CAPÍTULO 9
PROCEDIMIENTOS DE EMERGENCIA
Sección I SISTEMAS DE AERONAVE
9.1 SISTEMAS DEL HELICÓPTERO.
Esta sección describe emergencias de los sistemas del helicóptero que se espera que ocurran con una probabilidad razonable y presenta los procedimientos a seguir. La operación de emergencia del equipo de la misión se encuentra en este capítulo, referente a cómo su uso afecta la seguridad del vuelo. Los procedimientos de emergencia se proveen en una lista de chequeo, cuando aplica. En la lista de chequeo condensada del TM 1-1520-237-CL se encuentra una versión condensada de estos procedimientos.
9.2 PASOS DE ACCIÓN INMEDIATA EN CASO DE EMERGENCIA.
NOTA
La urgencia de ciertas emergencias requiere acción inmediata e instintiva de parte del piloto. La consideración más importante es el control del helicóptero. Todos los procedimientos están sujetos a este requisito. El MASTER CAUTION debe estar reajustado después de cada falla para permitir que los sistemas respondan a las fallas subsiguientes. Si el tiempo lo permite durante una emergencia crítica, transmita una llamada MAY DAY, ajuste el transpondedor a emergencia, lance las cargas externas si se requiere, apague las bombas reforzadoras, y asegure el arnés de hombro. |
Los pasos que se deben realizar inmediatamente en una situación de emergencia están subrayados. Estos pasos se deben realizar sin hacer referencia a la lista de chequeo.
9.3 DEFINICIÓN DE TÉRMINOS DE EMERGENCIA.
Estas definiciones aplicarán para fines de estandarización:
a. El término “ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE” se define como un aterrizaje en el área de aterrizaje adecuada más cercana (por ejemplo: campo abierto) sin demora. (La consideración principal es asegurar la supervivencia de los ocupantes).
b. El término “ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO” se define como aterrizaje en un área de aterrizaje adecuada. (La consideración principal es la urgencia de la emergencia.)
c. El término “AUTORROTAR” (AUTOROTATE) se define como el ajuste de los controles de vuelo, según sea necesario, para establecer un descenso y aterrizaje autorrotacional.
d. El término “APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR” se define como el apagado del motor sin demora. El apagado del motor durante el vuelo usualmente no es un asunto de acción inmediata, a menos que exista un fuego. Antes de intentar un apagado del motor, identifique el motor afectado, verificando las luces de advertencia del motor fuera de servicio, el torque, temperatura de gases de la turbina (TGT), NG, NP, y los indicadores de presión de aceite del motor.
1. Palancas de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - APAGADAS (OFF).
2. Selector del SISTEMA DE COMBUSTIBLE DEL MOTOR - APAGADO (OFF).
3. Interruptor(es) de CONTROL DE LA BOMBA REFORZADORA DE COMBUSTIBLE - APAGADOS. (FUEL BOOST PUMP CONTROL SWITCH(ES)- OFF)
Si la temperatura de gases de escape de la turbina (TGT) aumenta sobre 538°C después del apagado, coloque el interruptor AIR SOURCE HEAT/START (calefacciónr/ arranque de la fuente de aire) según se requiera, apague el interruptor de ignición del motor, y oprima el arrancador del motor de turbina por 30 segundos o hasta que la TGT disminuya a menos de 538°C. |
e. El término “DESVÍO” se define como el control manual de las RPM del motor mientras se desvía de las funciones de la ECU 700 o DEC 701C. El desvío del control del motor se requerirá cuando el % RPM 1 ó 2 disminuya por debajo de la velocidad normal demandada.
Cuando el motor se controla con la palanca de control de potencia del motor en DESVÍO, la reacción del motor es mucho más rápida y el sistema limitador TGT está inoperante. Se debe tener cuidado de no exceder los límites TGT y mantener % RPM R y % RPM 1 y 2 en la gama operacional. |
Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - Hale hacia abajo y adelántela completamente hacia el frente mientras mantiene la presión hacia abajo, entonces fije para ajustar el % RPM R según se requiera. Las fallas de control del motor pueden resultar en que el % RPM R aumente o disminuya de la velocidad normal demandada. Bajo ciertas condiciones de falla, es posible que el % de torque (TRQ), Np y Ng no provean indicaciones y existe la posibilidad de que se activen la luz de advertencia del motor fuera de servicio y el audio. La indicación más confiable de potencia del motor será la de la temperatura de gases de la turbina (TGT).
f. El término “ARRANQUE DE EMERGENCIA DE LA UNIDAD DE POTENCIA AUXILIAR” se define como arranque de la unidad de potencia auxiliar (APU) para realizar un procedimiento de emergencia.
1. Interruptor de la BOMBA DE COMBUSTIBLE - ACTIVADA (FUEL PUMP switch - APU BOOST).
2. Interruptor de la UNIDAD DE POTENCIA AUXILIAR - ACTIVADO. (APU-ON)
9.4 ACCIÓN A SEGUIR DESPUÉS DE UNA EMERGENCIA.
Después que ocurre una falla del equipo; se toman las acciones de emergencia apropiadas, y el helicóptero está en tierra, se hará una anotación en la Sección de Observaciones del Formulario DA 2408-13 que describa la falla. Las operaciones terrestres y de vuelo se deben descontinuar hasta que se haya tomado la acción correctiva.
9.5 SALIDAS DE EMERGENCIA.
Las salidas de emergencia se muestran en la Figura 9-1. Las manijas de liberación para la salida de emergencia tienen franjas amarillas y negras.
Para los helicópteros sin un accionador de balanceo-afinación, siempre se sostendrá el cíclico con el rotor girando. En los casos donde se requiera salir de emergencia antes de que el rotor se detenga, asegúrese de que la palanca del cíclico está centrada hasta que el último tripulante pueda salir de la cabina. Ya que el eje del rotor principal tiene una inclinación delantera de 3°, el utilizar la salida derecha posterior o izquierda posterior proveerá un margen de seguridad mayor para el rotor. |
a. Cada puerta de la cabina de mando está equipada con un sistema de lanzamiento para la liberación de emergencia del conjunto de la puerta. El lanzamiento se realiza halando una manija marcada EMERGENCY EXIT PULL (Hale para salida de emergencia), en el interior de la puerta (Figura 9-1). Para liberar la puerta, la manija de lanzamiento se hala hacia atrás; la puerta entonces se puede lanzar pateando la esquina inferior delantera. En helicópteros equipados con puertas lanzables de ventana en la cabina, si la puerta falla en ser lanzada, las ventanas se pueden remover halando la correa de emergencia hacia adentro.
b. Lanzamiento de la ventana de la puerta de la cabina. Para proporcionar la salida de emergencia de la cabina, en cada puerta de la cabina se encuentran dos ventanas lanzables. Para liberar las ventanas, una manija (debajo de un protector de la palanca de lanzamiento) marcada EMERGENCY EXIT PULL AFT (salida de emergencia, hale hacia atrás) , (lado izquierdo; lado derecho, hale hacia adelante (PULL FWD)) en el interior de la puerta de la cabina (Figura 9-1), se mueve en dirección de la flecha, liberando las ventanas. Las ventanas entonces se pueden empujar.
9.6 EQUIPO DE EMERGENCIA. (PORTATIL).
El equipo de emergencia consiste de dos extinguidores de incendio sostenibles manualmente, un hacha de escape, tres botiquines de primeros auxilios, tal como se muestra en la Figura 9-1.
9.7 FALLA DEL MOTOR - PÉRDIDA DE POTENCIA PARCIAL O COMPLETA.
Antes de mover cualquier palanca de control de potencia, es imperativo que se identifiquen el motor que está fallando y la palanca de control de potencia correspondiente. Si se toma la decisión de apagar el motor, tome por lo menos cinco segundos mientras retarda la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR de POSICION DE VUELO a MARCHA LENTA, observando el torque del motor , Ng, TGT, Np, y luz de advertencia ENG OUT (motor apagado). |
Las varias condiciones bajo las cuales puede ocurrir una falla del motor no permiten un procedimiento estándar. Un conocimiento detallado de los procedimientos de emergencia y de las características de vuelo permitirá al piloto responder correcta y automáticamente en una emergencia. Los instrumentos del motor frecuentemente proporcionan una amplia advertencia de falla antes de la falla real del motor. Las indicaciones de una falla del motor, ya sea una pérdida de potencia parcial o completa, pueden ser las siguientes: cambio en las RPM del motor afectado, cambio en las RPM del rotor, advertencia audible de rotor bajo y/o motor fuera de servicio, iluminación de las luces de advertencia de rotor bajo y/o turbina fuera de servicio, cambio en el sonido del motor, y guińada izquierda. Las indicaciones dependerán de la falla específica, por ejemplo: la caída del compresor es lo opuesto a una pérdida total de potencia en uno o ambos motores.
9.8 CARACTERÍSTICAS DE VUELO.
FALLA DE DOS MOTORES: Las características de vuelo y las reacciones del control de los tripulantes después de una falla de dos motores son similares a las de un descenso normal con potencia. Se puede mantener el control total del helicóptero durante un descenso autorrotacional. En la autorrotación según la velocidad aérea aumenta sobre 70 - 80 nudos (KIAS), el régimen de descenso y la de distancia de planeo aumenta significativamente. Según la velocidad aérea disminuye a menos de 64 KIAS, el régimen de descenso aumentará y la distancia de planeo disminuirá.
UN SOLO MOTOR: Cuando un motor ha fallado, el helicóptero a menudo puede mantener la altitud y velocidad aérea hasta que se seleccione un lugar de aterrizaje adecuado. El que esto sea o no posible viene a ser una función de variables combinadas tales como peso de la aeronave, altitud de densidad, altura sobre el terreno, velocidad aérea, fase de vuelo, capacidad de un solo motor, y el tiempo de reacción del tripulante y la técnica de control pueden ser factores adicionales. En adición, estos factores deben tomarse en consideración si el motor en funcionamiento falla y resulta en una falla de dos motores.
9.9 FALLA DE UN SOLO MOTOR - GENERALIDADES.
Cuando la potencia disponible durante la operación con un solo motor es marginal o menor, se debe considerar el lanzamiento de los equipos externos. Los interruptores de antihielo del motor y de calefacción de la cabina se deben apagar, según sea necesario, para asegurarse de que el motor restante cuenta con la potencia máxima disponible. |
El reconocimiento de un tripulante respecto a una falla de un motor y la acción subsiguiente son esenciales y se deben basar en las siguientes pautas generales. A una altitud y velocidad aérea bajas, es posible que sea necesario reducir el colectivo solamente lo suficiente para mantener las RPM R (gama normal). En altitud más alta, sin embargo, se puede reducir el colectivo significativamente para aumentar las RPM R a un 100 por ciento. Cuando se realiza un vuelo estacionario en efecto de tierra, el colectivo se debe usar solamente según se requiera para amortiguar el aterrizaje, y la consideración primaria está en mantener una actitud nivelada. En vuelo hacia adelante a una altitud baja (como en el despegue), cuando no existe la capacidad de un motor para mantener la altitud, se requerirá inicialmente una actitud de desaceleración para prepararse para el aterrizaje. En otras palabras, si la velocidad aérea es baja y la altitud es suficiente, el helicóptero se debe colocar en una actitud de desaceleración para obtener suficiente velocidad aérea para el vuelo con un solo motor a un lugar de aterrizaje seleccionado. Las regiones livianas en los diagramas de regiones a evitar en alta velocidad (Figuras 9-2 y 9-3) definen la velocidad terrestre y las combinaciones de altitud de ruedas que permitirán un aterrizaje seguro en el caso de una falla del motor para varios pesos brutos tanto en condiciones de nivel del mar (15°C (59°F), como ambientales 4,000 pies/35°C (95°F).
Figura 9-1. Diagrama de las Salidas de Emergencia y del Equipo de Emergencia (Hoja 1 de 3)
Figura 9-1. Diagrama de Salidas de Emergencia y Equipo de Emergencia (Hoja 2 de 3)
9.10 FALLA DE UN SOLO MOTOR.
No responda a la luz de advertencia ni al tono audible que indica que el motor está fuera de operación hasta que no verifique la TGT, NG, y % RPM R 1 y 2. |
1. Colectivo - Ajuste para mantener las RPM R.
Carga/depósitos externos - Láncelos (si se requiere).
Si no es posible continuar el vuelo:
3. Aterrice tan pronto sea posible.
Si es posible continuar el vuelo:
4. Establezca la velocidad aérea para un solo motor.
5. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.11 REARRANQUE DEL MOTOR DURANTE EL VUELO.
Después de una falla del motor durante el vuelo, se puede intentar un rearranque. Si se puede determinar que es seguro intentar un arranque, se debe usar la unidad de potencia auxiliar (APU). El hacer un arranque cruzado podría resultar en una pérdida de potencia de hasta 18% en el motor en operación.
9.12 FALLA DE AMBOS MOTORES - GENERALIDADES.
a. Si ambos motores fallan, se requiere una acción inmediata para realizar un descenso autorrotativo seguro. La altitud y velocidad aérea (Figura 9-4) en la cual ocurre la falla de dos motores dictará la acción a seguir. Después de la falla, las rpm del rotor principal disminuirán rápidamente y la aeronave hará una guińada a la izquierda. A menos que la falla de los dos motores ocurra cerca de la tierra, es obligatorio establecer una autorrotación inmediatamente. Durante vuelo de crucero, reduzca el colectivo inmediatamente para volver a ganar las RPM R y luego ajústelo, según se requiera, para mantener el % RPM dentro de los límites de velocidad del rotor sin potencia. El cíclico se debe ajustar, según sea necesario, para obtener y mantener la velocidad aérea deseada. La velocidad aérea recomendada para una autorrotación es de 80 nudos de velocidad aérea indicada (KIAS). La autorrotación a menos de 80 nudos no se recomienda debido a que la deceleración no detiene efectivamente el régimen de descenso. El ajustar el control del cíclico y el colectivo para mantener un 100 % RPM R y 110 KIAS (100 KIAS de resistencia aerodinámica alta) resultará en el alcance de la distancia máxima de planeo. Se debe seleccionar inmediatamente un área de aterrizaje después que fallan ambas turbinas. A través del descenso, ajuste el colectivo según sea necesario, para mantener las RPM R dentro de la escala normal. La Figura 5-1 muestra las limitaciones del rotor. Las RPM R se deben mantener en o levemente sobre 100 por ciento para permitir unas RPM amplias antes de tocar tierra.
b. Las rpm del rotor principal aumentarán momentáneamente cuando se mueva el cíclico hacia atrás sin causar cambios en el ajuste de cabeceo del colectivo. Unas rpm de autorrotación de 100 por ciento proveen un buen régimen de descenso. Las RPM R sobre 100 por ciento resultarán en un régimen de descenso más alto. De 50 a 75 pies sobre el nivel de tierra (AGL), use el cíclico hacia atrás para desacelerar. Esto reduce la velocidad aérea y el régimen de descenso y causa un aumento en las RPM R. El grado del aumento depende de la cantidad y régimen de desaceleración. Un aumento en las RPM R puede ser deseable en el sentido de que habrá más energía inercial disponible en el sistema del rotor para amortiguar el aterrizaje. El contacto con tierra se debe hacer con cierta velocidad hacia adelante. Las actitudes de cabeceo de hasta 25° en el punto de toque de tierra normalmente resultan en una desaceleración adecuada y un aterrizaje seguro. Si se selecciona un área áspera, se debe usar una desaceleración más pronunciada y una velocidad de toque de tierra lo más cerca de cero posible. Con una actitud de cabeceo mayor de 25° existe la posibilidad de un contacto terrestre con el borde de salida del estabilizador. Es posible que durante la aproximación autorrotativa, la situación requiera una desaceleración adicional. En ese caso, es necesario asumir una actitud de aterrizaje a una altitud mayor de la normal. Si ambas turbinas fallan a una velocidad aérea baja, la reducción inicial del colectivo puede variar extensamente. el objetivo es reducir el colectivo, según sea necesario, para mantener las RPM R dentro de la escala normal. En algunos casos, en altitud baja o velocidad aérea baja, el asentamiento puede ser tan rápido que es muy poco lo que se puede hacer para evitar un aterrizaje de impacto brusco. En ese caso, es crítico mantener una actitud nivelada de aterrizaje. Amortigue el aterrizaje con el colectivo restante, según el helicóptero se asienta en tierra. A velocidades aéreas lentas, cuando la altitud lo permita, aplique el cíclico hacia el frente, según sea necesario, para aumentar la velocidad aérea a aproximadamente 80 KIAS. Lance la carga y depósitos externos lo antes posible para reducir el peso y la resistencia aerodinámica, mejorar el rendimiento autorrotacional, y reducir la posibilidad de dańos al helicóptero durante el aterrizaje.
9.13 FALLA DE AMBOS MOTORES.
No responda al tono audible del motor fuera de operación ni a las luces de advertencia hasta después que verifique la temperatura de gases de la turbina (TGT) y las revoluciones por minuto del rotor (RPM R). |
Autorrotar.
9.14 % DE RPM R DECRECIENTE.
Si una unidad de control del motor falla en el lado bajo y la otra turbina es incapaz de proveer suficiente torque, el % de las revoluciones por minuto del rotor decrecerá.
Figura 9-1. Diagrama de Salidas de Emergencia y del Equipo de Emergencia (Hoja 3 de 3)
UH-60A/EH-60A
REGIONES QUE SE DEBEN EVITAR A VELOCIDAD ALTA
FALLA DE UN SOLO MOTOR
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EJEMPLO DESEADO: CONOCIDO: Altitud barométrica=Nivel del mar Viento=0 nudos METODO:
NOTA: BASE DE DATOS: CALCULADA |
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UH-60L
REGIONES QUE SE DEBEN EVITAR A VELOCIDAD ALTA
FALLA UN SOLO MOTOR
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EJEMPLO DESEADO: CONOCIDO: Altitud barométrica=Nivel del mar Viento=0 nudos METODO:
NOTA:
BASE DE DATOS: CALCULADA |
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AUTORROTACIÓN
CONFIGURACION LIMPIA
100% RPM R CERO VIENTO
Figura 9-4. Carta de Autorrotación de la Distancia de Planeo
Figura 9-5. Carta de Autorrotación de la Distancia de Planeo - Alta Resistencia
Cuando el motor es controlado con la palanca de control de potencia del motor en el modo de desvío, la reacción del motor es mucho más rápida y el sistema limitador de TGT se torna inoperante. Se debe tener cuidado de no exceder el limitador de la temperatura de gases de la turbina (TGT) y mantener % RPM R y % RPM 1 y 2 en una gama de operación normal. |
| 1. | Colectivo - Ajustar para controlar las RPM R. | ||
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Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (ENG POWER CONT) - DESVÍO (LOCKOUT) potencia baja/TGT. Mantenga el torque (TRQ) aproximadamente a 10% por debajo del otro motor. | ||
| 3. | Aterrice tan pronto sea práctico. | ||
9.15 AUMENTO DE % RPM R.
El aumento del % RPM R resultará de una falla del sistema de control del motor en el lado alto. El % RPM 1 y 2 (Np) aumentará con el rotor (% RPM R). El aumento del colectivo probablemente aumentará la temperatura de gases de la turbina defectuosa a más de 900°. Si la unidad de control del motor falla en el lado alto:
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Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (ENG POWER CONT) - RETARDE el motor de potencia/TGT alta, mantenga el TRQ aproximadamente 10% por debajo del otro motor. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
Si el motor afectado no responde al movimiento de la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (ENG POWER CONT) en el alcance entre VUELO (FLY) y marcha lenta (IDLE), es posible que la UNIDAD HIDROMECANICA (HMU) esté fallando internamente.
Si esto ocurre:
| 3. | Establezca la velocidad aérea para una sóla turbina. | ||
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Efectúe un APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado). | ||
| 5. | Consulte el procedimiento de emergencia de falla de un solo motor. | ||
9.16 AUMENTO/DISMINUCION DEL % RPM (OSCILACION).
Es posible que ocurra una falla que pueda causar que el motor afectado oscile. El otro motor reaccionará al cambio de potencia oscilando usualmente con amplitudes menores. Las oscilaciones del motor causarán oscilaciones del torque. La acción correctiva sugerida para el piloto es halar hacia atrás la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (ENG POWER CONT) que se sospecha está afectado, hasta que se detenga la oscilación. Si la oscilación continúa, la palanca de control de potencia del motor se debe volver a colocar en la posición de VUELO (FLY) y la otra palanca se debe halar hacia atrás hasta que la oscilación cese. Una vez que se identifica el motor con la falla, se debe colocar en DESVIO y controlarse manualmente.
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Retarde lentamente la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR del motor sospechoso. | ||
Si la oscilación cesa:
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Coloque esa turbina en DESVIO y controle manualmente la potencia. | ||
| 3. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
Si la oscilación continúa:
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Coloque la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR de nuevo en VUELO y retarde la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR del otro motor. | ||
Cuando la oscilación cesa:
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Coloque la turbina en DESVÍO, controle manualmente la potencia. | ||
| 6. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.17 DIVISIÓN DEL % DE TORQUE ENTRE LOS MOTORES 1 Y 2.
Es posible que ocurra una falla que cause una división de % de TRQ entre los motores sin un cambio significativo en el % RPM R. La división del % TRQ se puede corregir con el control manual de la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR en los motores afectados.
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Si la TGT de un motor excede el limitador (700 849°C, 701C 872°C con el motor en potencia baja sobre 50% de TRQ o 896°C con un motor con potencia baja por debajo de 50% TRQ), retarde la palanca de control de potencia del motor en ese motor para reducir la temperatura de gases del motor (TGT). Retarde la palanca de control de potencia del motor para mantener el torque del motor controlado manualmente a aproximadamente 10% por debajo del otro motor. | ||
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Si no se excede el límitador TGT en ninguna de los motores, retarde lentamente la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR con el % TRQ alto y observe el % TRQ del motor con potencia baja. | ||
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Si el % TRQ del motor con potencia baja aumenta, palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR en el motor de alta potencia - Retarde para mantener el % TRQ a aproximadamente 10% por debajo del otro motor (El motor con alta potencia ha sido identificado como una falla de lado alto). | ||
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Si el % TRQ del motor con baja potencia no aumenta, o disminuye el % RPM R, palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - Vuelva a colocar el motor con alta potencia en la posición de VUELO (El motor con baja potencia ha sido identificada como una falla del lado bajo). |
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Si se requiere potencia adicional, mueva momentáneamente la palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR de baja potencia a DESVIO y ajuste para fijar el % TRQ a aproximadamente 10% por debajo del otro motor. | ||
| 6. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.18 PÉRDIDA DEL COMPRESOR DEL MOTOR.
La caída del compresor del motor normalmente se reconoce por un golpe resonante o chasquido, y una posible guińada de la aeronave. Estas reacciones están acompańadas normalmente por un aumento rápido de la TGT y fluctuaciones en las lecturas de Ng, TORQUE, y Np para el motor afectado. En el caso de una caída del compresor:
| 1. | Colectivo - Reducir. | ||
Si la condición persiste:
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Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (motor afectado) - Retardar. (La TGT debe decrecer.) | ||
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Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR (motor afectado) - POSICION DE VUELO . | ||
Si la condición de pérdida se repite:
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APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (EMER ENG SHUTDOWN) (motor afectado). | ||
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Refiérase al procedimiento de emergencia para fallas de un solo motor. | ||
9.19 LUZ DE PRECAUCIÓN ENG OIL FILTER BYPASS (DESVÍO DEL FILTRO DE ACEITE DEL MOTOR) ILUMINADA, LUZ DE PRECAUCIÓN ENG CHIP (LIMALLAS EN EL MOTOR) ILUMINADA, OBSERVACIONES DE LA PRESIÓN DEL MOTOR ALTA/BAJA O DE LA TEMPERATURA DEL MOTOR ALTA, LUZ DE PRECAUCIÓN ENG OIL TEMP (TEMPERATURA DE ACEITE DEL MOTOR ALTA) ILUMINADA, LUZ DE PRECAUCIÓN ENG OIL PRESS (PRESIÓN DE ACEITE DEL MOTOR) ILUMINADA.
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Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - Retarde para reducir el torque en el motor afectado. | ||
Si la presión de aceite está por debajo de los límites mínimos o si la temperatura del aceite permanece sobre los límites máximos:
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APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (EMER ENG SHUTDOWN) (motor afectado). | ||
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Refiérase al procedimiento de emergencia para falla de un solo motor. | ||
9.20 FALLA DEL EJE DE ALTA VELOCIDAD DEL MOTOR .
La falla del eje puede ser completa o parcial. Una falla parcial puede caracterizarse al principio con un cascabeleo ruidoso a alta velocidad y una vibración que procede del área del motor. Una falla completa estará acompańada de un ruido resonante que resultará una una disminución repentina del % TRQ a cero en el motor afectado. El % Np del motor afectado aumentará hasta que se active el sistema de sobrevelocidad.
| 1. | Colectivo - Ajustar. | ||
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APAGADO DE EMERGENCIA DEL MOTOR (motor afectado). No intente volver a arrancarlo. | ||
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Refiérase al procedimiento de emergencia para fallas de un solo motor. | ||
9.21 IMPACTO DE RAYOS.
El impacto de rayos puede resultar en la pérdida de las funciones del control de vuelo automático, los controles del motor, y/o potencia eléctrica. |
El impacto de rayos puede causar que uno o ambos motores produzcan inmediatamente potencia máxima sin límites de temperatura de gases de la turbina (TGT) o protección de sobrevelocidad. Es posible que los instrumentos de los sistemas también estén fuera de servicio. Si esto ocurre, la tripulación de vuelo tendría que ajustarse a las palancas de control de potencia del motor(es) con la falla, según se requiera, para controlar las RPM por sonido y sentido. Si es práctico, el piloto debe reducir la velocidad a 80 KIAS. Esto reduciría el peligro de tener exactamente un 100% de velocidad del rotor.
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Palancas de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - Ajuste según se requiera para controlar las RPM. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.22 ROTORES, TRANSMISIONES Y SISTEMAS IMPULSORES.
9.22.1 Pérdida de Empuje del Rotor de Cola. Una falla de la caja de engranaje del rotor de cola, caja de engranaje intermedia o eje impulsor del rotor de cola resultará en una pérdida del empuje del rotor de cola. La nariz de helicóptero hará una guińada hacia la derecha, independientemente de la velocidad aérea en la cual ocurre la falla. Es posible que no se pueda continuar un vuelo nivelado después de este tipo de falla. La pérdida del empuje del rotor de cola a una velocidad baja resultará en una guińada rápida hacia la derecha. A una velocidad aérea mayor, es posible que la guińada derecha se desarrolle más lentamente, pero continuará aumentando. Se debe entrar en la autorrotación inmediatamente. Las palancas de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR se retardan en la posición OFF durante la desaceleración. Se deben hacer todos los esfuerzos para establecer y mantener un planeo autorrotativo en/o sobre el régimen de velocidad aérea de descenso mínima. Esto aumentaría al máximo la efectividad de la desaceleración durante la secuencia de aterrizaje. Si se demora en efectuar la entrada a la autorrotación, se pueden desarrollar ángulos amplios de resbalamiento, causando una velocidad aérea indicada baja con el estabilizador programándose hacia abajo. Esto puede hacer aún más difícil establecer o mantener una velocidad aérea autorrotativa adecuada.
| 1. | Autorrotar. | ||
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Palancas de CONTR0L DE POTENCIA DEL MOTOR - APAGADOS (cuando el punto anticipado de aterrizaje está asegurado). | ||
9.22.2 Pérdida del Empuje del Rotor de Cola a una Velocidad Aérea Baja/Vuelo Estacionario.
La pérdida del empuje del rotor de cola a una velocidad baja puede resultar en ángulos de guińada extremos y una rotación descontrolada hacia la derecha. Se debe iniciar la reducción del cabeceo del colectivo inmediatamente para reducir la guińada y comenzar un régimen de descenso controlado. Si el helicóptero está suficientemente alto sobre la tierra, inicie un descenso con la potencia activada. El colectivo se debe ajustar, a fin de que se mantenga una margen aceptable entre el régimen de viraje y el régimen de descenso. Cuando se encuentre a aproximadamente de 5 a 10 pies sobre el punto de aterrizaje, inicie una autorrotación estacionaria, moviendo las palancas de control de potencia a la posición de apagado (ENG POWER CONT - OFF.)
| 1. | Colectivo - Reducir. | ||
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Palancas de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - APAGADOS (de 5 a 10 pies sobre el punto de aterrizaje). | ||
Si se apaga el helicóptero y/o se desconecta la potencia hidráulica con una falla del cable del rotor de cola, el otro cable del rotor de cola se desconectará cuando la fuerza del servo reforzador no pueda reaccionar contra la tensión del resorte del cuadrante del cable de control. El resorte del cuadrante desplazará el cable y el pistón del servo reforzador lo suficiente como para soltar el cable del cuadrante. |
La pérdida de un cable del rotor de cola se indicará con la iluminación de la luz de precaución TAIL ROTOR QUADRANT (cuadrante del rotor de cola). No debe haber cambio en las características del manejo.
ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.22.4 Luz de precaución TAIL ROTOR QUADRANT (cuadrante del rotor de cola) encendida con pérdida del control del rotor de cola.
a. Si ambos cables de control del rotor de cola fallan, un resorte central posicionará el enlace del servo del rotor de cola para proveer 10 1/2 grados de ángulo. Esto permitirá un vuelo afinado a aproximadamente 25 KIAS y 145 KIAS (estas velocidades variarán con el peso bruto). A una velocidad aérea menor de 25 y sobre 145 KIAS, se puede controlar la guińada derecha mediante la reducción del colectivo. Entre 25 y 145 KIAS, la guińada izquierda se puede controlar mediante el aumento del colectivo.
b. Se recomienda una técnica de una aproximación de aterrizaje corrido con ángulo leve. Durante la aproximación ocurrirá una guińada hacia la izquierda. Según se aproxima al punto de toque de tierra, se debe efectuar una leve deceleración para reducir la velocidad aérea. Según se aumenta el colectivo para amortiguar el toque de tierra, la nariz del helicóptero hará una guińada hacia la derecha. El ajuste cuidadoso del colectivo y la desaceleración deben permitir un toque de tierra con cola baja y con una alineación aproximada de la pista. Al tocar tierra, baje el colectivo cuidadosamente. Utilice los frenos para controlar el rumbo.
1. Colectivo - Ajustar.
2. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.22.5 Atascamiento/Restricción o Impulso de los Pedales sin la Indicación de la Luz de Precaución. Si ocurre atascamiento, restricción o impulso sin iluminarse la luz de precaución, es posible que la causa no sea aparente. Una falla de afinación de la guińada inducida por la computadora del Sistema de Aumento de Estabilidad (SAS)/Estabilización de la Trayectoría de Vuelo (FPS) puede producir aproximadamente 30 libras en el pedal. Un accionador de afinación de guińada atascado internamente puede producir hasta 80 libras hasta que el resbalamiento del embrague releve esta fuerza. El piloto puede sobrepasar cualquier fuerza de afinación de guińada aplicando firmemente el pedal opuesto y luego desactivando la afinación. Una falla dentro del servo reforzador de guińada o en el servo del rotor de cola puede producir mucha más fuerza en los pedales y el servo afectado se debe desactivar. Una falla brusca del servo reforzador de guińada aumentará las fuerzas de control hasta 250 libras en los pedales.
| 1. | Aplique fuerza al pedal para revertir el impulso. | ||
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Interruptor TRIM (afinación) - DESACTIVADO. | ||
Si las fuerzas de control normales no se restauran:
|
Interruptor BOOST (reforzador) - DESACTIVADO . | ||
Si las fuerzas de control normales para el vuelo sin el reforzador no se restauran:
|
Interruptor BOOST (reforzador) - ON (ACTIVADO). | ||
|
Interruptor TAIL SERVO - BACKUP, si el rotor de cola no se restaura. | ||
| a. | Si el cuadrante del rotor de cola se atasca, el control del colectivo está disponible, pero el colectivo bajo con el pedal derecho o el colectivo alto con el pedal izquierdo estarán restringidos. Con un atascamiento del cuadrante, el recorrido completo del colectivo está disponible para la mayoría de las combinaciones de control, si se permite a los pedales moverse según se desplaza el colectivo. | ||
| b. | Si el cabeceo del rotor de cola queda fijo durante situaciones con una disminución de potencia (pedal derecho aplicado), la nariz del helicóptero virará a la derecha cuando se aplique la potencia, posiblemente aún más que con una pérdida total del empuje del rotor de cola. Es posible que algunas condiciones requieran la entrada a una autorrotación para controlar el régimen de guińada. Si es posible continuar el vuelo, se debe efectuar una aproximación con ángulo a aproximadamente 80 KIAS velocidad aérea indicada en nudos en un aterrizaje corrido. Según se aproxima al punto de toque de tierra, se debe ejecutar una leve desaceleración entre aproximadamente 15 a 25 pies para reducir la velocidad aérea hasta aproximadamente 40 KIAS. Según aumenta el colectivo para amortiguar el toque de tierra, la nariz del helicóptero virará a la derecha. El ajuste cuidadoso del colectivo y la desaceleración deben permitir un toque de tierra con cola baja con una alineación aproximada de la pista. Al tocar tierra, baje el colectivo cuidadosamente y use los frenos para controlar el rumbo. | ||
| c. | Si el cabeceo del rotor de cola queda fijo durante situaciones con aumento de potencia (pedal izquierdo aplicado), la nariz del helicóptero virará a la izquierda cuando disminuya el colectivo. Bajo estas condiciones, el vuelo con potencia a un lugar de aterrizaje preparado y un aterrizaje con potencia es posible, ya que el ángulo de resbalamiento probablemente se corregirá cuando se aplique potencia para el toque de tierra. Ajuste la velocidad de aproximación y el régimen de descenso para mantener un ángulo de resbalamiento de menos de 20°. El ángulo de resbalamiento se puede reducir aumentando la velocidad aérea o el colectivo. Ejecute un toque de tierra desacelerado, con la rueda de cola primero, y amortigue el aterrizaje con el colectivo. Al tocar tierra, baje el colectivo cuidadosamente y use los frenos para controlar el rumbo. | ||
| 6. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.22.6 LUZ DE PRECAUCIÓN #1 TAIL RTR SERVO (SERVO DEL ROTOR DE COLA #1) ILUMINADA Y BACK-UP PUMP (BOMBA DE RESERVA) APAGADA O LUZ DE AVISO #2 TAIL RTR SERVO ON APAGADA. El cambio automático no ocurrió.
|
Interruptor TAIL SERVO - BACKUP. | ||
|
Interruptor BACKUP HYD PUMP (bomba hidráulica de reserva) - ON. | ||
| 3. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.22.7 Luz de Precaución MAIN XMSN OIL PRESS (PRESIÓN DE ACEITE DE LA TRANSMISIÓN PRINCIPAL) ILUMINADA/XMSN OIL PRESS LOW (PRESIÓN BAJA DEL ACEITE DE TRANSMISIÓN)/XMSN OIL TEMP HIGH (TEMPERATURA ALTA DEL ACEITE DE TRANSMISIÓN) O Luz de Precaución XMSN OIL TEMP (TEMPERATURA DE ACEITE DE LA TRANSMISIÓN) ILUMINADA. La pérdida del abastecimiento de aceite para el enfriamiento conducirá a fallas eléctricas y/o mecánicas de los generadores principales. Si la falla es tal, que la presión de aceite disminuye lentamente, es posible que los generadores fallen antes de que se ilumine la luz de precaución MAIN XMSN OIL PRESS (presión de aceite de la transmisión principal).
| 1. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
Si el tiempo lo permite:
| 2. | Disminuya a 80 KIAS. | ||
|
Arranque de emergencia de la APU. | ||
|
Interruptores GENERATORS NO. 1 & NO. 2 - OFF (generadores Núm. 1 y Núm. 2 -desactivados). | ||
9.22.8 Luz de Precaución CHIP INPUT MDL LH o RH - On (Iluminación de la luz de precaución de limalla en el módulo de entrada izquierdo o derecho - iluminada).
|
Palanca de CONTROL DE POTENCIA del motor afectado - MARCHA LENTA. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.22.9 ILUMINACION DE LAS SIGUIENTES LUCES DE PRECAUCION: LIMALLA EN EL DEPÓSITO DEL MÓDULO PRINCIPAL (CHIP MAIN MDL SUMP), LIMALLA EN EL MÓDULO ACCESORIO IZQUIERDO O DERECHO (CHIP ACCESS MDL LH Ó RH), LIMALLA EN LA TRANSMISIÓN DEL ROTOR DE COLA (CHIP TAIL XMSN) Ó LIMALLA EN LA TRANSMISIÓN INTERMEDIA DEL ROTOR DE COLA (CHIP INT XMSN)/TEMPERATURA DEL ACEITE DE LA TRANSMISIÓN DEL ROTOR DE COLA (TAIL XMSN OIL TEMP) O TEMPERATURA DEL ACEITE DE LA TRANSMISIÓN INTERMEDIA (INT XMSN OIL TEMP).
ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
9.23 INCENDIO.
Si la potencia eléctrica AC no está disponible, sólo se puede descargar la botella extintora de la reserva, y se perderá la capacidad para extinguir el incendio del motor #2. |
La seguridad de los ocupantes del helicóptero es la consideración principal cuando ocurre un incendio; por lo tanto, es imperativo que se efectúe cada esfuerzo para extinguir el incendio. En tierra, es esencial que el motor esté apagado, que se evacúen la tripulación y los pasajeros, y se comience a combatir el incendio inmediatamente. Si el tiempo lo permite, se debe hacer una llamada de radio “May Day” antes de que la potencia eléctrica se desactive (OFF) para agilizar la asistencia del equipo contra incendios y el personal de bomberos. Si el helicóptero está en el aire al ocurrir el incendio, la acción más importante que puede tomar el piloto es aterrizar. Se debe dar consideración al lanzamiento de depósitos externos y a la desactivación de las bombas reforzadoras de combustible (FUEL BOOST PUMPS) y bombas de transferencia (XFER PUMPS) antes del aterrizaje.
9.23.1 Incendio del Motor /Fuselaje en Tierra.
|
Palancas de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - APAGADO. | ||
|
Manija APAGADO DE EMERGENCIA - Halar si aplica. | ||
|
Interruptor FIRE EXTGH - MAIN/RESERVE (extinguidor de incendios - principal/reserva), según se requiera. | ||
9.23.2 INCENDIO DEL COMPARTIMIENTO DE LA UNIDAD DE POTENCIA AUXILIAR (APU).
1. Manija T de incendio de la APU - Halar.
2. Interruptor FIRE EXTGH - MAIN/RESERVE, según se requiera.
9.23.3 Luz de Precaución APU OIL TEMP HI (Temperatura alta del aceite de la Unidad de Potencia Auxiliar) Iluminada.
Interruptor APU CONTR - OFF. No intente el rearranque hasta que haya verificado el nivel de aceite.
9.23.4 Incendio del Motor durante el Vuelo.
Intente confirmar visualmente el incendio antes de apagar el motor o descargar el agente de extinción. |
|
Palanca de CONTROL DE POTENCIA DEL MOTOR - (motor afectado) - APAGADO. | ||
|
Manija ENG EMER OFF - Halar. | ||
|
Interruptor FIRE EXTGH - MAIN/RESERVE según se requiera. | ||
| 4. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.23.5 Incendio Eléctrico durante el Vuelo. Antes de apagar toda la potencia eléctrica, el piloto debe considerar el equipo esencial, que se verá afectado, en un ambiente de vuelo particular, por ejemplo: instrumentos de vuelo, controles de vuelo, etc. Si no se puede hacer un aterrizaje lo antes posible, se puede aislar el circuito afectado apagando selectivamente el equipo eléctrico y/o jalando los cortacircuitos.
|
Interruptores BATT (batería) y GENERATORS (generadores) - OFF (apagados). | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.24 ELIMINACION DE HUMO Y VAPORES.
Si la batería se sobrecalienta, no remueva su tapa ni intente desconectar o remover la batería. El fluido de la batería causará quemaduras, y una batería sobrecalentada podría causar quemaduras térmicas y explotar. |
El humo o los vapores en la cabina/compartimiento de carga se pueden eliminar de la siguiente manera:
1. Velocidad aérea - 80 KIAS o menos.
2. Puertas de la cabina y ventanas del artillero - Abiertas.
3. Coloque el helicóptero fuera de afinación.
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.25 SISTEMA DE COMBUSTIBLE.
9.25.1 Luz de Precaución #1 ó #2 FUEL FLTR BYPASS (desvío del filtro de combustible #1 ó #2) encendida.
|
Selector ENG FUEL SYS del motor afectado - alimentación cruzada (XFD). | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
| a. | Si la luz se ilumina, es posible que ocurra un apagón. No haga movimientos rápidos del colectivo. Este procedimiento de emergencia ha sido escrito para incluir acción correctiva para situaciones críticas. Las situaciones críticas son esas en donde la pérdida de un motor representa un peligro mayor que la posibilidad de presurizar una fuga de combustible. |
Si la luz se ilumina y la situación es crítica:
|
Interruptores FUEL BOOST PUMP CONTROL (control de la bomba reforzadora de combustible) - No. 1 PUMP y NO. 2 PUMP - ON (ACTIVADOS). | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
| b. | Esta porción del procedimiento de emergencia se ha escrito para proveer el mejor método de aislar la causa de una falla y prescribir la acción correctiva apropiada cuando la situación no es crítica. Esta porción del procedimiento de emergencia asume que los interruptores FUEL BOOST PUMP CONTROL (control de la bomba reforzadora de combustible) están desactivados (OFF) cuando ocurre una falla. | ||
Si la situación no es crítica:
|
Selector ENG FUEL SYS en el motor afectado - alimentación cruzada (XFD). | ||
Si la luz permanece iluminada:
|
Interruptores FUEL BOOST PUMP CONTROL - NO. 1 PUMP y NO. 2 PUMP - ON (ACTIVADOS). | ||
Si la luz permanece iluminada:
|
Interruptores FUEL BOOST PUMP CONTROL - NO. 1 PUMP y NO. 2 PUMP - OFF (DESACTIVADOS). | ||
| 4. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.26 SISTEMA ELECTRICO.
9.26.1 Falla del Generador # 1 y #2 (Luces de Precaución #1 y #2 CONV (convertidor #1 y #2) y AC ESS BUSS OFF (barra esencial de corriente alterna desactivada) iluminadas.)
|
Interruptor SAS 1 (Sistema de Aumento de Estabilidad) - Oprima para apagar (OFF). | ||
| 2. | Velocidad aérea - Ajuste (80 KIAS o menos). | ||
|
Interruptores GENERATORS NO. 1 y NO. 2 - RESET (REPONER); luego actívelos (ON). | ||
Si las luces de precaución permanecen iluminadas:
|
Interruptores GENERATORS NO. 1 0y. NO. 2 - OFF. | ||
|
EMER APU START (Arranque de emergencia de la Unidad de Potencia Auxiliar. | ||
 |
Interruptor SAS 1(Sistema de Aumento de Estabilidad) - ON. | ||
| 7. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.26.2 Luz de Precaución #1 ó #2 GEN iluminadas.
Cuado falla el generador ac #1, y el cortacircuitos de la bomba de reserva está apagado, apague la potencia ac antes de reponer el cortacircuito de potencia de la bomba de reserva, para evitar daños a los limitadores de corriente. |
|
Interruptor GENERATORS afectados - RESET; luego ON. | ||
Si la luz de precaución permanece iluminada:
|
Interruptor de los generadores (GENERATORS) afectados - OFF. | ||
9.26.3 Luces de Precaución #1 y #2 CONV (convertidor # 1 y 2) iluminadas.
|
Equipo eléctrico de corriente continua innecesario - OFF. | ||
NOTA
Cuando sólo la potencia de batería está disponible, la vida de la batería NICAD es de aproximadamente 22 minutos de día y 14 minutos de noche, para una batería cargada en un 80%. La vida de una batería SLAB es de aproximadamente 38 minutos de día y de 24 minutos de noche para una batería que está cargada en un 80%. |
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.26.4 Luz de Precaución BATTERY FAULT (falla de batería) iluminada.
|
Interruptor BATT - OFF; luego ON. Si la luz de precaución BATTERY FAULT continúa iluminada, no reponga el interruptor BATT más de dos veces. | ||
Si la luz permanece encendida:
|
Interruptor BATT (batería) - OFF. | ||
9.26.5 Luz de Precaución BATT LOW CHARGE iluminada. La luz de precaución BATT LOW CHARGE encendida indica que la carga está en o por debajo de 40%.
Si la luz se enciende después de un arranque de la APU:
|
Interruptor BATT - OFF; luego ON para reponer el elemento de lógica del analizador del cargador. | ||
Si la luz se enciende durante el vuelo:
|
Interruptor BATT - OFF, para conservar la carga que queda en la batería. | ||
9.27 SISTEMA HIDRÁULICO.
9.27.1 Luz de Precaución #1 HYD PUMP (bomba hidráulica #1) iluminada.
|
Interruptor TAIL SERVO (servo del rotor de cola) - BACKUP (reserva); luego NORMAL. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.27.2 Luz de Precaución #2 HYD PUMP (bomba hidráulica #2) iluminada.
|
Interruptores POWER ON RESET (reponer)- Oprima simultáneamente; y suelte. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.27.3 Luces de Precaución #1 y #2 HYD PUMP iluminadas.
ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. Restrinja el movimiento de control a regímenes moderados.
9.27.4 Luz de Precaución #1 y #2 HYD PUMP (bomba hidráulica # 1 y #2) iluminadas y Luz de Aviso BACK-UP PUMP ON (bomba de reserva activada) desactivada. La pérdida de ambas bombas, bomba hidráulica Núm. 1 y bomba de reserva resulta en que no se presuricen ambas etapas del servo del rotor de cola. El servo reforzador de guińada aún está presurizado y el sistema de control mecánico está aún intacto, permitiendo el control limitado del rotor de cola. Debido al alcance limitado del control de guińada disponible, se requiere un aterrizaje corrido a 40 KIAS o más. La pérdida de ambas bombas, bomba hidráulica Núm. 2 y bomba de reserva, resulta en la pérdida de los servos de asistencia al piloto.
| 1. | Velocidad aérea - Ajuste a una velocidad aérea cómoda. | ||
|
Interruptor BACKUP HYD PUMP - ON (ACTIVADO). | ||
Si la luz de aviso BACK-UP PUMP ON permanece desactivada:
|
Interruptores FPS y BOOST (Estabilidad de la Trayectoria de Vuelo y Reforzador) - Apagados (para la luz de precaución #2 HYD PUMP (bomba hidráulica #2)). | ||
| 4. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.27.5 Luz de Precaución #1 ó #2 PRI SERVO PRESS (presión del servo primario # 1 ó #2) iluminada. La iluminación de la luz de precaución #1 ó #2 PRI SERVO PRESS, puede ocurrir si se coloca, inadvertidamente, el interruptor SVO OFF (servo apagado) en la posición 1ST STG ó 2ND STG (primera o segunda etapa) en la cabeza de control de cualquiera de los colectivos. Antes de iniciar la acción del procedimiento de emergencia, los pilotos deben verificar que ambos interruptores SVO OFF estén centralizados.
ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE.
9.27.6 Luces de Precaución #1 RSVR LOW (nivel bajo de reservorio) y #1 HYD PUMP (bomba hidráulica) encendidas con la Luz de Aviso BACK-UP PUMP ON (bomba de reserva activada) iluminada.
| 1. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
Si la luz de precaución BACK-UP RSVR LOW también se ilumina:
|
Interruptor SVO OFF (servo apagado)- 1ST STG (1ra etapa). | ||
Si la luz de precaución #2 PRI SERVO PRESS se enciende, establezca una actitud de aterrizaje; reduzca al mínimo las aplicaciones de control y comience un descenso. |
| 3. | ATERRICE LO ANTES POSIBLE. | ||
9.27.7 Luces de Precaución #2 RSVR LOW (nivel bajo de reservorio #2) y #2 HYD PUMP (bomba hidráulica #2) encendidas con la Luz de Aviso BACK-UP PUMP ON (Bomba de reserva activada) iluminada.
|
Interruptores REPONER CON POTENCIA - Oprima simultáneamente; luego suéltelos. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRACTICO. | ||
Si la luz de precaución BACK-UP RSVR LOW también se ilumina:
|
Interruptor SVO OFF - 2nd STG. | ||
Si la luz de precaución #1 PRI SERVO PRESS se ilumina, establezca una actitud de aterrizaje, minimice las aplicaciones de control, y comience un descenso. |
|
ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.27.8 Luz de Precaución #2 RSVR LOW (nivel bajo del reservorio #2) iluminada.
Los servos de ayuda del piloto estarán aislados; si permanecen aislados, proceda de la siguiente manera:
|
Interruptores BOOST y FPS (reforzador y estabilización de la trayectoria de vuelo) - Off (Desactivado) . | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
NOTA
Debido a que el módulo lógico cerrará las válvulas que suplen presión a los servos de ayuda al piloto, las luces BOOST SERVO OFF (SERVO REFORZADOR DESAC-TIVADO), SAS OFF (SISTEMA DE AUMENTO DE ESTABILIDAD DESACTIVADO), Y TRIM FAIL (FALLA DE AFINACIÓN) estarán iluminadas. |
9.27.9 Movimiento Brusco del Servo Reforzador del Colectivo/Falla del Pistón de Potencia. La falla de movimiento brusco del servo reforzador del colectivo aumentará las fuerzas de control (hasta 150 libras) en el colectivo. El aumento de las fuerzas de control se pueden eliminar inmediatamente desactivando el servo reforzador. Las cargas de control resultantes serán las mismas del servo reforzador cuando está desactivado durante el vuelo.
|
Interruptor BOOST (reforzador) - Desactivado. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.27.10 Movimiento Brusco del Servo Reforzador de Cabeceo. La falla de movimiento brusco del servo reforzador de cabeceo aumentará las fuerzas de control cíclico longitudinales (aproximadamente 20 libras). El aumento de las fuerzas de control se puede eliminar inmediatamente desactivando el SAS.
|
Interruptores SAS (1 y 2) y FPS - Desactivados. | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.27.11 Luz de Precaución BOOST SERVO OFF (servo reforzador desactivado) iluminada. La iluminación de la luz de precaución BOOST SERVO OFF sin otras luces de precaución iluminadas indica un atascamiento de la válvula piloto, ya sea en el colectivo o servo reforzador de guińada. Las fuerzas de control en el eje afectado serán similares a las del vuelo con el reforzador desactivado.
|
Interruptor BOOST (reforzador) - Off (Desactivado). | ||
| 2. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.28 ATERRIZAJE Y AMARAJE FORZOSO.
9.28.1 Aterrizaje de Emergencia en Áreas Boscosas. Potencia desactivada.
1. AUTORROTAR. Desacelere el helicóptero para detener toda la velocidad aérea hacia adelante al nivel de la cima de los árboles.
2. Colectivo - Ajuste al máximo antes de que el rotor haga contacto con las ramas del árbol.
9.28.2 Amaraje Forzoso - Potencia Activada. El piloto debe tomar la decisión de efectuar un amaraje forzoso del helicóptero cuando una emergencia hace que la continuación del vuelo sea peligrosa.
1. Ejecute aproximación a vuelo estacionario.
2. Lance las puertas de la cabina y abra las puertas del compartimiento de carga antes de entrar al agua.
3. Arnés de hombro del piloto - Asegurado.
4. Equipo de Supervivencia - Despliegue.
5. Todo el personal, excepto el piloto, salga del helicóptero.
6. Vuele el helicóptero a favor del viento a una distancia segura y efectúe un vuelo estacionario.
7. Palancas ENG POWER CONT - OFF.
8. Efectúe una autorrotación de vuelo estacionario, aplique el colectivo completo para reducir las RPM del rotor según se asienta el helicóptero.
9. Mueva el cíclico en la dirección de giro.
10. Salga, cuando el rotor principal se haya detenido.
9.28.3 Amaraje Forzoso - Potencia Desactivada. Si es inminente un amaraje forzoso, realice los procedimientos de emergencia para fallas del motor . Durante el descenso, abra la cabina y las puertas del compartimiento de carga. Desacelere a cero velocidad hacia adelante según el helicóptero se acerca al agua. Aplique todo el colectivo según el helicóptero se acerca al agua. Mantenga una actitud nivelada según el helicóptero se hunde y hasta que comience un balanceo; luego aplique el cíclico en dirección del balanceo. Salga cuando el rotor principal se detenga.
1. Autorrotar.
2. Lance las puertas de la cabina y abra las puerta del compartimiento de carga antes de entrar al agua.
3. Cíclico - Colóquelo en dirección del giro.
4. Salga cuando se haya detenido el rotor principal.
9.29 FALLAS DEL CONTROL DE VUELO/SISTEMA DEL ROTOR PRINCIPAL.
a. La falla de componentes dentro del sistema de control de vuelo puede ser indicada a través de grados variables de retroalimentación, atascamiento, resistencia o juego. Estas condiciones no se deben confundir con fallas del Sistema de Control de Vuelo Automático (AFCS).
b. Una falla inminente de los componentes del rotor principal puede ser indicada por un aumento súbito o aumento constante de vibración en el rotor principal o ruido inusual. Pueden ocurrir cambios severos en las características de levantamiento y/o condición de balance debido a golpes de las palas, separación del revestimiento, cambio o pérdida de pesos de balance u otro material. Las fallas pueden resultar en un aleteo severo del rotor principal. La severidad de las vibraciones se puede minimizar mediante la reducción de la velocidad aérea.
Si el sistema del rotor principal falla:
Existe el peligro de que el sistema del rotor principal se hunda o separe de la aeronave después de aterrizar. Salga cuando el rotor principal se haya detenido. |
| 1. | ATERRICE TAN PRONTO POSIBLE. | ||
|
EMER ENG(S) SHUTDOWN (apagado de emergencia del motor) después del aterrizaje. | ||
9.29.1 Falla del Sistema de Aumento de Estabilidad (SAS) sin haber Indicación de Fallas/Aviso. Una alimentación eléctrica errática a un accionador del SAS puede resultar en oscilaciones moderadas del circuito de la punta del rotor, las cuales frecuentemente están acompańadas de sonidos resonantes o “golpecitos” que se pueden sentir en el cíclico o controles de pedal. Ninguna falla del SAS, sin embargo, puede físicamente dirigir los controles de vuelo del piloto. La falla del SAS 2 es usualmente, pero no necesariamente, seguida por una indicación de falla/aviso. La falla del componente del SAS 1 no estará acompańada por una indicación de falla/aviso del SAS 1, ya que el SAS 1 no contiene la capacidad de diagnosticar.
Si el helicóptero experimenta un movimiento errático del circuito de la punta del rotor sin una indicación de falla/aviso:
|
Interruptor SAS 1 - Desactivado. | ||
Si la condición persiste:
|
Interruptor SAS 1 - activado (ON). | ||
|
Interruptor SAS 2 - Desactivado (OFF). | ||
Si la falla aún persiste:
|
Interruptores SAS 1 y Estabilidad de la Trayectoria de Vuelo (FPS) - Desactivados (OFF). | ||
9.29.2 Luz de Aviso SAS Failure iluminada.
Interruptores POWER ON RESET - Oprima simultáneamente y suelte.
9.29.3 Luz de Precaución SAS OFF encendida.
Interruptor FPS - Desactivado.
9.29.4 Luz de Precaución FLT PATH STAB iluminada.
a. Una falla del FPS será detectada por la computadora del SAS/FPS, la cual desacoplará la función del FPS en el eje aplicable e iluminará la luz de precaución FLT PATH STAB y la luz correspondiente FAILURE ADVISORY (aviso de falla).
b. EH Con el interruptor del Panel Selector de Modo en el Sistema Integrado de Navegación Inerte (IINS)/posición IINS, una falla del giroscopio del IINS causará una falla del FPS y podría causar que el SAS 2 del FPS se torne errático en el movimiento de balanceo. En adición a las indicaciones de fallas en la pantalla del control indicador del IINS, el segmento GYRO en el Panel de Aviso de Fallas se iluminará. El VSI del copiloto fallará mostrando una bandera de advertencia ATT y ambos HSI fallarán mostrando banderas de advertencia HDG. La aeronave se puede desviar en el cabeceo, balanceo y/o ejes de guińada debido a la falla del FPS.
|
EH SYSTEMS SELECT - DG/VG. | ||
|
Interruptores REPONER CON POTENCIA - Oprima simultáneamente y luego suelte. | ||
Si la falla vuelve a ocurrir, controle el eje afectado manualmente:
Si la luz de aviso de desperfecto de velocidad aérea se ilumina, la continuación del vuelo sobre 70 KIAS con el estabilizador en AUTO (MODO AUTOMATICO) es insegura, ya que la pérdida de una seńal de velocidad aérea del sensor de velocidad aérea restante podría resultar en que el estabilizador haga un giro completamente hacia abajo. |
Si una luz de fallas de velocidad aérea permanece iluminada en el panel del AFCS:
NOTA
El uso del interruptor de giro del estabilizador del cíclico se debe anunciar a la tripulación para reducir al mínimo la confusión en la cabina. |
3. Gire manualmente el estabilizador - Ajuste a 0° si está sobre 40 KIAS. El método preferido para girar manualmente el estabilizador hacia arriba es usar el interruptor de giro del estabilizador del cíclico.
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.29.5 Movimiento Brusco del Cabeceo, Balanceo o de Guińada/ Afinación.
a. Un movimiento brusco del FPS/afinación causará un cambio en la actitud de cabeceo y movimiento cíclico longitudinal correspondiente de aproximadamente 1/2 pulgada. Esta condición será detectada por la computadora SAS/FPS, la cual interrumpirá las funciones del FPS y de afinación (TRIM) en el eje de cabeceo e iluminará las luces de precaución del FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
b. Un movimiento brusco del FPS/afinación de balanceo se caracterizará por un desplazamiento del bastón lateral de 1/2 pulgada, lo que resulta en un régimen de balanceo correspondiente y una condición de resbalamiento de rumbo constante, causada por el intento del FPS de guińada de mantener el rumbo. La computadora del SAS/FPS detectará la condición de movimiento brusco e interrumpirá la afinación lateral e iluminará las luces de precaución FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
c. Un movimiento brusco del FPS/afinación de guińada se caracteriza por un movimiento incorrecto de los pedales, que resulta en aproximadamente 1/4 de pulgada de movimiento de pedal seguido por un cambio correspondiente en la afinación de rumbo del helicóptero. Esta condición será detectada por la computadora SAS/FPS, lo que interrumpirá la afinación y las funciones del FPS en el eje de guińada e iluminará las luces de precaución FLT PATH STAB y TRIM FAIL.
Si ocurre una falla:
Interruptores REPONER CON POTENCIA - Oprima simultáneamente y luego suelte.
Si vuelve a ocurrir la falla, controle el eje afectado manualmente.
9.29.6 Accionador de Afinación Atascado. Los dos accionadores de afinación de balanceo y guińada, incorporan embragues de resbalamiento para permitir aplicaciones del piloto y copiloto si cualquiera de los accionadores se atasca. Las fuerzas requeridas para sobrepasar los embragues son un máximo de 80 libras en guińada y un máximo de 13 libras en balanceo.
ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.30 FALLA DEL ESTABILIZADOR - FALLA EN EL MODO AUTO.
Una falla en el modo Auto resultará normalmente en que el estabilizador queda inmóbil en su posición. La posición de falla puede variar de la posición programada por 10° a 30 KIAS y hasta 4° a 150 KIAS. Si se efectúa una aproximación con el estabilizador fijado en 0°, la actitud de cabeceo puede ser de 4° a 5° mayor de lo normal en una escala de 20 a 40 KIAS.
Si la aceleración continúa o el colectivo disminuye con el estabilizador en una posición de borde de salida hacia abajo, se perderá el control longitudinal. El estabilizador se debe girar a 0° cuando esté sobre 40 KIAS y completamente hacia abajo cuando la velocidad aérea es menor de 40 KIAS. El oprimir el botón AUTO CONTROL RESET (REPONER) luego que ocurre una falla, resulta en que se active el modo automático por un segundo. Si la seńal de movimiento brusco de un accionador está presente, el estabilizador se podría mover aproximadamente de 4 a 5° en ese segundo, antes de que ocurra otra falla del modo automático. Los intentos de reponer subsiguientes podrían resultar en que el estabilizador se mueva a una posición insegura. Si el modo automático del estabilizador se interrumpe repetidamente durante el vuelo, se prohibe el vuelo sobre 70 KIAS con el estabilizador en el modo AUTO. |
Si ocurre una falla del Modo AUTO:
NOTA
El uso del interruptor de giro rápido hacia arriba del estabilizador del cíclico se debe anunciar a la tripulación para reducir al mínimo la confusión en la cabina. |
| 1. | Interruptor de giro rápido del cíclico - Ajuste si es necesario para detener el régimen de cabeceo de nariz baja. | ||
|
Interruptor AUTO CONTROL - Oprima ON una sola vez. | ||
Si no se vuelve a ganar el control automático:
3. Estabilizador de giro manual - Ajuste a 0° para un vuelo sobre 40 KIAS o completamente hacia abajo cuando la velocidad aérea es menor de 40 KIAS. El método preferido de girar manualmente el estabilizador hacia arriba es usar el interruptor de giro rápido del estabilizador montado en el cíclico.
4. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
Si no es posible el control manual:
5. Indicador STAB POS - (placa indicadora de la posición del estabilizador) Chequee y vuele en o a menos de los límites de velocidad aérea indicada en nudos (KIAS LIMITS) mostrados en los límites autorizados.
6. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
9.31 CAMBIO DE ACTITUD DE NARIZ ALTA O BAJA SIN HABER DADO EL MANDO.
a. Un cambio de actitud de cabeceo de nariz alta o baja sin haberlo ordenado podría ser el resultado de una falla del estabilizador o del AFCS (SAS o FPS). Existe una posibilidad remota de que una falla del estabilizador ocurra en el modo automático o manual sin una advertencia de tono audible o sin que se ilumine la luz de precaución.
b. Si se detecta un cambio de actitud de cabeceo de nariz baja, sin haberlo ordenado, el piloto debe intentar inicialmente detener el régimen con el cíclico hacia atrás. El mantener o aumentar la posición del colectivo puede ayudar a corregir una actitud de cabeceo de nariz baja. Si el régimen de cabeceo de nariz baja continúa, y/o se observa un movimiento incorrecto del estabilizador, active el interruptor de giro rápido del estabilizador montado en el cíclico para ajustar el estabilizador, a fin de controlar la actitud de cabeceo. Continúe observando la posición del estabilizador cuando se suelte el interruptor de giro rápido del estabilizador montado en el cíclico para asegurarse de que cesa el movimiento.
c. Los cambios de actitud de cabeceo de nariz alta, sin haberlo ordenado, a velocidades aéreas de 140 KIAS o menos, no se deben tornar severos aún si son causados por un giro completo hacia arriba del estabilizador, y se pueden corregir con el cíclico hacia el frente. Si la actitud de cabeceo de nariz alta es causada por un giro completamente hacia arriba del estabilizador a velocidades aéreas mayores de 140 KIAS, es posible que el mover el cíclico completamente hacia el frente no detenga el régimen de cabeceo de nariz alta.
d. Si se detecta un cambio de actitud de cabeceo de nariz alta sin haberlo ordenado, el piloto debe intentar inicialmente detener el régimen con el cíclico hacia el frente. A velocidades aéreas mayores de 140 KIAS, una reducción del colectivo de aproximadamente tres pulgadas, simultáneamente con el cíclico hacia el frente, detendrá el régimen de cabeceo de nariz alta. Si estas correcciones de control se demoran y/o se produce una actitud amplia de nariz alta, una inclinación lateral moderada al horizonte más cercano ayudará a que la aeronave vuelva al vuelo nivelado. Después que la nariz vuelva al horizonte, regrese a una actitud nivelada. Después de coordinar con el piloto, el copiloto debe ajustar el estabilizador a 0° cuando esté sobre 40 KIAS y completamente hacia abajo a velocidades aéreas menores de 40 KIAS.
Si ocurre una actitud de cabeceo de nariz baja sin haberlo ordenado:
| 1. | Cíclico - Ajuste según se requiera. | ||
| 2. | Colectivo - Mantenga o aumente. | ||
| 3. | Interruptor de giro rápido del estabilizador montado en el cíclico - Ajuste según se requiera para detener el régimen de cabeceo de nariz baja. | ||
|
Interruptor GIRO MANUAL - Ajuste a 0° a velocidades aéreas sobre 40 KIAS y completamente hacia abajo a velocidades aéreas menores de 40 KIAS. | ||
| 5. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
Si ocurre una actitud de cabeceo de nariz alta sin haberlo ordenado:
| 1. | Cíclico - Ajuste según requerido. | ||
| 2. | Colectivo - Reduzca según requerido. | ||
|
Interruptor GIRO MANUAL - Ajuste a 0° a velocidades aéreas sobre 40 KIAS y completamente hacia abajo a velocidades aéreas menores de 40 KIAS. | ||
| 4. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
Sección II EQUIPO DE LA MISIÓN
9.32 LANZAMIENTO DE EMERGENCIA.
Cuando existen condiciones que requieren el lanzamiento de cargas externas para asegurar la continuación de un vuelo o ejecución de procedimientos de emergencia, la tripulación debe lanzar la carga de la siguiente manera:
Botón CARGO REL o HOOK EMER REL (liberación de carga o liberación de emergencia del gancho de carga - Oprima.
9.33 LIBERACIÓN DE EMERGENCIA DE LA CARGA DE LA GRÚA DE RESCATE.
Si la grúa de rescate se atasca, no funciona, o el cable se enreda y se requiere una liberación de emergencia:
1. Interruptor CABLE SHEAR (cortacable) - FIRE (disparar).
Si se requiere una liberación de la posición de grúa de rescate:
2. Interruptor CABLE CUT (cortecable - FIRE (disparar).
9.34 FALLAS DEL SISTEMA DE DESHIELO DE LAS PALAS.
9.34.1 Luces de Precaución MR DE-ICE FAULT (defecto de deshielo del rotor principal) o MR DE-ICE FAIL o TR DE-ICE FAIL (falla de deshielo del rotor principal o de cola) iluminadas.
a. Si la luz de precaución MR DE-ICE FAIL se enciende, el sistema continuará funcionando en un modo degradado. El piloto debe estar consciente de los niveles de vibración y de los requisitos de % TRQ, que pueden ser el resultado de formación de hielo.
b. Si la luz de precaución MR DE-ICE FAIL se enciende, el deshielo del rotor principal se apagará automáticamente. El deshielo del rotor de cola permanecerá activado.
c. Si la luz de precaución TR DE-ICE FAIL se enciende, el deshielo del rotor de cola se desactivará automáticamente. El deshielo del rotor principal permanecerá activado.
| 1. | Condiciones de formación de hielo - Salga. | ||
|
Interruptor BLADE DEICE POWER (potencia del deshielo de las palas) - OFF, cuando esté fuera de las condiciones de formación de hielo. | ||
Si aumentan las vibraciones.
| 3. | ATERRICE TAN PRONTO SEA POSIBLE. | ||
9.34.2 Luces PWR MAIN RTR (rotor principal de potencia) y/o TAIL RTR MONITOR (monitor del rotor de cola) iluminadas.
Si hay una luz PWR (potencia) del monitor iluminada con el interruptor BLADE DEICE POWER en ON para evitar que la potencia sea aplicada a las palas:
| 1. | Condiciones de formación de hielo - EXIT (salida). | ||
|
Interruptor BLADE DEICE POWER - OFF. | ||
Si hay una luz PWR del monitor que aún está activada con el interruptor BLADE DEICE POWER en OFF:
|
Interruptor GENERATORS NO. 1 o 2 - OFF. | ||
|
Interruptor generador de la APU - OFF (si está en uso). | ||
| 5. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.34.3 Falla o Inexactitud del Medidor del Régimen de Hielo. La falla del medidor de régimen de hielo se indicará con una bandera FAIL en la carátula del medidor. La inexactitud del medidor será indicada por el aumento del torque requerido y/o aumento de niveles de vibración debido a la formación de hielo. Si se sospecha una falla o falta de precisión, sin la indicación de otras fallas, el sistema se puede controlar manualmente.
|
Interruptor BLADE DEICE MODE (modo de deshielo de las palas) - MANUAL, según se requiera. | ||
Si los niveles de vibración aumentan o el % TRQ requerido aumenta:
|
Modo de Formación de Hielo Superior - Seleccione según se requiera. | ||
Si la formación de hielo continúa:
| 3. | ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO. | ||
9.34.4 Pérdida del Generador Núm. 1 y Núm. 2 durante la Operación de Deshielo de las Palas. La pérdida de un generador durante una operación de deshielo de las palas resultará en la pérdida de potencia del sistema. Para restaurar la operación del sistema, se debe efectuar un arranque de la APU y el interruptor del generador de la APU se debe activar (ON). La luz de aviso APU GEN ON no se iluminará debido a que aún existe un generador principal en operación. El generador de la APU suplirá potencia sólo para la operación de deshielo de las palas.
Piloto que no está en los controles:
ARRANQUE DE EMERGENCIA DE LA APU.
9.35 FALLA DEL SISTEMA EXTERNO DE COMBUSTIBLE PARA EXTENSION DE AUTONOMIA AL TRANSFERIR SIMETRICAMENTE EN EL MODO MANUAL. ES
a. Una falla de un sólo tanque del sistema externo de combustible para extensión de autonomía al transferir combustible podría ser el resultado de un tapón de llenado, regulador de sangrado de aire/válvula de cierre, válvula de cierre de combustible suelta o una falla de obstrucción de la línea.
b. La falla total de un tanque en transferir combustible iluminará la luz NO FLOW (NO HAY FLUJO) del tanque asociado. Es posible que la reducción del flujo de un tanque no cause la iluminación de la luz NO FLOW, pero cambiará el centro de gravedad lateral del helicóptero. El piloto notará un movimiento de la posición lateral de la palanca del cíclico según el centro de gravedad lateral se descentraliza de los aumentos neutrales. Por ejemplo, un conjunto de tanques asimétricos externos de 230 galones (un tanque lleno, un tanque vacío), en un H-60 balanceado neutralmente, resultará en una descentralización de la posición de la palanca lateral de aproximadamente dos pulgadas en vuelo nivelado. Si se sospecha que hay una transferencia asimétrica, detenga la transferencia en el conjunto de tanques seleccionado e inicie una transferencia en el otro conjunto de tanques, si está instalado.
Si se sospecha que existe una transferencia asimétrica de combustible:
1. Detenga la transferencia en el conjunto de tanques.
2. Seleccione el otro conjunto de tanques e inicie la transferencia.
3. ATERRICE TAN PRONTO SEA PRÁCTICO.
Al efectuar un abastecimiento de combustible asimétrico, se reducirá el margen de control lateral en la dirección opuesta al lado pesado. La aeronave se voló de vuelo estacionario a 138 KIAS, con un centro de gravedad lateral equivalente a un conjunto de tanques externos de 230 galones completamente asimétricos, (tanque derecho lleno, sin depósitos externos en el lado izquierdo). Las maniobras más críticas son virajes hacia el lado pesado y aproximaciones con un viento cruzado desde el lado más liviano. Estas maniobras no se recomiendan. La condición más adversa para el control lateral es tener el lado derecho pesado, en la gama de 20 a 50 KIAS. Si el control está en duda, lance el conjunto de tanques asimétricos. |
Si el vuelo controlado con un tanque externo pesado es necesario, proceda de la siguiente manera:
1. Efectúe todos los virajes planos (hasta el régimen normal), y en la dirección opuesta al lado pesado (particularmente cuando un tanque derecho permanece lleno).
2. Evite los movimientos bruscos del control, especialmente el cíclico lateral.
3. Si es posible, mueva el personal al lado liviano del helicóptero.
4. Seleccione un área de aterrizaje corrido adecuada, y efectúe un aterrizaje corrido con velocidad de toque de tierra en exceso de 30 KTAS. Para aumentar el margen de control, ejecute la aproximación a contraviento o con un viento a la cuadra de frente desde el lado pesado y alinee el eje longitudinal de la aeronave con la trayectoria terrestre al comenzar la aproximación. Si no hay un área de aterrizaje corrido disponible, efectúe una aproximación para un vuelo estacionario a contraviento, o con un viento a la cuadra de frente desde el lado pesado.
9.36 LANZAMIENTO DE TANQUES DEL SISTEMA EXTERNO DE COMBUSTIBLE PARA EXTENSION DE AUTONOMIA. ES
Con pesos brutos pesados y un motor inoperante, o en una situación de emergencia o rendimiento limitado, es posible que sea necesario lanzar un conjunto de tanques. Los circuitos evitan la liberación de cualquier tanque individual, aún cuando se selecciona el lanzamiento de un sólo tanque en el panel de control STORES JETTISON (lanzamiento de cargas). El helicóptero permanecerá controlable, aún si un sólo tanque falla en ser liberado debido a una falla en el sistema de lanzamiento. En el caso de una configuración de cuatro tanques, y dependiendo de la cantidad de combustible en los tanques, se puede perder el control lateral si ambos tanques en un sólo lado fallan en ser liberados. Por esta razón, el uso de los interruptores EMER JETT ALL (lanzamiento de emergencia - todos), o JETT ALL (lanzamiento de todos) no se recomienda. El uso de estos interruptores sólo se debe considerar en circunstancias donde el fallar en hacerlo causaría ciertos dańos a la aeronave y a la tripulación, y se efectuará a discreción del piloto al mando.
Si se requiere el lanzamiento de los tanques:
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Interruptor STORES JETTISON - Seleccione INBD BOTH (presión interior ambos) OUTBD BOTH (presión exterior ambos) o ALL (todo), según aplique. | ||
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Interruptor JETT (lanzamiento) - Active. | ||
Si el sistema de lanzamiento primario no funciona:
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Interruptor EMER JETT ALL (lanzamiento de emergencia de todos) - Activar. | ||
9.37 VAPORES DEL COMBUSTIBLE EN LA CABINA/COMPARTIMIENTO DE CARGA CON EL SISTEMA EXTERNO DE COMBUSTIBLE PARA EXTENSIÓN DE AUTONOMÍA PRESURIZADO. ES
Si la válvula(s) de retención de aire sangrado están atascadas en la posición abierta cuando se activa la calefacción, ocurrirá una caída de la presión resultante del múltiple de aire sangrado, debido a la demanda del aire sangrado del calefactor. Esto permite que los vapores/rocío que están sobre los tanques retornen a la inversa a través del múltiple de aire sangrado, a través del calefactor, y adentro de la cabina. Si se observan vapores o rocío de combustible durante la operación del sistema externo de combustible para extensión de autonomía, efectúe los siguientes procedimientos:
Si la calefacción está activada:
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Interruptor HEATER (calefacción) - OFF (desactivado). | ||
Si la calefacción está desactivada o persisten los vapores:
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Interruptores PRESS OUTBD (presión exterior) y INBD (presión interior) - OFF. | ||
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Interruptor MODE (modo) - OFF (desactivado). | ||
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Interruptores FUEL BOOST PUMP CONTROL - Según se requiera. | ||
9.38 VOL LANZAMIENTO DE LOS ESTANTES DE LANZAMISILES.
Con pesos brutos altos y un motor inoperante o en una emergencia, es posible que sea necesario lanzar los estantes del lanzamisil Volcano. Ambos estantes inferiores del lanzamisil se deben separar del helicóptero antes de que se activen los estantes superiores. Si aún queda uno de los estantes inferiores, los estantes superiores no se podrán lanzar.
Si se requiere el lanzamiento de un estante de lanzamisil:
1. Interruptor JETTISON (lanzamiento) - JETTISON (lanzamiento).
Si el procedimiento de lanzamiento anterior falla, proceda inmediatamente de la siguiente manera:
2. Interruptor EMER JETTISON (lanzamiento de emergencia) - JETTISON.
