CAPÍTULO 2

DESCRIPCIÓN Y OPERACIÓN DE LA AERONAVE Y SUS SISTEMAS

Sección I AERONAVE

Este capítulo describe los sistemas del helicóptero UH-60A, UH-60L y EH-60A y los controles de vuelo. El funcionamiento de los controles eléctricos y mecánicos se simplifica cuando no son necesarios los conocimientos detallados.

El UH-60A (BLACK HAWK) (Figura 2-1) es un helicóptero de ala rotativa con motor de turbinas gemelas, un solo rotor y fuselaje semimonocoque. La capacidad de misión primaria del helicóptero es el transporte táctico de tropas, abastos y equipo. Las misiones secundarias incluyen entrenamiento, movilización y desarrollo de conceptos nuevos y mejorados y apoyo de socorro en caso de desastre. El sistema del rotor principal tiene cuatro palas hechas de titanio/fibra de vidrio. El tren impulsor consiste de una transmisión principal, una caja de engranaje intermedia y una caja de engranaje de rotor de cola con ejes de interconexión. El sistema de propulsión contiene dos motores de turbina T700-GE-700 que operan paralelamente. El tren de aterrizaje no retractable consiste del tren de aterrizaje principal y una rueda de cola. El armamento consiste de dos ametralladoras de 7.62mm, una a cada lado del helicóptero en la cabina delantera. Las descripciones detalladas de estos sistemas se proporcionan en estos capítulos. Para información de peso adicional, consulte los Capítulos 5, 6, y 7. Los conjuntos de instalaciones adicionales para el helicóptero consisten de tanques de alcance extendido, grúa de rescate, evacuación médica, supresión infrarroja, antihielo/deshielo de las palas, dispositivos de obscurecimiento, conjunto de adaptación para el invierno y equipo y conjunto de sogas estáticas y de deslizamiento. Consulte este capítulo y el Capítulo 4 para las descripciones del conjunto.

El helicóptero UH-60L es igual que el UH-60A, excepto que los motores de turbina T700-GE-701C reemplazan el T700-GE-700. La transmisión principal es reemplazada por una caja de engranaje duradera mejorada (IDGB).

El helicóptero EH-60A es un UH-60A modificado (Figura 2-1) con una tripulación de cuatro. El equipo de la misión consiste de sistemas electrónicos con modificaciones que asegurarán que se cumplan los requisitos de la misión. El sistema EH-60A incluye acondicionador de aire, equipo aéreo de supervivencia y equipo aviónico. Se usa un compartimiento electrónico dentro de la sección de transición para el equipo aviónico. Se puede entrar al compartimiento desde el lado derecho del helicóptero. Los sistemas de la misión emplean dos operadores: El operador de radiogoniometría (DF) (ESM) que controla las funciones de vigilancia electrónicas y el operador de contramedidas electrónicas (ECM) controlando las funciones de contramedidas activas. El EH-60A puede operar independientemente o en conjunto, hasta con dos aeronaves adicionales similarmente equipadas. Cuando funciona en la modalidad de sistemas múltiples, se proveen comunicaciones de aire-a-aire seguras para la asignación de tareas automáticas entre aeronaves. Las comunicaciones de aire-a-tierra seguras también se proveen para propósitos de informar por medio verbal.

Las dimensiones principales del helicóptero se basan en el bastón cíclico y con los pedales del rotor de cola estando centralizados, con el bastón colectivo estando en su posición más baja. Todas las dimensiones son aproximadas y se muestran en la Figura 2-2.

Para información sobre el radio de viraje y altura sobre el terreno, vea la Figura 2-3.

2.7.1 Diagrama del Compartimiento. UH El fuselaje está dividido en dos compartimientos principales: la cabina y el compartimiento de carga. La cabina (Figura 2-4) está al frente del helicóptero con los pilotos sentados paralelamente, cada uno con sus propios controles de vuelo e instrumentos. Ambos comparten la operación de controles eléctricos. El compartimiento de carga contiene espacio para el asiento del mecánico de vuelo, asiento de tropas, instalación de camilla y carga. La carga se asegura mediante anillos de amarre instalados en el suelo. Dos compartimientos de estiba situados en la parte trasera del compartimiento de carga sobre los tanques de combustible, se usan para guardar equipo suelto (Figura 6-11). Los compartimientos de almacenaje de equipo se alcanzan desde la parte interior del compartimiento de carga. Un control de antirráfagas, una bomba de mano antirráfagas para el acumulador de la unidad de potencia auxiliar (APU) e indicador de presión, y la unidad de secuencia electrónica de la APU también están instaladas (Figura 2-5).

2.7.2 Diagrama del Compartimiento. EH Un asiento fijo de observador está instalado para permitir la observación de cualquier posición del operador (Figura 2-6). Se proveen aditamentos en el suelo para asegurar los montajes de bastidores y asientos. Las cortinas de obscurecimiento se pueden usar para eliminar cualquier entrada de luz en la cabina durante las operaciones nocturnas, o cualquier brillo en la consola del operador durante las operaciones diurnas. Las cortinas de obscurecimiento también se pueden usar entre la cabina y el compartimiento de carga durante operaciones de visores nocturnos (NVG).

Todos los controles eléctricos de la cabina se encuentran en las consolas superior e inferior y en el panel de instrumentos. La consola superior, situada encima entre el piloto y el copiloto, contiene controles de los motores, controles de emergencia de fuego, controles del limpiaparabrisas y del calentador, controles de luz interna y externa, sistemas eléctricos y controles misceláneos del sistema del helicóptero (Figura 2-7). La porción trasera del panel superior contiene los paneles de cortacircuito de la barra colectora esencial de corriente continua (dc). La consola inferior, próxima a la base del panel de instrumentos y extendiéndose a través de la cabina entre el piloto y el copiloto, es fácilmente accesible por cualquiera de los pilotos. La consola se organiza con los paneles de comunicación, paneles navegacionales y actitud de vuelo/controles de estabilidad. La parte trasera de la consola aloja el panel de cortacircuitos de la barra colectora de la batería/barra de utilidad de la batería (BATT BUS/BATT UTIL BUS) y la palanca de los frenos de estacionamiento.

El helicóptero tiene un tren de aterrizaje no retractable que consiste de dos conjuntos de tren principales y un conjunto de rueda de cola. El tren de aterrizaje permite despegues y aterrizajes del helicóptero en declives en cualquier dirección. El sistema incorpora un dispositivo de soporte que permite bajar o subir manualmente el fuselaje para transporte aéreo. Se instaló un interruptor de peso sobre las ruedas (WOW) en el tren de aterrizaje izquierdo para controlar la operación de sistemas seleccionados (Tabla 2-1). El interruptor queda desactivado cuando el peso del helicóptero se encuentra sobre el tren de aterrizaje. En los helicópteros con el sistema de apoyo de depósitos externos (ESSS), también hay un interruptor WOW instalado en la viga de arrastre del tren de aterizaje derecho para una desconexión de baja frecuencia ac y desconectar el lanzamiento automático de los equipos externos. El interruptor izquierdo WOW provee todas las otras funciones del WOW como si no hubiese funciones ESSS, así como las funciones de lanzamiento de emergencia de todos (EMER JETT ALL). Vea la Tabla 2-1 para referencia.

2.9.1 Tren de Aterrizaje Principal. El tren de aterrizaje principal está montado en cada lado del helicóptero al frente del centro de gravedad (Figura 2-1). Cada tren de aterrizaje individual tiene una sola rueda, una viga de arrastre y un puntal amortiguador de aceite de dos etapas. La etapa inferior absorberá energía de aterrizajes hasta 10 pies por segundo (fps). Sobre 10 fps, la etapa superior e inferior se combinan para absorber cargas hasta 39 fps (alrededor de 11.25Gs).

2.9.2 Sistema de Frenos de Ruedas. Las ruedas del tren de aterrizaje principal tienen frenos de discos hidráulicos. El sistema autoajustable y autocontenido es operado por los pedales del rotor de cola del copiloto y el piloto. Los frenos tienen un indicador visual del desgaste de la pastilla del freno. Cada freno de rueda consiste de dos discos de acero rotativos, pastillas de freno y un alojamiento que contiene pistones hidráulicos. La palanca de los frenos de estacionamiento marcada PARKING BRAKE, está en el lado derecho de la consola inferior (Figura 2-8). Una palanca de frenos de estacionamiento manual permite que los frenos cierren, ya sea por el piloto o copiloto después que se aplica presión de frenos. Los frenos de estacionamiento se aplican presionando los pedales del freno, halando el mango de frenos de estacionamiento hasta su posición de extensión total y luego soltando los pedales mientras se continúa tirando de la palanca. Entonces se iluminará una luz de aviso indicando frenos de estacionamiento activados (PARKING BRAKE ON). Oprimir el pedal de freno izquierdo del piloto o copiloto liberará los frenos de estacionamiento, la palanca volverá a la posición de desactivación (OFF) y la luz de aviso desaparecerá. La potencia para la luz de aviso proviene de la barra colectora primaria de corriente continua (dc) Núm. 1 a través de un cortacircuito marcado LIGHTS ADVSY (aviso de luces).

2.9.3 Tren de Aterrizaje de Cola. El tren de aterrizaje de cola (Figura 2-1) está debajo de la sección trasera del cono de cola. Posee un puntal amortiguador de aceite de dos etapas, el conjunto de la horquilla del sistema de enclavación de la rueda de cola, el conjunto del yugo, y una rueda con neumático. El conjunto de la horquilla es el punto de la inserción para la rueda de cola y permite que la rueda gire 360°. La rueda de cola puede asegurarse en una posición de arrastre mediante un interruptor (TAILWHEEL) (rueda de cola) en la cabina indicando asegurada (LOCK) o libre (UNLK)(Figura 2-8). La horquilla es asegurada por un actuador eléctrico mediante una palanca acodada y un pasador de cierre. Cuando el pasador se encuentre extendido, el interruptor indicará asegurada (LOCK). Cuando el pasador se retraiga, el interruptor indicará no enclavado (UNLK). La energía para operar el sistema de enclavamiento proviene de la barra colectora esencial dc a través de un cortacircuito marcado aseguramiento de rueda de cola (TAILWHEEL LOCK).

2.10.1 Panel de Instrumentos. UH Hay un panel de instrumentos de una sola pieza que contiene los instrumentos de los motores de turbina, así como los instrumentos de vuelo duplicados (Figura 2-9). El panel está inclinado 30° hacia atrás. Los paneles maestros de advertencia están montados en el panel de instrumentos superior debajo de la pantalla antirresplandor, para informar al piloto de las condiciones que requieren acción inmediata.

2.10.2 Panel de Instrumentos. EH El panel de instrumentos del EH-60A se muestra en la Figura 2-9. Consulte el Capítulo 3 para la descripción y operación de paneles interruptores de sistemas y el Capítulo 4 para BDHI, interruptor de llamada de tripulación (CREW CALL),

interruptor de bengalas (FLARE) e interruptor de antena de contramedidas electrónicas (ANTENNA ECM) y conjunto de contramedidas ALQ-156.

2.10.3 Sistema Indicador Vertical de Instrumentos (VIDS). El VIDS (Figura 2-9) consiste de una unidad indicadora central con franjas verticales (CDU), dos unidades indicadoras con franjas verticales para el piloto (PDU) y dos convertidores de datos de señales (SDC). Todas estas lecturas se muestran mediante columnas ascendentes y descendentes de luces multicolores (rojas, amarillas y verdes) medidas contra escalas verticales que funcionan de la siguiente manera: los segmentos se iluminan en progresión normal y permanecen iluminados a medida que aumenta el nivel de la señal recibida. Esas escalas desaparecerán en progresión normal según la señal recibida disminuye. Las escalas que poseen segmentos codificados en rojo y/o ámbar debajo de los segmentos codificados en verde operarán en la forma siguiente: Cuando el nivel de la señal recibida está en cero o en el extremo inferior de la escala, los segmentos se iluminarán en progresión normal y permanecerán iluminados. Al iluminarse el primer segmento situado arriba del sector rojo o ámbar se apagarán todos los segmentos codificados en rojo o en ámbar. Estos segmentos permanecerán apagados hasta que el nivel de la señal recibida indique una lectura en o dentro del sector rojo o ámbar. En ese momento, todos los segmentos codificados en rojo o en ámbar se iluminan y la escala indicadora se iluminará o apagará en progresión normal, dependiendo del nivel de la señal recibida. Para una indicación en aumento, una escala con flechas laterales: al iluminarse el primer segmento que tiene flechas laterales luminosas asociadas, la flecha lateral correspondiente también se iluminará. A medida que se iluminan los segmentos se iluminarán también las flechas laterales correspondientes, una a la vez. Solamente estará iluminada la flecha asociada a la indicación porcentual mayor de la escala correspondiente. Para una indicación decreciente, las escalas con flechas laterales operarán en la forma descrita arriba, estando iluminada solamente la flecha lateral asociada a la indicación porcentual mayor de la escala asociada. La CDU y las PDU contienen fotoceldas que ajustan automáticamente la iluminación de los indicadores a la luz ambiental. Si falla una de las tres fotoceldas, es posible que las luces en las escalas verticales del PDU o CDU no tengan su brillantez óptima para las condiciones ambientales. El botón de atenuación (DIM) en la CDU contiene una capacidad de saltar el ajuste automático, que permite al piloto ajustar manualmente el nivel de luz de los indicadores. Los convertidores de datos de señales (SDC) reciben datos de parámetros de los motores Núm. 1 y 2, de la transmisión, y del sistema de combustible; procesan dicha información y envían los datos de señales resultantes a los indicadores de los instrumentos. Los instrumentos del motor #1 en la unidad indicadora central (CDU) y en la unidad indicadora del piloto (PDU) para el copiloto reciben los datos de señales a partir del SDC #1 (CANAL 1) (CHAN 1). Los instrumentos del motor de turbina #2 y de la transmisión principal en la CDU y en la PDU del piloto reciben los datos de señales del SDC #2 (CANAL 2)(CHAN 2). Si falla uno de los SDC, se iluminará la luz de aviso corres-pondiente del canal 1 ó 2 (CHAN 1 ó 2) y la PDU del piloto o del copiloto y los instrumentos correspondientes fallarán. La falla de un suministro de corriente a las lámparas dentro de un SDC causará que se apaguen alternadamente las luces del CDU. Ambos SDC reciben la siguiente información de los motores: % de RPM 1 y 2, % de RPM R y % de torque de ambos motores. Por lo tanto, si falla un SDC, solamente una de las PDU se encargará de suministrar el % de RPM 1 y 2 y el % de torque para ambos motores.

2.10.4 Unidad Indicadora Central (CDU). La CDU (Figura 2-9) contiene instrumentos que indican la cantidad de combustible, la temperatura y presión del aceite de transmisión, la temperatura de gases de la turbina (TGT), y lecturas de velocidad del generador de gases (Ng). Dichas lecturas se indican mediante columnas ascendentes y descendentes de luces multicolores (rojo, amarillo y verde) medidas contra las escalas verticales. Si el instrumento incluye la desconexión de los límites bajos (luces rojas o amarillas debajo de las luces verdes), se apagarán cuando el sistema esté operando dentro del límite normal (verde). Si el instrumento contiene luces amarillas o rojas por encima del límite verde, el área verde continuará iluminada junto con la amarilla o roja cuando se esté operando por encima del área verde. Las áreas de operación de los diferentes instrumentos se muestran en las Figuras 5-1, 5-2 y 5-3. Se han instalado indicadores digitales adicionales en los indicadores de cantidad de combustible (FUEL), temperatura de gases de la turbina (TGT) y velocidad del generador de gases (Ng).

Figura 2-6. Arreglo del Equipo de Misión del Compartimiento de Carga EH

2.10.4.1 Sistema de Comprobación de Lámparas. El sistema de comprobación de lámparas provee la posibilidad de comprobar eléctricamente todas las lámparas de las escalas de la unidad indicadora central (CDU), indicadores digitales y las luces de sobrevelocidad del % de las RPM del rotor (% RPM RTR OVERSPEED) en las unidades indicadoras del piloto (PDU). Cuando se oprime el interruptor de oprimir para comprobar (PUSH TO TEST) en la CDU se deberán iluminar todas las lámparas de las escalas en la CDU, los indicadores digitales deberán mostrar 888 y las tres luces de sobrevelocidad del rotor (RTR OVERSPEED)deberán estar iluminadas.

2.10.4.2 Control Atenuador. El control atenuador permite al piloto ajustar el nivel de luz deseado en los indicadores de la CDU y PDU, de acuerdo con la luz ambiental, o intervenir manualmente pasando por alto el ajuste causado por los sensores de atenuación automática. Un interruptor en la posición de giro completo hacia la derecha (en dirección de las manecillas del reloj) permite al piloto obtener la iluminación de la CDU y PDU en caso de que falle el circuito de atenuación automática.

2.10.4.3 Control Digital de la Unidades Indicadoras del Piloto (PDU) y de la Unidad Indicadora Central (CDU). La CDU (Figura 2-9) posee un interruptor de control, marcado ON/OFF DIGITS, para desactivar o activar los indicadores digitales en la CDU y las PDU. Si un procesador digital falla, se apagarán todos los indicadores digitales.

2.10.5 Unidad Indicadora del Piloto (PDU). La PDU (Figura 2-9) indica al piloto la velocidad de las turbinas de potencia del motor (% RPM 1 y 2), la velocidad del rotor (% RPM R), y el torque (% TRQ). Las lecturas se muestran mediante columnas ascendentes y descendentes de luces multicolores (roja, amarilla, y verde) medidas contra escalas verticales. Los indicadores de % de RPM incluyen desconexión de los sectores bajos, por debajo del límite de operación normal. Existen tres luces de sobrevelocidad en el extremo superior que se iluminarán de izquierda a derecha cuando se alcanza una velocidad del rotor correspondiente de 127%, 137% y 142%. Una vez que se ha encendido una luz, un dispositivo de cierre previene que se apague hasta que sea reajustado durante el mantenimiento. La alimentación de las PDU procede de las barras colectoras primarias AC y DC a través de cortacircuitos marcados, respectivamente, N0. 1 AC INST/NO.1 DC INST y NO. 2 AC INST/NO.2 DC INST. Vea las Figuras 5-1, 5-2 y 5-3 para las marcaciones de instrumentos.

2.11.1 Puertas de la Cabina. El compartimiento de la tripulación es accesible a través de dos puertas, una a cada lado de la cabina. Las puertas se abren hacia afuera y están abisagradas en el lado delantero (Figura 2-1). Cada puerta está dotada de una ventanilla para ventilación. En la parte trasera de cada puerta hay una manija con traba que permite abrir la misma desde el interior o exterior de la cabina. Las palancas de liberación de emergencia se encuentran en el marco interior de cada puerta (Figura 9-1). Permiten que las puertas de la cabina sean lanzadas en caso de emergencia. Existe una tira para halar en caso de liberación de emergencia en la porción delantera interior de cada ventana de la puerta de la cabina para la salida del piloto.

2.11.2 Puertas de Tropa/Carga (Cabina). A cada lado del compartimiento para tropas/carga existen puertas que se deslizan hacia atrás (Figura 2-1). Unas trabas de acción simple en las puertas permiten fijar las mismas en posición completamente abierta o completamente cerrada. Cada una de las dos puertas incorpora dos ventanillas lanzables, para ser utilizadas como salidas de emergencia (Figura 9-1).

2.11.3 Ventanillas para el Mecánico de Vuelo/Artillero. Las estaciones para el Mecánico de Vuelo/Artillero tienen ventanillas que se deslizan hacia adelante, divididas verticalmente en dos paneles (Figura 2-1). Una traba de seguridad con muelle se encuentra instalada en cada ventanilla trasera de artillero, para evitar que la ventanilla pueda ser abierta desde el exterior. La cerradura con pasador de seguridad requiere que la palanca de la traba sea activada desde el interior del helicóptero. Existe además otra traba para la ventanilla, accionada mediante una barra, que permite mover la ventanilla delantera a una posición de almacenamiento. Las ventanillas pueden abrirse para colocar una ametralladora en posición de abrir fuego.

2.11.4 Cerraduras para las Puertas. Las cerraduras de llave de las puertas se instalan en cada una de las cabinas, el compartimiento de carga y las puertas de compartimiento del equipo aviónico. Se usa una llave común para cerrar y abrir las puertas desde el exterior para asegurar el helicóptero. Cada ventanilla corrediza del mecánico de vuelo/artillero se cierra desde el interior solamente.

Los asientos de piloto proveen protección balística y se pueden ajustar según la longitud de las piernas y estatura del piloto. El asiento del piloto está en el lado derecho, y el del copiloto en el lado izquierdo. Cada asiento tiene un cubo compuesto de una sola pieza de cerámica conectado a tubos de absorción de energía. Cada asiento está colocado en un carril con el cubo directamente sobre una recesión en el piso de la cabina. Las cargas de choque se reducen permitiendo que el asiento y el ocupante se muevan verticalmente como una sola unidad. La sujeción del ocupante se logra mediante un arnés de hombros, y correas para los muslos y entrepiernas.

2.12.2 Blindaje Protector. Se provee un blindaje protector para el cuerpo del piloto y copiloto contra tiros de 7.62mm desde el lado y desde atrás y debajo. Las alas blindadas, fijadas al interior de la cabina, consisten de un panel corredizo en la parte exterior de cada asiento. Una palanca de liberación al frente de cada panel permite que el panel se deslice hacia atrás para permitir la entrada y salida rápida, al igual que la libertad de movimiento para el ocupante del asiento.

Existen dos asientos situados mirando hacia afuera (Figura 2-10), uno en cada lado del helicóptero al frente de la cabina, para los mecánicos de vuelo/artilleros. Cada asiento está de frente a una ventana. Cada asiento es un conjunto de tubo de acero apoyado por cable con un asiento de tela fuerte y resistente al fuego y con soporte para la espalda. Cada asiento contiene dos atenuadores de energía en la parte inferior diseñados y orientados a reducir lesiones al personal en caso de que se estrelle una aeronave. Cada asiento tiene un sistema completo de correas para los muslos y un arnés doble para los hombros y el torso, unido a la hebilla liberadora giratoria de doble acción. El arnés de hombro está conectado a carretes de inercia en el respaldo y fondo del asiento. Esto permite al ocupante moverse libremente dentro de su posición. En los helicópteros equipados con el sistema mejorado de sujeción del mecánico de vuelo/ artillero, el sistema de sujeción posee una hebilla rotativa liberadora de acción simple, con un protector. Será necesario oprimir una placa liberadora para poder girar la hebilla, evitándose de este modo la liberación imprevista por contacto con los equipos, etc. El control del enclavamiento del carrete de inercia ha sido reemplazado por un control manual de recorrido más breve, para ser empujado o halado. Si se empuja hacia adentro el carrete de inercia se enclava en su lugar manualmente. Si se hala el control, el carrete se enclavará al tirarse súbitamente de las correas.

UH En adición a los asientos de mecánico de vuelo/artillero, los asientos de tropa se pueden instalar para 13 personas. Cada asiento de tropa tiene una correa y arnés de hombros para la sujeción del cuerpo. Los respaldos y asientos están unidos al techo de la cabina mediante cables, y mediante cables y varillas a dispositivos de sujeción instalados en el piso. Se pueden instalar de 1 a 13 asientos. Cada asiento contiene dos atenuadores de energía inferiores, diseñados y orientados a reducir las lesiones del personal. En la Hilera 1, donde puede instalarse un asiento para tropas, mirando hacia la nariz, el extremo más pequeño del atenuador está dirigido hacia arriba y hacia la derecha de la nave. Al retirar los asientos de la cabina y guardarlos en el compartimiento de almacenaje, deberá efectuarse un ajuste del peso y equilibrio utilizando los datos en las Figuras 6-3 y 6-12.

2.13.2 Asientos de Contramedidas Electrónicas (ECM) y de Radiogoniometría (DF) del Operador. EH Los asientos son similares a los del piloto y copiloto, excepto que no se provee protección de alas blindadas.

2.13.3 Asiento del Observador. EH El asiento del observador es idéntico al asiento de tropa (Figura 2-6). Se instala detrás y hacia la derecha del asiento del operador DF.

2.14 SISTEMAS DE PROTECCION CONTRA INCENDIOS. Los sistemas de detección y extinción de incendios están instalados de modo tal que puede detectarse y apagarse un incendio en cualquiera de los motores o instalación de la unidad de potencia auxiliar (APU), sin afectar las dos restantes. Los motores de turbina y la APU son vigiladas por unidades sensoras de radiación infrarroja, y están protegidas mediante una instalación extintora principal y una de reserva, de alto régimen de descarga.

2.14.1 Sistema Detector de Incendios. Un sistema de detección provee aviso de incendio a la cabina en caso de incendio en cualquiera de los dos compartimientos principales de los motores o en el compartimiento de la APU. El sistema consiste de cinco detectores de llamas tipo sensor de radiación, amplificadores de control y un panel de prueba. Dos detectores están instalados en cada compartimiento del motor de turbina principal y otro en el compartimiento de la APU (Figura 2-1). Los detectores de llamas son celdas fotoconductoras, de estado sólido, que suministran una vigilancia óptica de volumen constante de las áreas vigiladas. En caso de incendio, los detectores reaccionan a la radiación infrarroja y envían una señal a uno de los tres amplificadores de control, el que a su vez envía la señal al conjunto de advertencia de incendio, iluminándose la manija T correspondiente (Figuras 2-7 y 2-13). Además las luces maestras de aviso de fuego se apagarán si se detecta un incendio (Figura 2-9). El sistema detector automáticamente se reajusta asimismo, con las luces de aviso apagadas, cuando la fuente de radiación infrarroja deja de emitir.

2.14.2 Panel de Prueba del Detector de Incendios. Hay un interruptor en el panel de prueba de detección (DET TEST) de la consola superior (Figura 2-7), que al ser movido a las posiciones 1 y 2, envía una señal de prueba a través del sistema para iluminar las luces de aviso de incendios y verificar la operación correcta del sistema, hasta las fotoceldas, pero sin incluir éstas. Las luces de posición de prueba (TEST) Núm. 1 activa las manijas tipo T de apague de emergencia de los motores de turbina (ENG EMER OFF) #1 y #2, así como la manija tipo T de la APU, y verifica todos los detectores instalados en el mamparo. Los motores y la APU están encerrados completamente dentro de su propio

compartimiento de mamparo, reduciéndose de este modo la posibilidad de una falsa alarma de origen externo. La energía eléctrica para operar los sistemas detectores Núm. 1 y 2 procede de la barra colectora esencial DC a través de cortacircuitos marcados FIRE DET, No. 1 ENG & No. 2 ENG (detector de incendio, motor de turbina #1 y #2) respectivamente. La corriente para la operación del sistema detector de la APU procede de la barra colectora de la batería a través de un cortacircuito marcado APU FIRE DET (detector de incendio de la unidad de potencia auxiliar).

2.14.3 Sistemas de Extinción de Incendios. Existe un sistema de extinción doble (principal y de reserva) con alto régimen de descarga para cada uno de los compartimientos de los motores de turbina, así como para el compartimiento de la unidad de potencia auxiliar (APU). Dicho sistema posee dos recipientes, cada uno con líquido y cargados con nitrógeno gaseoso. Los recipientes están instalados encima de la cubierta superior, detrás del compartimiento del motor de turbina derecha (Figura 2-1). Ambos recipientes poseen salidas dobles, cada una con su propio mecanismo de disparo. Cada uno de los recipientes de agente extintor posee un indicador de presión, el cual puede verse fácilmente durante la inspección de prevuelo. El sistema también posee un orificio de descarga térmica de seguridad que causará la ruptura de un indicador visual en el lado derecho del fuselaje, lo que indica que uno o ambos recipientes están vacíos. La energía eléctrica para operar las válvulas de salida Núm. 1 (principal) y Núm. 2 (reserva) es suministrada por la barra colectora de DC primaria Núm. 2 a través de un cortacircuito marcado FIRE EXTGH (extintor de incendios). La corriente para operar las válvulas de los orificios de salida de las botellas extintoras de incendios Núm. 2 (principal) y Núm. 1 (reserva), así como la válvula de control direccional, procede de la barra colectora utilitaria de la batería, a través de un cortacircuito en la consola inferior, marcado FIRE EXTGH (extintor de incendios).

2.14.4 Activadores de los Extintores de Incendios (Manijas tipo "T"). Existen tres manijas tipo T: una manija tipo T para la APU, que se encuentra en la consola superior (Figura 2-7) marcada APU, y dos manijas tipo T del extintor de incendio del motor de turbina en el cuadrante de control de los motores de turbina, marcados #1 ENG EMER OFF y #2 ENG EMER OFF (APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR, # 1 y #2, respectivamente) (Figuras 2-4 y 2-13). La manija marcada #1 ENG EMER OFF (apague de emergencia del motor de turbina #1) es para el compartimiento del motor de turbina #1, y la palanca APU es para el compartimiento de la unidad de potencia auxiliar. Cuando se tira de una de las manijas, la corriente continua (dc) activa el módulo lógico de extinción de incendios para seleccionar el compartimiento al que se debe dirigir el agente extintor, mientras que al mismo tiempo energiza el circuito que va al interruptor extintor de incendios. En los extremos de los mangos se encuentran instaladas luces de advertencia de detección de incendios.

El interruptor marcado FIRE EXT (extintor de incendios) en la consola superior (Figura 2-7) tiene posiciones marcadas RESERVE-OFF-MAIN (reserva-desconectado-principal). El interruptor solamente funciona después de haber halado una de las manijas tipo T marcadas ENG EMER OFF (apagado de emergencia del motor de turbina) o APU (unidad de potencia auxiliar). Si se coloca el interruptor en MAIN (principal), después de haber halado la manija ENG EMER OFF (apagado de emergencia del motor de turbina), se descargará el contenido de la botella extintora dentro del compartimiento correspondiente. Si se coloca el interruptor en RESERVE (reserva) después de haber halado una de las manijas ENG EMER OFF (apagado de emergencia del motor de turbina), se descargará dentro del compartimiento seleccio-nado el contenido de la botella extintora opuesta. El contenido de la botella extintora se descargará dentro del compartimiento correspondiente a la última manija que se haló.

2.14.6 Sistema Activado en Caso de Estrellarse la Aeronave. Existe un sistema que se activa en caso de estrellarse un helicóptero y que forma parte del sistema de extinción de incendios. Un interruptor de inercia omni-direccional está rígidamente unido al bastidor de vuelo para detectar las fuerzas en caso de accidente. Cuando se produce un impacto de 10Gs o más, dicho interruptor activará automáticamente los recipientes de extinción de incendios, descargándolos en los compartimientos de los motores de turbina. La energía eléctrica es suministrada desde la barra colectora utilitaria de la batería, a través de un cortacircuito en la consola inferior marcado FIRE EXTGH (extintor de incendios).

UH Existe una hacha (Figura 9-1) instalada entre los asientos del piloto en la cabina.

El motor de turbina T700 (Figura 2-11) es una turbina de turboeje con accionamiento frontal y construcción modular. Una está montada en la estructura de la aeronave en cualquiera de los lados de la transmisión principal. La T700 está dividida en cuatro módulos: sección fría, sección caliente, sección de la turbina de potencia y sección de accesorios.

2.17.1 Módulo de la Sección Fría. El módulo de la sección fría (Figura 2-11), incluye el separador de partículas de entrada, el compresor, el conjunto del eje de salida, y unidades de líneas reemplazables (LRU). El separador de partículas de entrada remueve arena, polvo y otras materias extrañas del aire de entrada al motor de turbina. El aire de entrada al motor de turbina pasa a través de unas aletas de torbellino, revoloteando el aire y expulsando el sucio mediante una acción inercial hacia la voluta colectora, después de lo cual es aspirado por el soplador impulsado por el motor y descargado al exterior alrededor del conducto de escape de la turbina. El compresor tiene cinco etapas axiales y una etapa centrífuga. Existen unas aletas guías variables de entrada y aletas variables de etapa 1 y 2. Las LRU montadas en el módulo de la sección fría son la unidad de control eléctrico (ECU) (700), o el control electrónico digital(DEC) (701C), la válvula de antihielo y de sangrado de arranque, el registrador histórico (700), o un contador histórico (701C), el sistema de ignición y los cables eléctricos.

2.17.2 Módulo de Sección Caliente. El módulo de la sección caliente (Figura 2-11) consiste de tres subconjuntos; la turbina generadora de gases, el conjunto de la boquilla de la etapa 1, y el revestimiento de combustión. Las LRU en el módulo de la sección caliente son las boquillas de cebado y los ignitores. La turbina del generador de gases consiste en un conjunto del estator del generador de gases y un conjunto del rotor de turbina de dos etapas, enfriado por aire, el cual acciona el compresor y la caja de engranaje de accesorios. El conjunto de la boquilla de la etapa 1 contiene segmentos de boquilla enfriados por aire. Los conjuntos de boquillas dirigen el flujo de gas hacia la turbina del generador de gases. El revestimiento de combustión es un combustor de tipo anillo enfriado por el flujo de aire procedente de la caja del difusor.

2.17.3 Módulo de la Sección de Turbina de Potencia. El módulo de la turbina de potencia (Figura 2-11), incluye una turbina de potencia de dos etapas, el bastidor de escape, el conjunto del eje y el colector-C. Las LRU montadas en el módulo de la sección de la turbina de potencia son el arnés termopar, el sensor de torque y sobrevelocidad, y el sensor Np (% RPM 1 ó 2).

2.17.4 Módulo de la Sección de Accesorios. El módulo de la sección de accesorios (Figura 2-11) incluye la caja de engranaje de accesorios montada en la parte superior, y un cierto número de LRU. Las LRU montadas en el módulo son la unidad hidromecánica (HMU), la bomba reforzadora de combustible, el filtro del aceite, el enfriador del aceite, el alternador, la bomba de aceite y barrido, el soplador separador de partículas, el conjunto del filtro de combustible, el detector de limalla, el sensor de desvío ("bypass") del filtro de aceite, el eje de accionamiento radial, el sensor de presión de combustible y el sensor de presión de aceite.

El sistema de abastecimiento de combustible del motor de turbina consiste primordialmente de la bomba reforzadora de baja presión impulsada por el motor de turbina, el filtro de combustible, la válvula de desvío del filtro de combustible, el sensor de presión de combustible, la unidad hidromecánica (HMU), unidad de presurización y sobrevelocidad (POU) 700, o válvula de drenaje y sobrevelocidad (OVD) 701C.

2.18.1 Bomba Reforzadora Impulsada por el motor de Turbina. En la cara frontal de la caja de engranajes de accesorios del motor de turbina (Figura 2-11) se encuentra instalada una bomba reforzadora de combustible de succión para baja presión. Dicha bomba asegura que el sistema de suministro de combustible de la estructura de la aeronave se encuentre bajo presión negativa, reduciéndose de este modo la posibilidad de incendio en caso de daños al sistema de combustible. Dicha bomba asegura que el sistema de suministro de combustible de la estructura de la aeronave se encuentre bajo presión negativa, reduciéndose de este modo la posibilidad de incendio en caso de daños al sistema de combustible. Si se ilumina la luz de precaución FUEL PRESS # 1 ó #2 (presión de combustible #1 y #2, respectivamente) durante la marcha lenta o por encima de ésta, ello indicará una fuga, o falla de la bomba reforzadora impulsada por el motor de turbina.

2.18.2 Filtro de Combustible.

El filtro de combustible es del tipo de barrera y flujo total, con desvío ("bypass") integral. Un interruptor eléctrico iluminará las luces de precaución #1 FUEL FLTR BYPASS ó #2 FUEL FLTR BYPASS (filtro de combustible #1 ó #2 en desvío, respectivamente) para indicar que un filtro se encuentra en desvío. Un interruptor eléctrico ilumina el panel de precaución #1 FUEL FLTR BYPASS ó #2 FUEL FLTR BYPASS para indicar un desvío del filtro. En adición, existe un botón rojo en el alojamiento del filtro que saltará hacia afuera cuando la presión diferencial en el elemento del filtro indique un desvío inminente. La energía eléctrica para las luces de desvío del filtro de combustible procede de las barras colectoras primarias DC Núm. 1 y 2, a través de cortacircuitos marcados NO.1 & NO.2 ENG WARN LTS (luces de aviso)respectivamente.

2.18.3 Sistema de Aviso de Presión de Combustible. El sistema de aviso de la presión del combustible del motor de turbina consiste de un interruptor de presión que ilumina la luz de precaución FUEL PRESS (presión de combustible). Las luces de aviso de la presión del combustible, marcadas #1 FUEL PRESS y #2 FUEL PRESS (presión de combustible #1 y #2) se iluminarán cuando la presión del combustible esté por debajo de 9 psi. Es posible que dichas luces se iluminen cuando baja la presión del combustible a consecuencia de una falla en la bomba reforzadora de baja presión, o por entrada de aire en el sistema de succión del combustible. El efecto variará dependiendo de la magnitud de la entrada de aire y será más pronunciado cuando el motor de turbina esté trabajando a baja potencia. Si la entrada de aire es suficientemente grande, podría causar que se apague la combustión ("flameout"). La energía eléctrica para el sistema de aviso de la presión del combustible del motor de turbina #1 es suministrada por la barra colectora primaria de DC Núm. 1, a través del cortacircuito marcado NO. 1 ENG WARN LTS (luces de advertencia del motor de turbina Núm. 1). La energía eléctrica para el sistema de advertencia de la presión del combustible del motor de turbina #2 es suministrada por la barra colectora primaria de DC Núm. 2, a través del cortacircuito marcado NO. 2 ENG WARN LTS (luces de advertencia del motor de turbina Núm. 2).

2.18.4 Componentes del Sistema de Combustible del Motor de Turbina. El control de combustible hacia el sistema de combustión es realizado por medio de la unidad hidromecánica (HMU). La HMU, montada en la parte trasera central de la caja de engranaje de accesorios, (Figura 2-11), contiene una bomba de alta presión que suministra combustible a la unidad de presurización y sobrevelocidad (POU)/válvula de sobrevelocidad y drenaje (OVD). La HMU detecta varios parámetros que ejercen influencia sobre el flujo de combustible, la posición de la geometría variable y la operación de la válvula de antihielo y sangrado de arranque. El combustible fluye de la HMU a una POU 700 ó OVD 701C.

2.18.4.1 Unidad de Presurización y Sobrevelocidad. 700 La unidad de presurización y sobrevelocidad (POU) envía parte del combustible a las boquillas del cebador y permite el retorno del flujo de aire de alta presión para purgarlo. El resto del combustible se envía a través del múltiple de combustible principal para comenzar la aceleración y las operaciones del motor de turbina. Este purga el combustible del múltiple de las boquillas del cebador después que apaga la luz. También purga el combustible de la boquilla del cebador y el múltiple de combustible principal en el apague. En adición, reduce el flujo de combustible para prevenir una sobrevelocidad del motor de turbina cuando el sistema de sobrevelocidad se activa, según lo detecta la ECU.

2.18.4.2 Válvula de Drenaje y Sobrevelocidad. 701C La válvula de drenaje y sobrevelocidad (OVD) envía combustible a través del múltiple de combustible principal a los inyectores para comenzar la aceleración y las operaciones del motor. Purga el combustible del múltiple principal de combustible y permite el retorno del flujo de aire de alta presión para purgarlo. Corta el flujo de combustible para prevenir una sobrevelocidad del motor de turbina cuando se activa el sistema de sobrevelocidad, según lo detecta el DEC. También apaga el combustible para prevenir arranques calientes cuando es activada por el circuito de prevención de arranques calientes (HSP).

2.19.1 Alternador del Motor de Turbina. 700 El alternador del motor de turbina (Figura 2-11) suministra potencia de corriente alterna (ac) al excitador de la ignición y a la unidad de control eléctrica (ECU). También suministra una señal para el indicador de velocidad Ng SPEED de la cabina. Todas las funciones eléctricas del motor de turbina reciben su potencia del alternador.

2.19.2 Alternador del Motor de Turbina. 701C El alternador del motor de turbina (Figura 2-11) suministra potencia ac al excitador de la ignición y a la unidad de control electrónico digital (DEC). También envía una señal al indicador de velocidad Ng en la cabina. Todas las funciones eléctricas esenciales del motor de turbina reciben su energía del alternador.

El sistema de ignición del motor de turbina es un sistema de alimentación interrumpida de potencia AC, de descarga por capacitadores y bajo voltaje. Incluye un excitador doble, dos ignitores, cables de ignición y un interruptor de llave marcado ENGINE IGNITION (ignición del motor de turbina).

2.21 REGISTRADOR HISTORICO. 700

El registrador histórico del motor de turbina está montado en el lado derecho del bastidor del torbellino (Figura 2-11). Posee cuatro contadores digitales que registran información para fines de mantenimiento solamente. El registrador histórico solo opera con una unidad de control eléctrica (ECU).

2.22 CONTADOR HISTORICO. 701C

El contador histórico del motor de turbina está montado en el lado derecho del bastidor del torbellino (Figura 2-11). Posee cuatro contadores digitales que registran información para fines de mantenimiento solamente. El contador histórico solo opera con un control electrónico digital (DEC).

Un arnés de siete sondas mide la temperatura de los gases en la entrada del motor de turbina de potencia. Provee una señal al ECU 700, o DEC 701C, que la envía al registrador histórico 700, o contador histórico 701C, a través del convertidor de datos de señales (SDC) al indicador de temperatura de la cabina.

Hay dos sensores instalados en el bastidor de escape del motor de turbina. Uno de ellos suministra la señal para el gobernador de la turbina de potencia y el tacómetro a la unidad de control eléctrica (ECU) 700 ó al control electrónico digital (DEC) 701C. El otro sensor alimenta al circuito de cálculo del torque y al sistema de protección de sobrevelocidad.

Existen dos lumbreras para sangrar aire en el motor de turbina. La lumbrera del lado exterior suministra aire sangrado al sistema antihielo de la entrada de aire del motor de turbina, según aparece descrito en la Sección III. La lumbrera del lado interior se comunica con el sistema de aire a presión. El aire procedente de esta lumbrera es suministrado al sistema de calefacción de la cabina y puede ser transferido al otro motor de turbina para arranque con sangrado cruzado.

La lubricación de cada turbina se hace mediante un sistema de colector seco, de recirculación, presurizado y autocontenido. Se encuentran incluidas la bomba de aceite y de barrido, sistema de aceite de emergencia, filtro controlador de aceite, tanque, enfriador de aceite y la ventilación y presurización del sello. El tanque de aceite es una parte del bastidor principal. Cada línea de barrido tiene una malla en la bomba de barrido para ayudar a aislar las fallas. En la línea que sale de la bomba de barrido se encuentra un detector de limallas con una luz de advertencia de la cabina.

2.27.1 Sistema de Aceite de Emergencia del Motor. El motor tiene un sistema de aceite de emergencia en caso de que se pierda la presión de aceite. Los depósitos de aceite instalados en los colectores A y B se mantienen llenos durante la operación normal de la bomba de aceite. El aceite sangra lentamente fuera de esos depósitos y es atomizado por surtidores de aire, proporcionando la lubricación continua de rocío de aceite para los cojinetes. La luz del panel de precaución #1 ENGINE OIL PRESS (presión de aceite del motor de turbina #1) ó #2 ENGINE OIL PRESS (presión de aceite del motor de turbina #2) se iluminará cuando la presión del aceite baje a menos de 25 psi en helicópteros sin platos de torno modificados en el panel de instrumentos 700, o a menos de 20 psi en helicópteros con platos de torno modificados 700, o 22 psi 701C. La potencia para las luces de precaución proviene de la barra colectora primaria No. 1 y No. 2 de dc a través de cortacircuitos marcados NO. 1 y NO. 2 ENG WARN LTS (luces de advertencia del motor de turbina #1 y #2) respectivamente.

2.27.2 Tanque de Aceite. El tanque de aceite es una parte integral del motor de turbina. La capacidad del tanque es de 7 cuartos (US). El orificio de llenado se encuentra a la derecha. El nivel de aceite es indicado por un indicador visual en cada lado del tanque. El aprovisionamiento del tanque se requiere si el nivel de aceite alcanza la línea ADD (añadir). No se puede sobreaprovisionar el tanque de aceite debido a que el aceite adicional fluirá fuera del orificio de llenado. La bomba de barrido devuelve el aceite de los colectores al tanque de aceite a través de seis mallas de barrido, cada una identificada para aislamiento de fallas.

2-27.3 Filtro y Enfriador de Aceite. El enfriador de aceite (Figura 2-11) enfría el aceite de barrido antes que regrese al tanque. El aceite del detector de limalla pasa a través del enfriador de aceite y es enfriado transfiriendo el calor del aceite al combustible. Después de pasar a través del enfriador de aceite, el aceite entre a la parte superior del bastidor principal en donde fluye a través de las aletas de la voluta. Esto luego enfría el aceite y calienta las aletas para un anticongelamiento a tiempo completo. Las aletas descargan aceite hacia el tanque de aceite. Si la presión del enfriador de aceite se torna muy alta, la válvula de alivio abrirá para descargar el aceite de barrido directamente hacia el tanque de aceite. El aceite descargado de la bomba de aceite es enviado a un filtro de elemento desechable. Según aumenta la presión diferencial a través del filtro, la primera indicación será cuando salte un botón de desvío inminente. Según la presión aumenta aún más, esta indicación será seguida por una indicación en la cabina de #1 ó #2 OIL FLTR BYPASS (desvío del filtro de aceite #1 o #2), después de la cual ocurrirá un desvío del filtro. La potencia para las luces de precaución proviene de las barras colectoras primarias Núm. 1 y 2 de DC respectivamente, a través de los cortacircuitos marcados NO. 1 y NO. 2 ENG WARN LTS (luces de advertencia del motor de turbina #1 y 2). Durante el tiempo frío, cuando se arranca con un filtro parcialmente obstruido, la baja de alta presión a través del filtro, causará que se abra la válvula de desvío y se iluminen las luces de precaución. El indicador de desvío inminente tiene un cierre térmico, a menos de 38°C, para prevenir que el botón se dispare. La salida de la válvula de alivio de arranque frío del filtro, protege el sistema al abrir y desechar el aceite adicional hacia el alojamiento de la caja de engranaje.

2.27.4 Detector de Limallas del Motor de Turbina. El detector de limallas se encuentra en el lado delantero de la caja de engranajes de accesorios. Consiste de un alojamiento con un imán integrado y un conector eléctrico, con una malla removible rodeando el imán. El detector atrae partículas magnéticas a una separación primaria de detección de limallas. Una descarga de aceite común de la bomba de barrido se envía a un detector de limallas que está conectado a una luz de precaución de la cabina marcada CHIP #1 ENGINE ó CHIP #2 ENGINE (limallas en el motor de turbina #1 ó #2), respectivamente. Si se detectan limallas, se envía una señal a la cabina para iluminar una luz de precaución en la cabina, marcada CHIP #1 ENGINE ó CHIP #2 ENGINE. La potencia para operar el sistema detector de limallas del motor de turbina proviene de las barras colectoras primarias de dc Núm. 1 y 2 respectivamente, a través de cortacircuitos marcados WARN LTS (luces de precaución), bajo los encabezamientos generales NO. 1 ENG y NO. 2 ENG (turbina #1 y #2).

El sistema neumático de arranque usa un motor de arranque de aire para el arranque de la turbina. Los componentes del sistema consisten en: un motor de arranque, una válvula de control de arranque, un conector externo de arranque, válvulas de retención, controles y conductos. Tres fuentes neumáticas pueden suministrar aire para arrancar los motores: la APU, arranque con desvío cruzado, o una fuente en tierra. Cuando se oprime el botón de arranque, el aire de la fuente seleccionada es dirigido a través de la válvula de control del arranque hacia el motor de arranque correspondiente. En este momento se ilumina la luz de precaución #1 ENG START ó #2 ENG START (arranque del motor de turbina #1 ó #2) y se mantiene iluminada hasta que el motor de arranque se desconecta. A medida que el motor de arranque comienza a girar, un embrague de rueda libre se acopla y hace que la turbina en cuestión comience a girar también. Cuando comienza a girar el alternador del motor de turbina, se suministra corriente eléctrica al excitador de ignición. La ignición continuará funcionando hasta que el interruptor ENGINE IGNITION (ignición del motor de turbina) sea movido a la posición OFF (desactivado) o hasta que el motor de arranque se desconecte por si mismo. La palanca de control de potencia del motor de turbina (ENG POWER CONT) se adelanta hasta el tope en IDLE (marcha lenta) para la combustión inicial y aceleración. Un interruptor de velocidad del motor de arranque conectado a la válvula de control del arranque finaliza el ciclo de arranque cuando se alcanza la velocidad de desconexión del motor de arranque (52% a 65% de la velocidad Ng) y apaga la luz de precaución del motor de arranque y la ignición del motor de turbina. Una falla en el interruptor de velocidad del motor de arranque puede ser superada manteniendo oprimido manualmente el botón de arranque hasta que se alcance el 52% a 65% de la velocidad Ng (Ng SPEED). Para soltar el motor de arranque mueva manualmente hacia abajo la palanca de control de potencia del motor de turbina (ENG POWER CONT). Para abortar el arranque, baje la palanca ENG POWER CONT y muévala a OFF (desactivar) en un solo movimiento rápido. La energía eléctrica para operar la válvula de control del arranque del motor de turbina Núm. 1 procede de la barra colectora esencial de DC, a través de un cortacircuito marcado NO. 1 ENG START (arranque del motor de turbina No. 1). La potencia para operar la válvula de control de arranque del motor de turbina Núm. 2 procede de la barra colectora primaria de dc Núm.2 a través de un cortacircuito marcado NO. 2 ENG START CONTR (control del motor de arranque del motor de turbina #2). Para el motor 701C solamente, el flujo de combustible del motor de turbina se apagará automáticamente si la temperatura de gases de la turbina (TGT) excede 900°C durante la secuencia de arranque 701C.

2.28.1 Interruptor con Llave para la Ignición de la Turbina. En el panel de instrumentos se encuentra colocado el interruptor con llave marcado ENGINE IGNITION (ignición de los motores) (Figura 2-9), para poner en cortocircuito y prevenir el flujo de corriente del excitador de ignición cuando el interruptor está desactivado (OFF) y se acopla el arrancador. El interruptor está marcado ENGINE IGNITION OFF y ON (ignición de los motores - desactivada y activada, respectivamente). Cuando el interruptor está en la posición ON (activado), los cortocircuitos en ambos alternadores quedan eliminados, permitiendo que fluya la corriente de excitación cuando el alternador comienza a girar. El interruptor de ignición (ENGINE IGNITION) se encuentra normalmente en la posición ON (activado) durante el vuelo y es movido a la posición OFF (desactivada) durante el apagado de los motores. Un sólo interruptor actúa sobre ambos motores. Si el interruptor está en OFF (desactivar), ninguno de los motores podrá ser arrancada, pero la capacidad de movimiento de las mismas se mantiene. Si es necesario hacer girar una turbina sin arrancarla, asegúrese de que el interruptor ENGINE IGNITION (ignición del motor de turbina) esté en OFF (desactivado). Para evitar la posibilidad de que ocurra un arranque "caliente" o con llamarada, nunca mueva el interruptor ENGINE IGNITION (ignición del motor de turbina) a ON (activar) después que la turbina ha comenzado a girar. Será necesario realizar el procedimiento para abortar el arranque, a fin de eliminar el combustible excesivo del motor de turbina, si se intentó efectuar un arranque con el interruptor en OFF (desactivado).

2.28.2 La Unidad de Potencia Auxiliar (APU) como Fuente de Arranque. La APU provee una fuente de aire y energía eléctrica auxiliares, a bordo de la nave. La salida de aire sangrado de la APU es suficiente para arrancar cada turbina individualmente bajo todas las combinaciones requeridas de temperaturas ambientales, y suficiente para arrancar ambos motores simultáneamente dentro de un límite reducido de temperaturas ambientales (Figura 5-5). El interruptor AIR SOURCE HEAT/START (fuente de aire para calefacción/arranque) deberá estar en la posición APU. Consulte la Sección XII para una descripción completa de la APU.

2.28.3 Sistema de Alimentación de Sangrado Cruzado del Motor de Arranque de la Turbina. El arranque con sangrado cruzado de los motores se utiliza cuando una de éstas se encuentra funcionando y se desea arrancar la otra turbina, empleando la fuente de aire sangrado del motor de turbina que está en marcha. Para efectuar un arranque sangrado cruzado, la turbina en marcha tiene que estar operando a no menos del 90% de velocidad Ng. Cuando se coloca el interruptor AIR SOURCE HEAT/START (fuente de aire para calefacción/arranque) en la posición ENG (turbina), se abren ambas válvulas de sangrado cruzado de los motores. Si se oprime el botón de arranque del motor de turbina que no está en marcha, se abrirá la válvula de arranque de esa turbina, a la vez que se cierra la válvula de sangrado cruzado para la turbina en arranque, manteniéndose cerrada hasta que se desconecta el motor de arranque. De 52% a 65% de velocidad Ng, la válvula de arranque del motor de turbina en arranque cerrará, deteniendo el flujo de aire sangrado hacia el motor de arranque. La potencia para operar la válvula de interrupción del sangrado procede de la barra colectora primaria de DC a través de un cortacircuito marcado AIR SOURCE HEAT START (fuente de aire para calefacción/ arranque).

2.28.4 Arranque de la Turbina con Fuente Externa. El orificio neumático de arranque externo (Figura 2-1) se encuentra en el lado izquierdo del fuselaje. Es el punto de conexión para una línea de aire sangrado de una fuente externa para el arranque del motor de turbina o del calentamiento del helicóptero en tierra. El conjunto contiene una válvula de retención para prevenir la salida de aire sangrado de los motores o de la APU hacia afuera. La fuente externa de aire, presuriza el sistema de arranque hasta las válvulas de control de arranque del motor de turbina, requiriendo sólo que se aplique potencia eléctrica ac; el motor de turbina Núm. 1 se debe arrancar primero debido a que la válvula de control de arranque del motor de turbina No.2 no operará sin la potencia de la barra colectora primaria de dc.

El sistema de control del motor de turbina consiste del cuadrante ECU 700 DEC 701C del motor de turbina, el sistema de demanda de carga, el sistema de control de la velocidad.

2.29.1 Unidad de Control Eléctrica (ECU). 700 La unidad de control eléctrica controla las funciones eléctricas del motor de turbina y transmite información operacional a la cabina. Es un dispositivo de estado sólido, montado debajo de la caja del compresor del motor de turbina. La ECU acepta entradas del alternador, del arnés del termopar, sensor Np (% RPM 1 y 2), sensores de torque y sobrevelocidad, señal de torque del motor de turbina opuesta para compartir la carga, señales de retroalimentación de la unidad hidromecánica (HMU) para la estabilización del sistema, y una velocidad de demanda del botón de afinación de velocidad del motor de turbina. La ECU provee señales a los indicadores de % RPM 1 y 2, medidor de % de torque, indicador de la temperatura de gases de la turbina (TGT) y registrador histórico.