se están usando.

UH La luz de búsqueda (Figura 2-1) está montada a la derecha en el fondo de la sección de la nariz, y es controlada desde cualquiera de las palancas de paso del colectivo. La luz de 150 vatios se puede mover hacia adelante mediante un arco de 120° desde la posición de almacenaje. También se puede girar a 360° hacia la derecha o izquierda sobre su eje. La luz es operadora por un interruptor marcado SRCH LT ON, OFF, BRT, Y DIM (Figura 2-4). El control direccional de la luz es proporcionado a través de un interruptor de control de cuatro posiciones de la luz de búsqueda, marcado EXT (extender), RETR (retraer), L (izquierda), y R (derecha). Cuando el interruptor SRCH LT se coloca en ON, la lámpara se iluminará, armando el interruptor de control. Cuando se coloca el interruptor de control en EXT el rayo de luz se mueve hacia adelante a un régimen de aproximadamente 12° por segundo. Si el interruptor se coloca en OFF la luz se apagará. Para retraer la luz de búsqueda, coloque el interruptor en RETR. Consulte el Capítulo 5 para las limitaciones respecto a extender/retraer. Un filtro infrarrojo se puede instalar en la luz de búsqueda controlable para intensificar 1os objetos que se observan fuera del helicóptero cuando se usan visores nocturnos. Cuando se instala el filtro IR, el voltaje máximo que usará la lámpara es de 250 vatios. Un interruptor de salida (OUTPUT) en el atenuador de la luz de búsqueda debajo del asiento del piloto, se coloca en NORM (normal) cuando se desea la atenuación en la luz de búsqueda. Cuando dicho interruptor está en la posición BYPASS, la luz de búsqueda no se puede atenuar. El filtro IR no se usará con una lámpara de 450 vatios. El dispositivo de atenuación de la luz de búsqueda controlable provee un nivel de luz variable de 250 a 0 vatios para el piloto y copiloto a través de un interruptor en cada empuñadura del colectivo marcada SEARCH LT ON - OFF, oprima ON- OFF BRT DIM para controlar la potencia de la luz y el selector de modo DIM/BRT. Cuando la luz está iluminada, el interruptor BRT DIM se moverá para seleccionar el nivel de luz deseado. Cuando la luz está iluminada, el interruptor BRT/DIM se puede mover para seleccionar el nivel de luz deseado. Cuando se alcanza el nivel deseado, el interruptor se libera hacia la posición central. La potencia para iluminar y controlar la luz de búsqueda proviene de la barra colectora esencial de dc a través de cortacircuitos marcados LIGHTS, CONTR PWR y SRCH CONTR (luces, potencia para control y control para luz de búsqueda). El filtro IR se puede remover para el vuelo de noche sin visores.

2.71.2 Luz de Aterrizaje. En el lado izquierdo, debajo de la sección de la nariz, se encuentra instalada una luz de aterrizaje de 600 vatios, la cual es controlada desde ambas empuñaduras de la palanca de del colectivo (Figura 2-14). La luz se puede extender 107° desde la posición de almacenaje. Un interruptor de función doble se usa para operar la luz. El interruptor LDG LT PUSH ON - OFF (oprima para encender - apagar la luz de aterrizaje) controla la iluminación y los botones EXT (extraer), RETR (retraer) controlan la posición de la luz. Cuando la luz está en ON (la luz de aviso LDG LT ON debe estar iluminada) y el interruptor está en el retén EXT, la luz se puede colocar en cualquier punto entre almacenaje y completamente extendido, o continuará extendiéndose hasta que alcance su límite y se remueva la potencia. Cuando el interruptor se mantiene en RETR (retraer) la luz se retrae a la posición de almacenaje. Cuando la luz alcanza su posición de almacenaje, la potencia se desconecta automáticamente del motor. El interruptor LDG LT PUSH ON-OFF se debe oprimir en OFF (la luz de aviso LDG LT ON se apagará). Consulte el Capítulo 5 para las limitaciones en extender/ retraer. Durante la extensión, la velocidad de recorrido es de aproximadamente 12° por segundo, y durante la retracción, de aproximadamente 30° por segundo. La potencia para iluminar y controlar la luz de aterrizaje proviene de la barra colectora primaria de dc Núm. 1 a través de cortacircuitos, marcados LIGHTS, RETR LDG, CONT y PWR.

2.71.3 Luces Anticolisión. Este sistema de luz contiene cuatro estroboscopios en dos unidades separadas, uno debajo del fuselaje posterior y uno en la parte superior de la sección del pilón posterior. Las luces son controladas por dos interruptores en la consola superior (Figura 2-7) identificada ANTI COLLISION LIGHTS UPPER, BOTH, LOWER y DAY, OFF, NIGHT (luces anticolisión superiores, ambas, inferiores y día, apagadas, noche, respectivamente). El sistema consiste de un suministro doble de potencia y dos luces anticolisión intercambiables para día/noche. El sistema doble de potencia provee salidas separadas para la luz de fuselaje posterior y la luz montada en el pilón. Cada conjunto de luz de anticolisión contiene dos lámparas, la lámpara superior dentro de un lente rojo para la operación nocturna y la inferior dentro de un lente claro para la operación diurna. La operación correcta se selecciona colocando el interruptor en DAY o NIGHT (día o noche, respectivamente). Los estroboscopios deseados se seleccionan colocando el interruptor en UPPER, LOWER o BOTH (superior, inferior o ambas). Si está en BOTH (ambas), el fuselaje inferior y las luces del pilón posterior destellarán alternadamente. Si el interruptor selector se coloca en UPPER o LOWER, esa luz destellará. Para descontinuar la operación de la(B) luz(ces) anticolisión, el interruptor DAY-NIGHT se coloca en OFF. La potencia para operar el sistema de luz anticolisión proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 de ac a través de un cortacircuito, marcado LIGHTS, ANTI COLL (luces anticolisión).

2.71.4 Luces de Posición. Las luces de posición (Figura 2-1) se encuentran en la parte exterior de los soportes del tren de aterrizaje, a la izquierda y derecha, y encima del pilón de cola. Las luces son rojas a la izquierda, verdes a la derecha y blancas en la cola. El control de las luces de posición se encuentra a través del panel de la consola superior y contiene dos interruptores, marcados POSITION LIGHTS, DIM, OFF, BRT y STEADY, FLASH (luces de posición, opacas, apagadas, brillantes y fijas, destellando, respectivamente). Cuando el interruptor de intensidad se coloca en DIM o BRT, las tres luces se iluminarán a la misma vez. Si el interruptor STEADY-FLASH (fijo-destellante) se coloca en FLASH (destellando), las tres luces destellarán. La posición STEADY (fija) causa que las luces permanezcan iluminadas continuamente. La potencia para operar las luces de posición proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc a través de un cortacircuito, marcado POS LTS (luces de posición). Las luces de posición infrarrojas se instalan dentro la proximidad cercana de las luces de posición estándar. La operación con visores nocturnos es seleccionada a través de un interruptor de palanca en la consola superior (Figura 2-7) marcado NAV LTS (luces de navegación), con las posiciones del interruptor en NORM y IR. Las luces de posición serán seleccionadas a través de un interruptor marcado POSITION LIGHTS, DIM, OFF, o BRT, y el modo de operación a través de un interruptor marcado STEADY o FLASH (fijo o destellando). La potencia para el control de las luces IR proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc a través de un cortacircuito marcado IR LTS (luces infrarrojas).

2.71.5 Luces de Formación. Estas luces (Figura 2-1) se encuentran en la parte superior de la cubierta del pilón principal, la cubierta del eje impulsor de cola, y el estabilizador horizontal. El sistema consiste de cuatro luces verdes electroluminis-centes. Las luces son controladas por un solo interruptor selector rotativo, marcado FORMATION LT (luces de formación), con posiciones marcadas OFF y del 1 al 5. La posición 5 es la más brillante. Cuando se requieren operaciones de visores nocturnos (NVG), las luces IR se pueden usar para intensificar la visión fuera del helicóptero. Las luces IR son seleccionadas a través de un interruptor de palanca en la consola superior (Figura 2-7) marcados, NAV LTS, NORM y IR (luces de navegación, normales e infrarrojas). El interruptor comparte la operación con las luces de posición IR cuando opera en un ambiente NVG. La atenuación de las luces IR se hace con el control FORMATION LT (luces de formación), tal como se usa con las luces de formación electroluminiscentes. La selección de la posición 1 a la 4 causa que las luces de formación IR se iluminen con la misma intensidad. La posición 5 causa que la iluminación de las luces sea más brillante. La potencia para operar las luces de formación proviene de la barra colectora Núm. 2 de ac, a a través de dos cortacircuitos marcados, LIGHTS, FORM IV y HV.

En la parte trasera y arriba de las puertas de la cabina del piloto y copiloto, se encuentran dos tubos pitot calentados eléctricamente con orificios estáticos. El tubo pitot derecho está conectado a los instrumentos del piloto y el tubo pitot izquierdo está conectado a los instrumentos del copiloto. La tubería conecta los orificios de presión estática del tubo pitot a los indicadores de velocidad aérea, indicadores de velocidad vertical y altímetros. En adición a la instrumentación estándar, los datos de velocidad aérea son detectados por la operación del estabilizador, la estabilización de la trayectoria de vuelo, y el sistema de instrumentos de mando. Consulte la Sección IX para el sistema calefactor del tubo pitot.

Las actitudes de cabeceo y balanceo del helicóptero son detectadas por los giroscopios de desplazamiento vertical del piloto y el copiloto, que aplican señales de actitud a los indicadores de situación vertical (VSI) para las indicaciones visuales (Figura 2-9). Las señales se aplican a través de interruptores selectores VERT GYRO (giroscopio vertical) al indicador remoto en los indicadores de situación vertical. Las actitudes de cabeceo y balanceo se muestran en los indicadores de situación vertical del piloto y copiloto. La cara del indicador contiene una barra fija, representando el helicóptero, una esfera movible con una línea blanca de horizonte dividiendo los dos colores, blanca arriba y negra debajo, una escala fija de ángulo de inclinación lateral y un índice de inclinación lateral en la esfera movible. La posición relativa de la barra fija (helicóptero) y la línea de horizonte indica la actitud del helicóptero en referencia con el horizonte de la tierra. Una perilla de afinación ROLL (balanceo) en la parte izquierda inferior del VSI permite el ajuste del índice de balanceo aproximadamente 14°±6° para descenso y 7°±3° para ascenso desde el índice cero. Si ocurre una falla de potencia o desbalance en el giroscopio de desplazamiento vertical del piloto o copiloto, aparecerá una bandera de falla de potencia del giróscopo, indicando ATT (actitud), advirtiendo al piloto o copiloto que las señales de cabeceo y balanceo no están siendo enviadas a su indicador. Para restaurar la información de actitud para el indicador, el piloto o copiloto debe oprimir su interruptor selector VERT GYRO en el panel MODE SELECTOR (selector de modo) a fin de que aparezca ALT (altitud) en la cara del interruptor. Esto causa que la bandera ATT en el indicador desaparezca, y las señales de cabeceo y balanceo se suministran desde el giroscopio en operación, restaurando el indicador de información de actitud. Consulte el Capítulo 3 para la descripción del interruptor selector VERT GYRO.

Un indicador de régimen de viraje de 4 minutos (viraje y resbalamiento) se encuentra en el centro del fondo de cada VSI (Figura 2-9). Los indicadores del piloto y el copiloto operan independiente de cada uno a través de interruptores TURN RATE (régimen de viraje) en los paneles MODE SEL (selector de modo). Cada sistema consiste de un giroscopio de régimen, un indicador de resbalamiento y viraje y un interruptor selector. El VSI contiene una aguja movible de régimen de viraje y una escala fija de régimen de viraje para indicar el régimen y dirección del viraje. Durante el vuelo recto la aguja se ubica en el centro de la escala. Cuando el helicóptero gira, la señal de régimen de viraje del giroscopio de régimen desvía la aguja en la dirección correcta para indicar el viraje. La cantidad de desviación es proporcional al régimen de viraje. Una desviación igual al ancho de la aguja representa un viraje de 1.5° por segundo. El VSI también contiene un indicador de resbalamiento que muestra los virajes no coordinados. Si ocurre una falla de potencia o desbalance en el giroscopio del piloto o copiloto, la señal VSI asociada se perderá. Para restaurar la información del régimen de viraje al indicador, el piloto o copiloto oprimirán el interruptor TURN RATE (régimen de viraje) en su panel MODE SEL (selector de modo), a fin de que aparezca el ALT en la cara del interruptor. Esto aplica señales alternas del giroscopio de régimen desde el giroscopio en funcionamiento al indicador. La potencia para operar el sistema de régimen de viraje del piloto proviene de la barra colectora esencial de dc a través de un cortacircuito, marcado PILOT TURN RATE (régimen de viraje del piloto). El sistema del copiloto se alimenta de la barra colectora primaria Núm. 1 de dc a través de un cortacircuito, marcado CPL TURN RATE GYRO. (giroscopio de régimen de viraje del copiloto). Consulte el Capítulo 4 para una descripción del interruptor selector TURN RATE (régimen de viraje).

Dos indicadores de velocidad aérea (Figura 2-9), se instalan en el panel de instrumentos, uno para el piloto y otro para el copiloto. Los indicadores son instrumentos de presión diferencial que miden la diferencia entre la presión de impacto y la presión estática. Las marcas correspondientes a la gama de los instrumentos y las limitaciones se encuentran en el Capítulo 5, Sección II, Límites del Sistema.

Dos altímetros se encuentran instalados en el panel de instrumentos (Figuras 2-9 y 2-22). El codificador del altímetro funciona como un altímetro barométrico para el piloto y como un sensor de altitud barométrica para el transpondedor AN/APX-100 en el modo C. El del copiloto funciona sólo como un altímetro barométrico. El sistema está equipado con un vibrador de funcionamiento continuo para mejorar la exactitud de medición de la altitud. La gama de operación del altímetro es de -1000 pies a 50,000 pies. La cara del instrumento tiene una escala marcada de cero a nueve en unidades de 50 pies. Los indicadores y controles de funcionamiento son un puntero de l00 pies, un tambor de 100 pies, un tambor de 1,000 pies, un tambor de 10,000 pies, perilla de ajuste de presión barométrica, ventanilla de escala de presión barométrica y una bandera de advertencia. La bandera de advertencia solo se usa en conjunto con el codificador. Una ventanilla contadora que se encuentra próxima a la manecilla indicadora contiene tres tambores digitales que giran para indicar la altitud del helicóptero. Otra ventanilla en la sección izquierda superior de la cara del instrumento indica la operación de código normal. Cuando el sistema falla en transmitir señales al transpondedor, una bandera marcada CODE OFF (código desactivado) aparecerá en la ventanilla. Una ventanilla en la sección derecha inferior de la cara del instrumento indica el ajuste de presión barométrica. La perilla de ajuste de presión barométrica se encuentra en la esquina izquierda inferior del marco del indicador. La potencia para operar el sistema codificador proviene de la barra colectora primaria Núm. 2 de dc, a través de un cortacircuito marcado PILOT ALTM (altímetro del piloto).

Dos indicadores se encuentran instalados, cada uno al frente del piloto y copiloto (Figura 2-9) para indicar el régimen de ascenso o descenso.

Encima del panel de instrumentos se encuentra instalada una brújula magnética, en el marco derecho del parabrisas central (Figura 2-4). La brújula se utiliza como un instrumento auxiliar para referencias de rumbo. En el lado derecho de la consola superior se encuentra instalada una tarjeta de corrección de brújula con errores de desviación.

El indicador de temperatura del aire ambiental es un instrumento de lectura directa marcado FREE AIR (aire ambiental), y se lee en grados Celsius. En los helicópteros sin el sistema de antihielo en el parabrisas central se instala un indicador FAT a través de dicho parabrisas. En los helicópteros que tienen instalado el sistema antihielo en el parabrisas central, se encuentran dos indicadores instalados a través de las ventanillas superiores (Figura 2-4).

2.80 RELOJ.

En el panel maestro de advertencia se encuentran dos luces maestras de precaución (Figuras 2-9 y 2-23) una a cada lado para el piloto y el copiloto, marcadas MASTER CAUTION PRESS TO RESET (sistema de advertencia maestra - oprima para reponer). Estas se iluminan siempre que se ilumina una luz de precaución. Estas alertan a los pilotos y dirigen su atención al panel de precaución/aviso. El panel de precaución se debe reponer de una vez para proveer una indicación similar, si ocurre una segunda falla o condición, mientras la primera aún esta presente. La luz maestra de precaución se puede reponer desde cualquier posición de piloto. Existen cuatro luces color ámbar en el panel maestro de advertencia, que requieren acción inmediata si se iluminan. Están marcadas como #1 ENG OUT, #2 ENG OUT, FIRE, y LOW ROTOR RPM (motor de turbina #1 apagada, motor de turbina #2 apagada, incendio y bajas RPM del rotor). La luz de advertencia LOW ROTOR RPM destellará a un régimen de tres a cinco destellos por segundo si las rpm del rotor bajan a menos de 95% RPM R. En adición, si el % RPM R baja a menos de 95% o la Ng baja a menos de 55%, se proveerá un tono fijo bajo. El tono bajo de las RPM del rotor está inhibido en tierra a través del interruptor del peso sobre ruedas del tren de aterrizaje izquierdo. El tono fijo Ng del motor de turbina no se inhibe. Las luces de advertencia ENG OUT (motor de turbina apagado)y el tono se activarán a 55% Ng SPEED o menos. Consulte el párrafo 2.14.1 para una descripción de las luces de advertencia FIRE (incendio). La potencia para las luces de precaución maestra proviene de la barra colectora primaria Núm. 1 de dc, a través de un cortacircuito marcado, LIGHTS CAUT/ADVSY (luces de precaución/aviso).

2.81.1 Sistema de Luces de Precaución/ Aviso. El panel de precaución y aviso, (Figuras 2-9 y 2-24) se encuentran a la izquierda del centro del panel de instrumentos. La sección de precaución (dos terceras partes en la parte superior) del panel, indica ciertas fallas o condiciones inseguras por medio de las luces color ámbar.

La sección de aviso del panel (una tercera parte en la parte inferior) muestra ciertas condiciones no críticas por medio de las luces verdes. Cada luz tiene su propio circuito de operación y permanecerá iluminada mientras exista la condición que causó su iluminación. Las luces de precaución y aviso reciben su potencia de la barra colectora primaria Núm. 1 de dc, a través de un cortacircuito, marcado LIGHTS CAUT/ADVSY (luces de precaución/aviso). Consulte los sistemas mayores para una descripción completa de las cápsulas del panel de precaución/aviso. Consulte la Tabla 2-3 para una breve descripción de cada falla.

2.81.2 Interruptor de Precaución/Aviso BRT/DIM-TEST (brillante, opaca, prueba, respectivamente). La prueba de las luces de precaución/aviso se hace por medio de un interruptor central cargado con resorte marcado BRT/DIM y TEST, en la parte inferior izquierda del panel de precaución/aviso (Figura 2-24). Al colocar el interruptor en TEST, éste chequea simultáneamente todas las luces en el panel de precaución/aviso y en los paneles maestros de advertencia, y las luces de precaución #1 y #2 FUEL LOW (nivel bajo de combustible #1 y #2) y LOW ROTOR RPM (RPM bajas del rotor) emitirán destellos. Cuando el control de intensidad rotativo PLT FLT (vuelo del piloto) del piloto se mueve de la posición OFF, el colocar el interruptor BRT/DIM-TEST a BRT/DIM causa que las luces de precaución/aviso y las luces de advertencia maestra cambien su intensidad. Cuando las luces se atenúan y se remueve la potencia, la intensidad de la luz retornará a brillante cuando se reaplique la potencia. El interruptor TEST (prueba) recibe su alimentación de la barra colectora primaria Núm. 1 de dc, a través de un cortacircuito, marcado LIGHTS CAUT/ADVSY (luces de precaución/aviso). El interruptor BRT/DIM recibe su alimentación de la barra colectora esencial de dc a través de un cortacircuito marcado CAUT/ADVSY PNL (panel de precaución/aviso), en el panel de cortacircuito Núm. 1. La atenuación de la luces indicadores de la cabina opera con el sistema de atenuación del panel CAUTION (precaución).

La información de los servicios es dada en la descripción de los sistemas o componentes. Los puntos usados en el reabastecimiento y servicio de combustible, aceite y el fluido hidráulico se muestran en la Figura 2-25. Las especificaciones del combustible y lubricantes y sus capacidades se encuentran en la Tabla 2-4. La Tabla 2-5 contiene una lista de combustible comercial aceptable.

2.83 PLATAFORMAS DE SERVICIO Y CARENADOS.

Las plataformas de servicio son una parte de las cubiertas del motor, que proveen acceso a los motores. Cada plataforma de servicio es de aproximadamente 46 pulgadas de largo y 18 de ancho. Es capaz de apoyar un peso estático de 400 libras en cualquier área sin ceder. La plataforma esta hecha de metal compuesto y fibras de vidrio con un núcleo en forma de panal. La cubierta del motor de turbina se abre hacia afuera y hacia abajo, proporcionando un área para permanecer de pie en la sección inferior. Cuando se cierra, el cierre de la cubierta evita que ésta se abra durante el vuelo.

2.84 SERVICIO DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE.

2.84.1 Tipos de Combustible. Los tipos de combustible se clasifican en la Tabla 2-5.

2.84.2 Uso de Combustibles. Mezclado de combustibles en los tanques de combustible.

Cuando se cambia de un tipo de combustible autorizado a otro, por ejemplo, JP-4 a JP-5, no es necesario vaciar el sistema de combustible del helicóptero antes de añadir el combustible nuevo. Los combustibles que tienen el mismo número de código de NATO son intercambiables. Los combustible para aeronaves de reacción que están conforme a la especificación ASTM D-1655 se pueden usar cuando los MILT-5624 no están disponibles. Esto usualmente ocurre durante vuelos a campo traviesa, en donde los helicópteros que usan NATO F-44 (JP-5) son reabastecidos con NATO F-40 (JP-4) o combustibles comerciales ASTM tipo B. Cuando ocurre esta condición, las características operativas pueden cambiar: se puede experimentar una temperatura baja, una aceleración más lenta, un arranque más fácil y un alcance más corto. Lo opuesto es cierto cuando se cambia de F-40 (JP-4) a F-44 (JP-5) o combustibles comerciales ASTM tipo A-1.

2.84.5 Sistema de Toma de Muestras de Combustible. La toma de muestras de combustible se hace con una bomba de mano operada por el pulgar (Figura 2-25), la cual contiene 5 pies de tubería plástica. La tubería se coloca en un tubo guía adentro del tanque de combustible y es dirigida hacia el fondo del tanque. Se acciona entonces la bomba de mano y se extrae del tanque, con los contaminantes al fondo. Cuando se termina de tomar las muestras, el tubo se vacía, se enrolla y se guarda con la bomba en la puerta de reabastecimiento por gravedad. ES Las muestras de combustible del sistema de combustible para extensión de autonomía se obtienen tomando la muestra con un tubo de toma de muestras de combustible del drenaje del colector colocado al fondo de cada tanque trasero.

NOTA

NOTA

Consulte el Capítulo 5 para las limitaciones.

2.86 ABASTECIMIENTO DEL SISTEMA DE ACEITE DEL MOTOR DE TURBINA.

El tanque de aceite de la turbina (Figura 2-25) se encuentra dentro de la estructura principal. Cuando el nivel de aceite alcanza la marca ADD, se debe añadir aceite para traer el nivel a la marca de lleno en la aguja indicadora. Espere por lo menos 10 minutos después de apagar el motor antes de verificar el nivel de aceite de la misma. Antes de añadir el aceite, determine si el sistema contiene aceite MIL-L7808 ó MIL-L-23699. Si se hacen vuelos de más de 6 horas, el nivel de aceite del motor de turbina debe estar en la línea de “lleno” en el panel indicador antes del vuelo.

El abastecimiento de la bomba manual de rellenado se realiza cuando el nivel de fluido disminuye hasta la línea de rellenado en el indicador de nivel visual, al lado del tanque de la bomba. Cuando el nivel de fluido disminuye hasta la linea de llenado, se puede vertir un cuarto de fluido hidráulico en el reservorio después de remover el tapón de rellenado. El nivel del reservorio manual se debe reabastecer solamente en unidades de cuartos.

Los reservorios (Figura 2-25) para los sistemas hidráulicos se encuentran en los módulos de la bombas hidráulicas. Los indicadores del nivel de fluido son visibles al lado de cada bomba. Todas las capacidades del reservorio de la bomba hidráulica son de 1 cuarto US hasta la marca azul (roja en algunas bombas). Cuando el indicador alcanza el punto del área roja (rellenar), es necesario 2/3 de pinta para que el indicador regrese a la marca verde. La indicación del nivel de fluido es la banda de oro de 1/8 de pulgada de ancho en el borde exterior del pistón de nivel. Para rellenar los reservorios, se suple el fluido desde la bomba manual. Después del vuelo, el fluido en los sistemas hidráulicos estará caliente. El movimiento del pistón de hasta 3/8 de pulgada en la zona azul (roja en algunas bombas) (sobrellenar) es aceptable. Cuando el pistón está más allá de ese límite, sangre suficiente fluido para traer el pistón de nuevo a 3/8 de pulgada sobre el límite de llenado. Para reabastecer el fluido del reservorio de la bomba, haga lo siguiente:

El abastecimiento del sistema de lubricación de la grúa de rescate consiste en reemplazar el fluido de la transmisión automática en el cabezal del botalón y en la caja de engranaje (Figura 4-18) hasta que el indicador del nivel de aceite indique "lleno".

El suministro de aceite de la transmisión se encuentra en la caja del colector con el orificio de llenado y el indicador de varilla para medir profundidad (Figura 2-25), en la parte posterior derecha del módulo principal. Cuando se requiere que se llene, el aceite se vacía a través del tubo de llenado en la caja del módulo principal, y se verifica el nivel de aceite mediante una varilla marcada FULL (lleno) y ADD (añadir), o FULL COLD (lleno frío) y ADD (añadir) en un lado de la varilla y FULL HOT(lleno caliente) y ADD (añadir) en el otro lado. Una verificación válida del nivel de aceite se puede hacer de la siguiente manera:

NOTA

El indicador del nivel de aceite de la caja de engranaje intermedia (Figura 2-25) se encuentra en el lado izquierdo de la caja de engranaje. El indicador del nivel de aceite de la caja de engranaje de cola se encuentra en el lado derecho.

Los métodos usados para asegurar el helicóptero por períodos de tiempo temporeros variarán de acuerdo a las directrices locales. Los requisitos mínimos para estacionamiento son: seguro antirráfaga enganchado, frenos puestos, rueda de cola asegurada, y cuñas de las ruedas colocadas correctamente. Para períodos de tiempo prolongados se deben instalar las cubiertas de entrada del motor de turbina, las cubiertas de escape y las cubiertas pitot, y girar el estabilizador hasta 0°. Cuando se requiera, el sistema de ignición y las puertas y ventanas se deben asegurar.

Las cubiertas y tapones (Figura 2-26) protegen áreas vitales contra la arena, nieve y agua. Las áreas protegidas son la entrada de aire del compartimiento aviónico, entrada de aire del motor de turbina/compartimiento de accesorios, escapes del motor de turbina y APU, tubos pitot, transmisor IRCM y entrada de aire de la APU y escape del enfriador de aceite de la transmisión principal. Las cubiertas y tapas se deben instalar siempre que el helicóptero vaya a estar en tierra por un periodo de tiempo extendido. Cada cubierta se puede instalar independientemente de las otras.

Los herrajes de amarre se instalan en cuatro puntos en el helicóptero (Figura 2-26). Existen dos herrajes al frente del fuselaje, uno arriba de cada riostra del tren de aterrizaje principal y dos en la parte posterior, uno fijado a cada lado de la sección posterior de transición. Estos herrajes se usan para amarrar el helicóptero cuando está estacionado, y cuando las condiciones del viento lo requieren.

2.95.1 Instrucciones para el Amarre. Consulte el TM 1-1500-250-23 para las instrucciones de amarre.

2.95.2 Amarre del Rotor Principal. El amarre del rotor principal se debe hacer cuando el helicóptero va a permanecer estacionado por un periodo de tiempo o cuando las condiciones proyectadas o reales del viento son de 45 nudos o más. Para amarrar las palas del rotor principal, haga lo siguiente: