Sistemas de Aeronaves

1 El Fuselaje

El fuselaje contiene la cabina del avion la cual contiene los asientos de los ocupantes y los con troles de la aero nave , tambien puede proveer espacio para un compartimiento de carga

Por su construccion puede ser, Armadura , Monocasco y Semi-monocasco

Armadura

Consiste en una estructura de ligeros tubos de acero que se unen para formar una forma rectangular, cada tubo soporta la carga impuesta al avion.

Monocasco

La piel es el unico elemento estructural , esta estructura puede ser fuerte pero no puede tolerar las deformaciones.

'---For~MER:S

OUTSI DE SK[N

Semi-Monocasco

La piel es uno de los elementos estructurales , los componentes principales de esta estruetura son, costillas , travesafios , largueros y piel. Es utilizada una subestruetura para mantener la forma del fuselaje e inerementar su fuerza.

REINFORCED FRAMES

STRINGERS -' -~

2 ElAla

La raz6n primordial por la eual se praetiean gran des orifieios a las eostillas es que disminuye el peso estruetural de la aeronave. Las eostillas tiene la forma de perfil alar. ,

Wing. Spar

cQJ¢~~ .. . . ,

Rear Bottom Skin Trailing Edge Skin

Las alas soportan el peso de la aeronave en vuelo asi que deben tener la suficiente fuerza y rigidez para hacerlo. La rigidez y fuerza del ala son determinadas por el grosor del ala con el grosor y construcci6n utilizados , siendo dependiente de los requerimientos de velocidad de la aeronave.

Los tipos de construcci6n son, Biplano , Monoplano y Cantilever

Biplano

CENTRE ~ECTION

• LANDING WIRES UPPER MAJHi>lANE ,

\, '., '" !NT~RP,LAHE: ",~ STRUT

/

i

FL YIN\G WIRES

LOWER hlAJNPLANE

Monoplano

Cantilever

Al tipo de ala cuya construccion no requiere de miembros estructurales externos. Esta estructura soporta las cagas en vuelo por ellevantamiento y resistencia al avance. Esto se logra construyendo la ala alrededor de mastiles/spars que soportan las cargas por flexion durante el vuelo y en tierra.

TWISTING .oJ .'''

./"" '1(-1- __ , .•.. . ... :.::: •. /) - - .-

. «;i:'~~;7./t::.::.-· ·_-+;-__ ~_ '-I,

BENDING

A. NONCANI1LEVER \VlNG WTrnD...'TERNAL SUPPORTS.

B. CANTILEVER \VlNG \VITHNO EXTERN • .u. SUPPORTS.

Los Tipos de Ala / Configuraci6n Alar

Los tipos de ala son Ala Baja, Ala Media, Parasol y Ala Alta

Ala Baja

El ala va a la altura del fuselaje inferior ,10 que facilita el acceso al motor pero obliga a tener un tren de aterrizaje mas grande, es la mas usada en aviones comerciales de pasajeros .

Ala Media

Es tipica en los cazas militares y acrob<iticos.

5

Ala Parasol

Ala Alta

6

Forma en Planta del Ala

Rectangular/Rectangular

No es tan eficiente como la ala eliptica, pero tiene una tendencia de desplomarse en la planta del ala primero 10 que provee una adecuada advertencia de desplome y efectividad de aler6n.

Eliptica/Elliptical

Es ideal para volar a bajas velocidad , ya que provee minima resistencia al avance , disminuye la resistencia al avance inducida.

Trapezoide/Tapering

Provee una reducci6n en resistencia al avance e incrementa ellevantamiento, la cual es mas efectiva a altas velocidades. Tiene una tendencia a desplomarse ligeramente en el interior de la punta del ala.

Flecha/Sweptback

Son eficientes a altas velocidades , pero el desempefio a bajas velocidades es degradado por su disefio. Su disefio esta basado en el concepto de que solamente la componente de flujo de aire perpendicular al borde de ataque del ala afecta la distribuci6n de presiones y la formaci6n de ondas de choque.

Ala Delta

A1 igual que el ala flecha , es efectiva a altas velocidades pero su efectividad disminuye a bajas velocidades. Es utilizada en aviones de vuelo supersonico. La gran ventaja de este ala es que consigue que el borde de ataque del ala que de retrasado respecto a la onda de choque generada por la punta del avion.

,­, !

3 Empenuje

Hay muchos tipos de empenaje (unidad de cola) ,pueden ser Convencional , en T 0 Doble Estabilizador Vertical. Provee estabilidad longitudinal y estabilidad direccional.

Se compone de Partes Fijas, Empenaje Horizontal (estabilizador horizontal) y Empenaje Vertical (estabilizador vertical)

Y Partes Movibles, Elevador, Timon y Compensadores (Trim)

Vertical

Trim Tabs

Figure 1-7. Empennage components .

4 Compensadores / Trim

Los compensadores de una aeronave puede ser operado a traves de un gran rango de actitudes , velocidades y configuraciones de potencia. Son us ados para disminuir la necesidad de ejercer presi6n constante sobre los controles de vuelo. Normalmente consisten en con troles en la cabin a de mando y pequefios dispositivos adjuntos al borde de salida de una 0

mas superficies primarias de control.

CONTROL \VlIBEL

Aletas de Compensacion/Trim Tabs

Normalmente esta instalada en aeronaves pequefias, donde una pequefia aleta es afiadida al borde de salida del elevador. Su movimiento esta controlado por una rueda de control 0

switch en la cabina. Para mantener la superficie primaria control en la posici6n requerida , la aleta se mueve en direcci6n opuesta al elevador 0 superficie de control.

Aletas de Balance/Balance Tabs

Operando esta aleta, reduciremos ligeramente la fuerza necesaria que produce la superficie principal de control.

Son para disminuir las fuerzas excesivas en algunos aviones. Se parecen a las aletas de ",,"',-, \ compensaci6n, pero al diferencia es que las aletas de

balance estan acopladas ala biela de la superficie de control, asi que cuando una superficie primaria de control se mueve en cualquier direcci6n , esta aleta se movera automaticamente en direcci6n opuesta. El flujo de aire pegando en la aleta realiza un contrapeso de presi6n del aire contra la superficie primaria de control.

Aletas Anti-servo / Antiservo Tabs

Trabajan en la misma forma que las aletas de balance, excepto que en yes de moverse en la direccion opuesta , se mueven en la misma direccion que el borde de ataque del estabilizador. Funciona como elemento compensador para disminuir la presion sobre los controles.

Figure 5 .. 21. : \u aJlllSC;TlJ foh alleJJlp/'I h ) .Hn ;(liJd ifW the f 'OJI l ro!

'I !.JJla(.'e .und i.\ u;·;ed to ;,nukt; !he ,,"kfbiltllol' {e H .\ f,>/lS.ir. i r e b.~ O!'{J0.'\J.'l£g

the/ott'l: if.ten et! hy ihe pi/Of.

Aletas ajustables en tierra/Ground adjustable Tabs

Algunas aeronaves ligeras tienen una aleta de metal estatica en el timon de direccion. Esto es para evitar que la aeronave se derrape a la izquierda 0 derecha durante la etapa de crucero. Tambien pueden ser instaladas en el elevador , 0 aleron derecho para proveer pequeiios ajustes en compensacion neutral (neutral trim).

Trim tab en ale ron y timon de direccion.

12

Estabilizador Ajustable/ Adjustable Stabilizer

En vez de utilizar una aleta movible en el borde de salida del elevador , algunas aeronaves tiene un estabilizador ajustable. Esto es logrado por tornillos y mecanismos que mueven el borde de ataque del estabilizador hacia arriba 0 abajo.

!NPUTFROM tRIM CONtROL

Reglaje de Superficies de Control

BEfORE TRIM

AfTER TRIM

Reglaje es la actividad que ajusta la posicion de los controles de vuelo con los mandos en posicion neutral. Cuando se efectua el reglaje de un avion debe hacerse para que vuele recto y nivelador con los mandos sueltos a velocidad crucero.

5 El Tren de Aterrizaje

Por la posici6n del tren de aterrizaje en una aeronave , puede ser convencional (patin de cola) o triciclo. Sus funciones son,

-Proporcionar un medio para que la aeronave maniobre sobre la superficie.

-Soportar la aeronave a una altura conveniente para dar espacio a las helices, motores , Flaps y facilitar la carga.

-Absorber la energia cinetica del aterrizaje y como medio de control y desaceleraci6n.

a Piernas del Tren de Aterrizaje

Tren Principal y Tren de N ariz. Aceite es usado para limitar la velocidad de extension y

compresion de la estructura. D EI cicIo del tren de aterrizaje es el tiempo que el tren toma para extenderse 0 retraerse completamente

b Frenos

Los frenos de la aeronave funcionan por friccion entre una superficie fija y otra que se mueve '----...... para desacelerar la aeronave hasta parar el movimiento, esto se logra convirtiendo la energia ) cinetica en energia calorifica. La cantidad de calor generada para detener una aeronave grande es muyalta. En la aeronaves ligeras normalmente se us an frenos de disco, localizados en cada pierna del tren principal. La presion se ejerce a cada freno presionando la punta de los pedales del timon de direccion. Todos los frenos de disco son operados por sistemas hidraulicos. El sistema de frenos usa cojines de friccion , uno 0 mas discos, dependiendo del tamafio de la llanta; el principia es el mismo que utilizan los automoviles.

En una aeronave ligera se puede tener frenos de un solo disco a en una aero nave grande se puede tener frenos multi-disco.

Ar.1JUS:rc.::1. ,;..'>-<;;r=~.la!.

TORQUE PLAI£ --~-f

t,(lJ<JNTING BOLT

NUT Ft ATF.:

OFERA.TING PU,TCJ,!\lG C:YUNC£R

BLEED SCREW s'tm~e ·BTATOR jCl,SSE1 •• BL Y

TI·lRUST PLATf:

r,,'I,D ASSEMBLY

Si los frenos se calientan demasiado, estos ya no podrim absorber ninguna energia y su capacidad de desacelerar la aeronave se vera reducida, a esto se Ie llama debilitamiento de frenos. Los frenos pueden aplicarse para variar independientemente los grados de cada uno, esta tecnica se llama freno diferencial, y es usada para manejar el avi6n durante las operaciones de tierra. Un freno de estacionamiento mantiene la presi6n en ambos frenos para evitar que el avi6n se mueva cuando nuestros pies no estan en los pedales.

'1,

J.

4.

u!\¢ miJliumm lIiJ:C~';k;aty j(j\Hbmk$lm~%tit<t, Tyri?$ w'iH l,mbtb!y ,klint\!.

$, jftyre~ r;;'[)1ilin hi/bkd. they must be aplimmdl~4 with CaIJ4i,,~ fmm

4,

[J"tb~ !i\~"-(fff, cht<:ik "helt.""" whe.;! ;ts$emhly thr d,mtagli and ,i111J1y ht~k~ IWIi'HMtJ'1r h) ;;n,'.:k tl} nrJkc ~)l! ,,, .. k~.

A!1'1wbwkll ~'wliIl3 lime QtS,mim;je, fbI nJ~h I.n K1.\ iil'·'tCS~ iiI' SO Kit

front , If 1",1f. N<lt'tllill Zo ... ($tu li.ll KEJ

7.

B.

Ulilt~~ a Imtkll!whGd ,H,s~mbly is iii 11M""", all,)w hmi!c" to ,,,,,,1 "irPQm ap'PJying t'Xiiftglti;;hant.

If iI bmktvWhc¢! il$s~mbly j~ liM lIre, apply dry powder < "IlnguLShlUlt • and retire ji",m {h~ vic iniiy tor at l.ct,IS{ I S !l1!MU!~ s"

A now a cuoling period "I' 2 to J hOUf!l'., lIutes$ coolj"S air is !IS,,&' WhiJd:li and tyte~ must be dUl.llg~cl 1.

,\Umv b",~¢ \,', ... Hl\!l, l im~!;If 5 .... 4'1'(<;$I()< ~'llch L ) KF. ill cJtl;I'''~ <If HI K.E.

6 Manual de operacion de la aeronave

7 Introduccion a mot ores

La planta de potencia es provista por el motor, los mot ores en aviacion son general mente maquinas termicas de combustion de los tipos:

Reciproco 0 Alternativo con helice, Turborreactor 0 rotativo , Turbohelice.

8 Operaci6n del Motor Reciproco

El nombre viene del movimiento reciproco de los pis tones , los cuales producen la energia necesaria para completar el trabajo. Los motores reciprocos operan bajo el principio basi co de convertir la energia quimica (combustible) en energia mecanica. Esto es posible gracias a la conversion que ocurre en los cilindros del motor mediante el proceso de combustion. Tenemos diferentes configuraciones de acuerdo a la disposici6n de los cilindros.

-Radial

-Opuesto Horizontal

-En Linea

-EnV

INUNE ENGiNE

SINGLE OR DOUBLE BANK ENGINE

v

4 OR 6CYUNOER FLA.T/HORrZONTAll Y

OPPOSED ENGINE

Componentes de un Motor

-Piston

-Cilindro

-Camara de Combustion

-Cigiiefial (Manivela)

-Biela

-Bujias

Potencia en plantas Motrices

Figure 6·4. Mllin compoJlrnls of a "Park iCllitio" reciprocaling

mgme,

Caballo de Potencia/Fuerza , energia requerida para levan tar un peso de 550 lb. a la altura de 1 ft en un segundo, lb. pie/seg.

17

a CicIo de cuatro tiempos / CicIo de Otto

En 4 tiempos se realiza la conversion de la energia quimica en energia meca.nica. A 2

Revoluciones , 7200 de cigiiefial; 1800 j Tiempo.

-En el tiempo de Admision , el piston inicia su trayecto hacia abajo y la valvula de admision se abre para permitir el paso de combustible y aire dentro del cilindro.

-En el tiempo de Compresion , el piston se mueve hacia la valvula de admision y comprimiendo la mezcla de aire y combustible.

-En el tiempo de IgnicionjExpansion, es cuando la compresion esta casi completa, la bujia hace una chispa y la mezcla ignicion para obtener potencia. Los gases se expanden rap ida mente de la combustion controlada.

-En el tiempo de Escape 0 Barrido , es cuando se expulsan los gases, el piston fuerza los gases hacia fuera por la valvula de escape.

! The plSl0n moves dawn. Volume if'l"r~S,,~i'L Pr8&SulB

. rcduce~ .

r-LET VALVE {)PIENS~,Tt{}C I IGNITION )ai '

f

fXliAUST VALVE ClOOES

~ I,' e: t) i g !

I ~.,.,._ ... a ........ , .. ".1

No confundir, durante estos ciclos hay 5 Eventos , Induccion , Compresion , Combustion, Potencia y Escape. Cada TDC y BDC representa 1800 de rotacion del cigiiefial. TDC , top dead centre . BDC , bottom dead centre.

1. ThQ inflGt 'lfalv(! 1$ open, ~rmlttfing fllOw from am.osph9m~. Ul'n:H.lgh thQ ~rb4)r~tt¢r Il1totht! <:.yHhdeor.

! Tn e pi~wn is mQvin~' dowl1l and lliecylind~1" volu.me as ,in, Co', r01aslng,. !tIe cylJtldEU' press, UIi$i Is detA'~$fng ~~ow and)H~ftlt. The charge

'" t~mJ:l@iratum as decmasing. Thre tlla!$$ of th~ charge is incr,aasine.

2. 80th of UU~ vahl'Q·s ar~ c:losad trapping the induc~d mixture in tlUl eydi I'ui:s<t"; Tha p~ton fs movln,[S up. The cylinder VOfll4me is deoreasin:g. The cylinder pressure is incmasing. T;'~

1': " tetfn~rarrl.Jr~ <ottine en argiG> Ii£;; fincreaS!ing. The ma$$ of th~ eharge is r'/(lw flJ{ed.

:.t 80m: v.aJv~ a:Irr;,$ti'11 e4Q$ed. The p~ton j~ staticma.ry at thi& top~f the stroike (TOO) The temperawreoi the charge is increasi, I'Ig, rapidly during combustion. The VOLUME rs UNCHANGED due to the :Stationary piston, hence the interna,1 combustion . is known as a 'CONSTANT VOLUME Pm&&Uf'a ina;rM$~$ r;!:lpadly Wltfit th~ tempe-TM.'Yre i!'H~feia~, The IJ.J5;100 is forced down by the PfMSUl'& i ru:~S~'" The c:yHtlda-r vnluma f.Fii thamf('Jr~ inCfe'diing .. This m17ans that cylinder pmS8UI'!9 is (hu:~m.u?itn@J and a,s i;'!I fUflctilOl"l Qf th~t. the temlOerawre a:~ieii!J$es .

4. The exhaust valve ~s now .open to atmospnem. The pl$1:o" moving tip forces the exhaust SBas past

j" it t€> the atmosphere. Th& 21trnosphlll'"Si p.rovldSi& <:Ii

. fssistanc3 to th 9 flow of exhaust gas Which i;$

. mrmed 'EXHAUST BACK PRESSURE'. Because €>f • thi$ the pressure in the cylimier increases slig,hUy

whtch ca USGS ina- mmp~atura to. frSAil' al$-o.

Dimensione del Motor

Ala suma del volumen de los cilindros en un motor se Ie llama Cilindrada.

Head Ga , ket Volume

flZ~

.~

i

Combustion Cham ber Volume :J

i ~ NET' Combu'tion Chamber Volume

t

~ Bore :.

0 - \ --

Deck I Quencil Vo lume

~rtLJ· l ~ Pist on @"TDC

Swept Volume of

Cylinder (Stroke of Engine)

~ Piston @"BDC

Relacion de Compresion I Radio de Compresion

La relacion entre volumen del cilindro y el volumen de camara de combustion es la Relacion de Compresion.

10 : 1 Compression

ratio

Para que el piston trabaje bien sobre la mezcla durante la compresion depende del peso de la mezcla inducida y la presion a la que es elevada. La presion dependera de la reduccion del volumen . La proporcion de compresion es el radio total del volumen encerrado en el cilindro con un piston a BDC , en relacion al volumen al final de la compresion con el pis to a TDC.

20

Cle-arBlIC'2 \iDluma

Swept Vcr4um8

b Sistemas de Inducci6n

El proposito de los sistemas de induccion es traer aire del exterior al motor, mezclarlo con el combustible en forma apropiada y entregarlo a los cilindros donde ocurre la combustion. Nosotros controlamos la cantidad de combustible y aire que es introducido a los cilindros del motor y es mantenida por 10 con troles de potencial acelerador y mezcla. El acelerador control a la velocidad del motor regulando la cantidad de combustible y mezcla que fluye en los cilindros , mientras la mezcla control a el radio de combustible/ aire. EI aire entra al sistema de induccion a traves de un puerto de admision en la parte frontal de la tolva del motor. Este puerto tiene un filtro que evita la entrada de polvo y otros objetos. Sin embargo este filtro puede ser bloqueado y una fuente alternativa de aire debe estar disponible. Normalmente este aire alternativo proviene del interior de la tolva del motor, donde evita pasar por el filtro. Hay dos tipos de sistema de Induccion:

-El Carburador

-Inyeccion de Combustible

c EI Carburador

Una vez que el aire entra al sistema de induccion, se mueve a traves de ductos y es introducido al carburado. El carburador mezcla el aire entrante con combustible y 10 lleva a la camara de combustion. En un carburador de tipo flotador el aire fluye a traves de un filtro y despues pasa al carburador y a traves de un tubo venturi, un cuello estrecho en el carburador. Ahi cuanda el aire f1uye a traves del tuba venturi se crea una area de baja presi6n , que fuerza al combustible a fluir por la boquilla. El combustible fluye en la corriente de aire y se mezcla ahi con el aire.

FUELJAIR MIXTURE The blend oj Iv,,] and air 15 rCu!e<:i to the oomlAlslioo chmnbel"') to be '\ burned. \

THROTTLE VALVE .. " . ' <:7:~ The Bow Of the !ue!falf mlxllne IS . 3~ C(H1trolled by the tMro!lle valve, The i'~

AIR BLEED The " if bleedctllcwe. air \() be 111ixe{j wi!1l 11",1 bein", dmwil out of lile discharge nozzle to decrease i'H~1 den$ity dlid promote iue! vapodzahon.

LOAT CHAMBER Fuel !wigl i .. mnintailleo L"I1'l floaH,., Je devr.ce.

fUEL INLET throule var",., IS adjti sled f 10111 the cockpit by the :ilronte.

DISCHARGE NOZZLE

Fua! is Illceived it)to 1he .:;arOClf¢tortnrDugh the fuel inlet

Fuel j" (orced lh i'0\Jgh Ihe dischtJIoe n(lzzie into the venturi by greater o;,irno$phe ric /lf$$$Wre in Ihe flo .. t ch'lrnber.

VENTURI The ::;hGpe ()! the venturi ere ;>!e:.; an mea of low preBsme.

AIR INLET Air enters the carburetor --..... through the £lir inlet.

FUEL

The mixture nelfrdle con!! cis luei 10 the discharge hOzzie. Mixture nee(j le position eM be lIdjus!&d using lhe mixture con1roL

El principio operacional del carburado de tipo flotante 0 Carburadores de difusor fijo esta basado en la diferencia de presiones en el tubo venturi y la entrada de aire.

La camara del flotador esta ventilada a la presion exterior, asi que la presion interior se mantiene igual a la presion atmosferica , incluso si ascendemos 0 descendemos.

Los carburadores estan calibrado a nivel del mal, y por 10 tanto tenemos que corregir la relacion combustible-aire en un cambio de altitud. Ya que conforme la altitud incrementa, la densidad del aire entrante al carburador disminuye mientras que la densidad del combustible se mantiene. Esto crea una mezcla muy rica la cual puede causar tosquedad/ aspereza en el motor debido a que la bujia se ensucia con excesivo carbon. Esto ocurre porque la excesiva mezcla rica reduce la temperatura dentro del cilindro , inhibiendo completamente la combustion del combustible. Esta condicion puede ocurrid durante pre-despegues en aeropuerto de gran elevacion y durante ascensos 0 vuelo crucero a altas altitudes. Para mantener correctamente la mezcla aire-combustible , debemos de empobrecer la mezcla usando el control de mezcla.

Durante descensos de altas altitudes, debemos enriquecer la mezcla 0 se podria volver muy pobre. Una mezcla muy pobre podria resultar en elevadas temperaturas del motor las cuales podria causar un fano , paro 0 desgaste del motor. La mejor manera de mantener una mezcla adecuada es monitoreando la temperatura del motor y enriquecer la mezcla si es necesario. Una desventaja del carburador es la tendencia al hielo. Hielo en el Carburador ocurre debido al efecto de la vaporizacion del combustible y la disminucion de la presion del aire dentro del tuba venturi, la cual ocasiona un descenso en la temperatura. Si el vapor de agua se condensa cuando la temperatura esta a , debajo de la temperatura de congelamiento. El hielo se puede formar en las superficies del carburador e incluso en la valvula de aceleracion. El hielo en el carburador puede aparecer cuando las temperaturas estan debajo de 21 0 C y la humedad relativa es arriba del 80%. La primera indicacion de hielo en el carburador en una aeronave de paso fijo es la disminuci6n de las r.p.m, seguida de una aspereza en el motory una posible

22

falta de suministro de combustible. En los aviones con helice de velocidad constante , los cambios en la potencia son ref1ejados por variaciones en el manometro de presion.

Para eliminar este efecto de hielo en el carburador , se emplea un calentador , el cual esta diseiiado para eliminar el hielo dirigiendo el aire a traves de una fuente de calor antes de que entre en el carburador. Esto ocasiona una disminucion en la potencia del motor, porque el aire caliente es menos denso que el exterior.

100% ...,..-------------~~~~~~~

E 00· .0 " :::::i a 70 I

Q)

.2 ."... 70% ill (J)

IT 60%

Ice

HiGh Carburetor iCin(J PotEtnti 611

7 (OGC) (2 1 vG)

OutsidEt Air Tempe ratu Fe

Incoming Air

Fuel/Air . ixture

---Ice

23

d Inyecci6n de Combustible

Una forma de eliminar la amenaza de hielo en el carburador, es quitando el carburador. Recientemente algunos constructores han hecho eso equipando a las aeronaves con el sistema de inyeccion de combustible. La inyeccion de combustible ofrece niveles mas bajos de combustible , incremento en los caballos de fuerza , bajas temperaturas en operacion , y una mayor vida del motor. En este sistema el combustible es inyectado directamente dentro de los cilindros y la toma de aire para el sistema de inyeccion de combustible es igual al que se usa en el carburador. El sistema incorpora seis componentes basicos, Bomba movida por motor, Control del aire/combustible, Distribuidor de Combustible, Inyectores de descarga y una Bomba auxiliar e indicadores de presion y flujo del combustible. La Bomba Auxiliar/Electrica , conocida como bomba boost es utilizada en arranques y despegues.

Fuel Manifold \/alve

Fue l~ Discharge Nozzle

Gontrol Unit

Eng ine-Driven Fuel Pump

Auxil iary Fuel Pump

La bomba de combustible mueve el combustible del tanque de combustible hacia la unidad de control de combustible, la cuala replaza al carburador. La bomba movida por motor provee presion a la unidad de control de combustible una vez que el motor haya encendido, la presion varia con la velocidad del motor. La unidad de control de combustible, mete combustible al motor dependiendo de la posicion de la mezcla y envia mas combustible al distribuidor de combustible a un ritmo controlado por el acelerador. Una vez alcanzada la valvula de distribucion , el combustible es distribuido a cad a uno de los inyectores de descarga. Los inyectores de descarga estan localizados en cada cabeza del cilindro, introduciendo aire en el combustible e inyectando la mezcla en cada puerto de entrada donde es introducida en cada cilindro para la combustion. Un sistema de inyeccion de combustible es considerado menos susceptible al hielo que el sistema de carburador, pero el impacto del hielo en los puerto de toma de aire es posible en ambos sistemas.

Ventajas del Sistema de Inyecci6n de Combustible

-Reduccion en hielo evaporativo

-Mejor flujo de combustible

-Rapida respuesta del acelerador

-Control preciso de la mezc1a

24

-Mejor distribuci6n del combustible

-Mas facil de encender el motor en dimas frios

Desventajas

-Dificultad para arrancar un motor caliente

-Problemas de bloqueo de vapor durante operaciones en tierra en dias calidos

-Problemas asociados con el reencendido del motor cuando se apaga por falta de combustible

e Sistema Supercargador y Turbocargador

Inducci6n Forzada

La inducci6n forzada incrementa el flujo de aire al motor y consecuentemente la presi6n y la densidad de la mezda de admisi6n (MAP), como consecuencia se incrementa el techo de servicio del motor y mejora los rendimientos y la velocidad. La inducci6n forzada puede producirse mediante: Supercargador y Turbocargador. EI desempefio de nivel de mar puede ser obtenido induso a altas altitudes usando un sistema supercargado 0 turbocargador.

Sistema Supercargado

El sistema supercargado usa una bomba 0 compresor movida por el motor (cadena, banda,

engranes) y comprime el aire mediante esta bomba. D Pueden ser de doble etapa de compresor y de doble velocidad

SIDE

FilL SIDE

25

Sistema Turbocargado

Incrementa la presion de admision de mezcla mediante un turbo compresor movido por los gases de escape. Es mas eficiente ya que presuriza el aire.

o Como la temperatura del aire se incrementa cuando este es comprimido, se debe reducir dicha temperatura para evitar detonacion mediante un enfriador.

Ventajas del Turbocargador

-El Supercargador usa grandes cantidades de la potencia del motor

-El turbocargador recupera energia de deshecho de los gases de escape

-El turbocargador controla la potencia nominal desde el nivel del mar hasta la altitud critica

Sea level Density altitude

26

f Sistema de Ignici6n

EI sistema de ignicion provee la chispa que hace ignicion a la mezcla de aire/ combustible en los cilindros. Este sistema se compone del Switch, Magnetos (alta tension generada por iman) , Cables, Bujias superiores e inferiores.

o Upper magneto wires

lower magneto wires

Figure 6-16. Ign iTion system comp01l<:ms.

Un magneto esta en un contenedor, que tiene una unidad mecanica que suple de corriente electrica a las bujias. Utiliza un iman permanente para generar corriente electrica independiente del sistema electrico de la aeronave. El sistema empieza a operar cuando accionamos el switch de ignicion en "start". Un sistema de doble ignicion provee un mejoramiento en el desempeiio del motor. Disparando dos chispas se mejora la combustion y resulta en altas potencias. Si uno de los magnetos falIa , el otro no es afectado. El motor continuara ope ran do normalmente , pero podemos esperar una ligera disminucion en la potencia. Tambien eso pas a si una de las dos bujias falIa.

27

g Combustion Anormal

Durante la combustion normal, la mezcla de aire/ combustible se queme de una manera muy controlada y predecible. Detonacion , es una explosiva ignicion in control ada de la mezcla aire/ combustible dentro de los cilindros. Esto causa temperaturas y presiones excesivas , las cuales de no ser corregidas , pueden producir fallas en los pistones, cilindros 0 vaIvulas. En el menor de los casos , la detonacion causa el sobrecalentamiento del motor, aspereza y perdida de potencia. La detonacion ocurre cuando el combustible en los cilindros explota en vez de quemarse uniformemente. Detonacion puede ocurrir en cualquier momento en el que permitimos el sobrecalentamiento del motor 0 us amos un combustible de bajo grado/ octanaje. ~otencia de un motor para sobrecalentarse es mayor bajOllas condiciones de despegue con un motor que esta cerca de su maxima temperatura permitida, operacion con altas r.p.m y bajas ve10cidades, y una operacion extendida arriba del 75% de potencia con una mezcla pobre. Si se sospecha de detonacion durante el ascenso, debemos de bajar la nariz de la aeronave para incrementar la velocidad y enfriar el flujo de aire a1rededor del motor.

Detonacion puede Hevar a otro problema Hamado Pre-ignicion. Ocurre cuando la mezcla de aire/combustible es encendida antes de 10 normal. Pre-ignicion es causada por puntos calientes de carb6n en el cilindro 0 en 1a bujias. Pre-ignici6n y combusti6n puede ocurrir simultaneamente. Desde que ambas son causas de 1a aspereza del motor y altas temperaturas, podemos encontrar dificultan en distinguirlas. Si un problema asi ocurre , debemos de intentar bajar la temperatura del cilindro disminuyendo la potencia , enriqueciendo la mezcla

o bajando la nariz del avion. D El humo azulado en el escape del motor es indicio de que esta , pasando y quemando aceite.

28

9 Sistemas de Combustible

Hay dos tipos generales de sistemas de combustible en las aeronaves ligeras, esos que requieren una bomba de combustible y otros que operan por gravedad.

Distribucion por gravedad y bombeo.

29

II Strainer i ~-Jf

; §! Primer

Carburetor

GRAVITY-FEED SYSTEM

~;. \ ] Carbu retor

t! ! i

( •.... : ....... ............ ..1

I: l.:=.=-rn~-==:=:=:::=~-~'!

Electric Pump I .~\~' e Engine-Driven ~, _ ~ Pump

I. --- fiJi ·~ l=c: =:=:;:::!:!:::=::;c:=~,m .. : ..... c ... i.: •. _.l.·

~. -.-. -....... -....... -:> ... 3 I,

,~------ -- ···II Primer

Selector Valve

FUEL-PUMP SYSTEM

Un sistema de combustible por bombeo es normalmente encontrado en aviones de ala baja, donde los tanques de combustible son localizados debajo del motor. Tambien es usado en algunos aviones de alto desempefio con motores de inyecci6n de combustible. En estos sistemas una bomba movida por el motor provee combustible bajo presion des de los tanques de combustible al motof. Ya que esta bomba pera solo cuando el motor esta corriendo, una bomba electrica boost puede ser controlada por un switch en la cabina, la cual provee

30

combustible bajo presion para que el motor arranque y tambien funciona como respaldo en caso de que la otra bomba falle. En el sistema de combustible por bombo se incluye un indicador de presion de combustible 0 manometro que indica unidades de presion, la cual puede ser de gran ayuda para detectar que una bomba de combustible este fallando. En el sistema de combustible por bombeo si se bombea un tanque totalmente vacio puede permitir la entrada de aire al sistema y causar bloqueo por vapor. En esta situacion puede ser diflcil 0

imposible reencender el motor.

En un sistema de combustible por gravedad, el combustible fluye por gravedad desde los tanques de combustible hacia el motor. Funciona bien en los aviones de ala alta. Algunos sistemas incluyen una bomba operada mecanicamente Ilamada Primer. La cual bombea combustible directamente en el sistema antes de arrancar el motor. El Primer es muy Util en dimas frios cuando el combustible en el carburador es diflcil de vaporizar.

DLos indicadores de flujo de combustible (Fuel Flow) normalmente estan calibrados en Unidades de peso por hora (por ejemplo Libras por hora 0 galones por hora).

31

a Componentes del Sistema de Combustible

El tanque de combustible, el cual esta localizado normalmente en las alas, contiene una ventila la cual permite presion de aire adentro del tan que para que permanezca a la misma que la exterior del tanque. Esto previene la formacion de una aspiradora la cual podria restringir el flujo de combustible fluyendo fuera del tanque.

Los indicadores de cantidad de combustible estan localizados en el panel de instrumentos, don de estan agrupados junto a los otros indicadores del motor. La cantidad de combustible es medida y detectada por una unidad en cada tanque.

La valvula selectora de combustible permite seleccionar el combustible de varios tanques. Se utiliza para balancear la cantidad de combustible en los tanques del ala. '

El colador de combustible remueve la humedad y otros sedimentos que pueda estar en el sistema. Los contaminantes son mas pesados que el combustible usado en la aviacion, se puede quedar en el fondo y se pueden extraer facilmente.

Llenando los tanques de combustible despues del ultimo vuelo del dia , previene humedad por condensacion eliminando el aire en los tanques.

b Reabastecimiento de combustible

El mayor peligro de reabastecimiento de combustible es la posible combustion del combustible por una chispa que causa ignicion. El caso mas probable es causado por una chispa de electricidad estatica entre el equipo de respotaje y el avion. Tenemos que tener un cable de tierra del camion de combustible y ponerlo en el avion. Aterrizar para evitar estatica.

Tambien debemos de asegurarnos de utilizar el grado adecuado de octanaje. En caso de emergencia se debera usar el siguiente grado de combustible durante un periodo corto de tiempo si es aprobado por el constructor; si se usa un bajo grado podria causar altas temperaturas en las cabezas del cilindro.

10 Sistemas de Aceite

El sistema de aceite del motor desempefia much as funciones importantes , incluyendo la lubricacion del motor moviendo partes y enfriando el motor gracias a la reduccion de la

32

fricci6n y removiendo un poco de calor de los cilindros. Adicionalmente el aceite mejora la eficieneia del motor. Tambien durante su eireulaei6n, el aeeite limpia algunos contaminantes eon forme el aeeite pas a por el filtro. Los motores reciproeos usan ya sea un ~rnidE¥'0 seeo 0

un~umedo. c:..dc-c:h...r C'.a(~ckf

En un sumidero seeo , el aeeite esta contenido dentro de un tanque separado y eircula a traves del motor por las bombas.

En un sumidero humedo, el aeeite es eargado en un deposito el eual es una parte integral del motor. Es simple, confiable y adecuado para la mayoria de los motores reciprocos.

Sump oil and return oil from relief valve

Pressure oil from oil pump

Figure 6-17_ ,Vcr-sump oil SVSli'lIl,

La varilla de aceite es para medir los niveles de aceite, debemos revisar la cantidad antes de cada vuelo. El motor de un avi6n depende de la cireulaci6n del aeeite para la lubricaci6n de las partes internas yel enfriamiento. Si se deteeta una fuga de aceite debemos de efectuar un aterrizaje de emergeneia.

Figure 6-18. Always check the engine oil le'vel during the pret1(ght .. ., . , " EI mdlcador de preSlOn inSpectIOll. del aceite provee una

indieaci6n direeta de la operaei6n del sistema de aceite. Una indicaei6n inferior de a normal puede significa que la bomba de aceite no esta poniendo suficiente presi6n para que el aceite

33

circule a traves del motor. Mientras que una indicaci6n arriba de 10 normal puede indicar una linea de aceite tapada.

El indicador de temperatura del aceite nos indica la temperatura, los cambios en temperatura puede ocurrir mas lentamente. Debemos monitorear eI indicador peri6dicamente para ver si se mantente en los rangos normales de operaci6n. Esto es particularmente importante durante altas configuraciones de potencia, ya que incrementamos la temperatura. Una indicaci6n alta podria indicar una linea de aceite tapada o baja cantidad de aceite.

11 Sistemas de Ventilacion

34

Combusti6n es un procesos en el eual toma lugar los cilindros del motor, los euales producen calor intenso. Excesivas temperaturas~pueden resultar en la perdida de potencia , altos niveles de consumo de aceite , y dana al motor. Aparte del sistema de aceite , se requiere de un sistema adicional para mantener temperaturas normales. Mucho del calor es disipado por el sistema de escape y a traves del aire que fluye alrededor del motor. El enfriamiento por aire se vuelve menos efectivo durante despegues , idas al aire , 0 cualquier otra maniobra que combine bajas velocidades con altas potencias. Algunos aviones estan equipados con "cowl flaps" que ayudan a controlar mas el enfriamiento del motor. Abriendo los "cowl flaps" se crea un sendero grande para que el aire escape del compartimiento del motor, incrementando el flujo de aire frio. Algunos aviones tiene un indicador de temperatura de las cabezas del cilindro, que provee informaci6n directa de los cilindros. Tambien se debe monitorear este indicador para regular el flujo de aire frio mediante el ajuste de los "cowl flaps" 0

enriqueciendo la mezcla 0 cambiando la configuraci6n de la potencia.

Figure 6-19. 01lfside air aids ill cooling the engine.

12 Sistemas de Escape

35

En much os C1

combustion,

13 Helices

A pesarde q traves del ail superficie ah empujeprod

depende de p

por diferente

es el sistema de escape no solo es utilizado para ventilar los gases de lbien proveen calefaccion en la cabina y el defrosting del windscreen.

:1 motor produce la potencia , la he1ice provee el empuje que empuja al avian a wa helice consiste en un centro con dos 0 mas palas. Cada pala es una ue actua como una ala rotativa, produciendo empujejtraccion. La cantidad de J o por cada seccion de la heIice no solo esta en funcion de la forma, tambien

'Clocidad de rotacion y su posicion respecto al viento relativo. D Torcimiento 2l0cidades tangenciales, raiz - alto angulo, punta - bajo angulo.

. 2,500 rpfl1

Figure 6-7. Ref, . iOJlSizip oj Travel distance ({lid speed of various

portions c{ PIDJ • I icr blade.

a Helice de llaso Fijo

36

En una helice de paso fijo, el angulo de la pala es seleccionado en base a 10 que es mejor para la funcion primaria del avion, y no puede ser cambiado por el piloto. El control de potencia para la helice de paso fijo es el acelerador y el indicador de potencia es el tacometro.

Helice de Ascenso, Bajo angulo de ataque, alto rendimiento en despegue y ascenso.

Helice de Crucero, Alto angulo de ataque , para alta velocidad y altitud.

f !:f!VMI!:Q YI1f.l ~ fT'('

(TA'Sf

b Helice de paso Variable

11U!Il!!hlll!D 111". ocnooltt,i, Al'IIl'iIU D

!lIl!ll.ll,TRJ'.'T r>'t'Mtll' lIl.;"De

Las helices de paso variable 0 de velocidad constante son mas eficientes. Son much as veces referidas como helices de paso variable, 0 de paso controlable. En este tipo de helice es mas eficiente ya que podemos cambiar el angulo de la pala. La ventaja principal es de convertir un porcentaje alto de la potencia del motor en empuje/traccion sobre una gran rango de combinacion de r.p.m y velocidades. La potencia es indicada por el manometro de admision (manifold pressure) y ~ustado por el acelerador. El control de helice es usado para cambiar el angulo de la pala y resulta en cambios de r.p.m que son indicadas en el taco metro. El control de helice permite cambiar un angulo bajo de la pala y altas r.p.m para una mayor potencia en el despegue. Despues de haber alcanzado la condici6n de crucero , debemos usar un angulo mayor y bajas r.p.m para mantener un empuje adecuado para la velocidad deseada. With a constant-speed propeller, you should avoid low r.p.m settings with high manifold pressure to prevente internal engine stress.

pitch c ontrol

coarse {h.i.gbj pitch G tuise flight

1 I

" I I I

111:-:'" ni~H ::;E

':'1

[ifNgK:Tl1;lN ~W FLIGHT'

" ,

... I I . ,

• i .I

/' ?/

I '--I

I CMU~IO

Ft~H'f COARSE PITCH

l"\ ,M,"" r:r. f·!:)I,\I lUN

I fl~~T~ " V . rUGM:T FlNEPITCH

EI gobernador es el control automatico de la helice de velocidad constante, esta basado en contrapesos centrifugos.

GOVERNOR OPERATION

Governor Onspeed Flyweigh ts Qnd Pilot Vt.1lve in Neutral Pun~) ahle to reletve past Relief Valve

Prop held in position by traplJOO Oil

Esfuerzos sobre la helice.

Las helices soportan diferentes esfuerzos.

-Esfuerzo de flexion debida a la traccion.

-Esfuerzo de tension debida a la fuerza centrifuga.

-Esfuerzo cortante debida a la torsion. f

7

I FomflS aQiJng 011: pr~CiIliSf during qp.iil~i(ln • ®

El Desbalance de una helice es fuente de vibracion y fatiga en las rakes de las palas, las abolladuras de una helice pueden iniciar una fractura.

La eficiencia de la helice es la relacion entre la potencia la potencia de traccion y la potencia al freno del motor. Donde,

11 p = T*ujP shaft

11 p = eficiencia de la helice

T = Traccion u = velocidad del avion P shaft = Potencia al freno del motor en la flecha

39

Paso efectivo se Ie llama a la distancia real que avanza en el aire una pala, durante una revolucion completa.

" Effective Pitch iCO Propeller Efficlem::y:; Geometric Pitch x T

...,-.------------1"'"j GEOMe:TAIC P!iCH

Geometric and Effective PHdl

Perfilamiento

Si el paso de una helice es paralelo a la direccion del viento relativo se dice que esta "Perfilada", esto nos ayuda a reducir la resistencia al avance y el momenta de guiiiada durante un paro de motor en un avion bimotor.

c Peligros de la Helice

Ocasionalmente nos veremos en la necesidad de prender la helice por mano. Debemos asegurarnos de que un piloto calificado este en los controles.

14 Sistemas Electricos

El sistema electrico puede ser encontrado en aeronaves ligeras que reflejan el uso sofisticado de avionica y otros accesorios.

40

a Alternador

En aviones ligero la energia eh~ctrica es suplida por un sistema de corriente directa de 14-18volts, la cual es motorizada por un alternador. Los altern adores producen Corriente Alternativa CAC) primero y despues es convertida en Corriente Directa CDC) para su uso en el sistema. La corriente directa es distribuida a un bus bar la cual sirve para distribuir la corriente a varios componentes electricos de la aeronave. Los buses de a aeronave estan protegidos por un tablero porta fusibles.

b Bateria

Otra parte esencial del sistema electrico es la bate ria de almacenamiento. Su proposito principal es proporcionar medios para arrancar el motor, pero tambien permite una limitada operacion de los componentes electricos , como radios, sin haber encendido el motor. Ademas , la bateria es un recurso de raspando 0 emergencia en caso de una fan a de alternador, la cual nos proporcionara energia electrica en estos casos.

Secondary ' b(,ltteries r: Summ~f~. : ", 1.,: ,;

c Amperimetro

El amperimetro se usa para monitorear la corriente electrica en amperes dentro del sistema. Hay dos tipos , uno refleja la corriente fluyendo desde 0 hacia la bateria" mientras el otro indica la carga puesta en el alternador.

15 Instrumentos de Vuelo

a EI conmutador principal (Master Switch)

El Master Switch 0 conmutador principal controla el sistema elt~ctrico. El motor no encendeni si no se prender el Master, porque la energia para arrancar proviene del sistema electrico , no de los magnetos. En caso de una falIa de alternador , notaremos que el amperimetro se descarga y debemos reducir la carga electrica para conservar la bateria. Y exponer el switch en OFF para aislar]( 1 sistema.

b EI tablero Pork u sib . ~s

El tablero de interruptor de circuito 0 fusibles son us ados para proteger variaos componentes de sobrecargas. Con un interruptor de circuito/circuit braker, podemos reajustar el circuito , haciendo esto reactivaremos el circuito. Si se hay una sobrecarga 0 corriente pobre el fusible seguini saltando , 10 que indica un problema electrico. El constructor provee al duefio con fusibles de repuesto en caso de que los necesitemos.

42

c Los Instrumentos del Pitot-Estatico

Estos instrumentos dependen en la diferencia de presiones del aire para medir la velocidad y altitud. El velocimetro/airspeed indicator, altimetro y vertical speed indicator, us an la presi6n estatica del aire. Presi6n Pitot , la cual es usada solo por el velocimetro , es la combinaci6n de presi6n estatica mas la presi6n generada por el movimiento de la aeronave a traves del aire. .

d Efecto de las Condiciones Atmosfericas

Los cambios en presi6n estatica pueden afectar la operaci6n del sistema pitot-estatico , por 10 cual es necesario entender algunos principios basicos de la atmosfera. Normalmente el aire ejerce una presi6n cerca de 14.7 pounds per Squire inch, libra sobre pulgada al cuadrado (lb/in2) a nivel del mar. Conforme la altitud aumenta, esta presi6n disminuye. Ademas de los cambios de altitud , la presi6n atmosferica puede ser afectada por cambios de temperatura. Para tener una referencia comun de la temperatura y presi6n , la International Standard Atmosphere (ISA) 0 atmosfera internacional estandar. Esta condici6n estandar ha sido la base para alanos instrumentos de vuelo. A nivel del mar, la atmosfera Standard consiste en una presi6n barometrica de 29.92 in. Hg. (1013.2 milibares) y a una temperatura de 15°C. Esto significa que bajo estas condiciones estandar , el peso de una columna de aire a nivel del mar pesara 14.71b/in2. EI "standard lapse rate" nos puede ayudar a calcular la temperatura y presion que podemos anticipar a varias altitudes. En la atmosfera baja, la presion disminuye aproximadamente 1 in. Hg. por cada 1000 ft. y 2°C por cada 1000 ft.

Temperatu re

43

e Sistema Pitot-Estatico

Los instrumentos de este sistema usan dispositivos sensibles a la presion, que convierten la presion del sistema en indicaciones. Presion Pitot , tambi{m Hamada impacto 0 Presion del Aire Ram, es suministrada por un tubo pitot. El tubo pitot es normalmente montada en el ala o en la seccion de la nariz , para que pueda ser expuesto al viento relativo. Esto permite la presion de aire ram entrar al tuba antes de que sea afectada por la estructura de la aeronave. Un incremento en velocidad tambien incrementa la presion del aire ram. La presion estatica del sistema entra a traves de los puertos de estatica , los cuales estan normal mente en el area del fuselaje.

Figure 7·1. Pilot-static :system aHd ins rnUllenlS.

44

16 EI Velocimetro

El velocimetro indica la velocidad de la aeronave comparado la presion del aire ram con la presion estatica. Mientras la aeronave viaje rapido a traves del aire , sera mayor la diferencia de presiones medidas por el instrumento. El instrumento mide la presion dina mica (presion pitot). Consiste en un diafragma de bronce y fosforo.

Diaphragm - __ r.-f

Ram~T~e~ I: .ti c:::::> '.<. " ....

VNe (Red Line) Vso

-Principle of Operation, Comparar la presion del aire ram con presion estatica.

-Indications, Velocidad en nudos 0 m.p.h.

-Markings, Arcos.

-Power Source, Presion Ram y Presion Estatica.

-Limitations, Linea Roja.

-Errors, Posicion, Instalacion , Compresibilidad , Densidad

45

a Tipos de Velocidad Aerea

-lAS , Indicated Airspeed, es la base para determinar el desempefio de la aero nave , las velocidades de despegue , aterrizaje y desplome estfm indicadas en el manual en velocidad in die ada y no varia con altitud 0 temperatura.

-CAS, Calibrated Airspeed, es la velocidad indicada corregida por la instalaci6n y error de instrumento. La discrepancia ocurre porque a altos angulos de ataque , el tubo pitot no apunta directamente hacia el viento relativo. Esto tiene a indicar una velocidad mas baja de la normal a bajas velocidades.

-EAS , Equivalent Airspeed, es la velocidad calibrada corregida por compresibilidad adiabatica a una altitud particular. A velocidad arriba de 200 KIAS y altitudes arriba de 20,000ft , el aire es comprimido en frente de la aeronave conforme pasa a traves del aire. Compresibilidad causa indicacion anormales de alta velocidad, asi que EAS es mas baja que la CAS.

- TAS , True Airspeed, es la velocidad actual de I aeronave moviendose a traves de aire inalterado. A nivel del mal en un dia estfmdar, CAS equivale a TAS. Conforme la altitud de densidad incrementa, la velocidad verdadera aumenta para una dada CAS, 0 para una dada cantidad de potencia. Asumiendo condiciones cercanas a la temperatura estandar , podemos obtener una velocidad verdadera aproximada aiiadiendo 2% ala velocidad indicada por cada 1,000 ft de incremento en altitud. TAS es CAS corregida por presi6n y temperatura no standard.

- GS , Ground Speed, Es la velocidad actual de la aeronave sobre el terreno. Es la TAS ajustada por el viento. Velocidad del terre no disminuye con un viento de frente y aumenta con un viento de cola.

-Mach, es la relacion de la velocidad verdadera del avion con la velocidad del sonido. A una velocidad de Mach 0.85 significa que la aeronave esta yolanda al 85% de la velocidad del sonido a esa temperatura.

46

17 El A ltime tro

El altimetro es requerido para vuelos VFR e IFR , para IFR necesitamos un altimetro sensitivo, ajustable a la presion barometrica. El altimetro nos indica la altitud sobre el nivel del mar, no solo nos ayuda a mantener nuestra altitud asignada. Tambien nos ayuda a mantener el control sobre la aero nave.

-' ':::;. ' ..

Aneroid Wafers

Altitude Indication

Scale

Altimeter Setting Adjustment Knob

Altimeter SettingWindo~liI

1 ;000 ft Pointer

Crosshatch Flag Ac;:rosshat{;hed area ap,J!ears ,}t1S0nl-e amrn~ters whendi.splaying an altltlJde behJllif

1 ();OClO teet MSL

47

a Tipos de Altimetria

Altitud Indicada, es la que leemos directamente del altimetro cuando esta , correctamente ajustado para Indicarnos la altura aproximada sobre el nivel del mar. Usamos la altitud indicada cuando volamos IFR debajo de 18,000 ft MSL. Altitud Calibrada , es la altitud indicada corregida para compensar el error de instrumento. Altitud de Presion, es la indicada en el altimetro cuando 10 ponemos a presion estandar del nivel del mar de 29.92 in. Hg .. Es la distancia vertical sobre un plano teorico 0 "standard datum plane" donde la presion atmosferica equivale a 29.92 in. Hg . . Las regulaciones requieren que ajustemos nuestro altimetro a 29.92 cuando operamos a / 0 arriba de 18,000 ft MSL. Esta altitudes son referidas como nivel de vuelo 0 flight level (FL) ; 18,000 ft sobre el standard datum plane es FL180. Altitud de Densidad , es la altitud de presion corregida por temperatura no standard. Es el valor teorico para determinar el desempefio de la aero nave. Altitud Verdadera , es la altura actual de un objeta sobre el nivel del mar. En las cartas aeronauticas , la elevacion de objetos como aeropuertos , torres, y antenas son expresadas en altitud verdadera. Altitud Absoluta , es la altura actual de la aeronave sobre el terreno. Algunos aviones estan equipados con un radio-altimetro , que mide la altura sobre el terreno (AGL). Durante aproximaciones por instrumentos , la altitud absoluta es usada para referir la altura sobre el aeropuerto (HAA) height above airport, altura sobre la zona de toque (HAT) height above touchdown zone, y la altura de cruce de umbral de pista (TCH) threshold crossing height.

/:: '1 .~ AILTITUD 4,000 it

b Errores de Altimetro

Hay errores mecanicos, por temperatura, se da durante un dia calido cuando la temperatura es mas caliente que la standard y el altimetro nos indicara una altitud mas baja de la que estamos yolanda actualmente. Cuando son temperaturas mas frias a la estandar, el altimetro nos indicara una altitud mas alta. Error por presion es cuando vamos de un area de alta presion a una de baja, nos indicara un altitud mayor y 10 contrario pasara si vamos de un 3rea de hl'lia l'I nno de alta.

-Principle of Operation, Comparar presi6n estatica del aire con un diafragma aneroide calibrado.

-Indications, Altitud en pies

-Markings, 100 ,1,000 Y 10,000.

-Power Source, Presi6n estatica.

-Limitations, 28.00 in. Hg. A 31.00in. Hg.

-Errors, Mecanicos , por Temperatura y Presi6n.

18 EI Climb * Vertical Speed Indicator / Indicador de Velocidad Vertical

El indicador de velocidad vertical, mide que tan rapidamente esta cambiando la presi6n estatica , si disminuye 0 aumenta conforme el avi6n asciende 0 desciende. Este cambio de presiones nos 10 indica con el regimen de ascenso 0 descenso en pies por minuto. El VSI no se ve afectado por la temperatura, ya que solo mide los cambios en la presi6n del aire. Nos indica el regime y la tendencia. Durante un viraje pronunciado , nos indicara que necesitamos corregir con un ligero momento de cabeceo. En aeronaves modern as , se puede incorporar un Indicador Instantaneo de Velocidad Vertical eIVS!), el cual incorpora bombas de aceleraci6n para eliminar el retrazo en el instrumento. Una fuga calibrada previene que la presi6n afuera del diafragma cambie instantaneamente. El instrumento muestra un retardo de 6 a 9 segundos por esta fuga. Cualquier cambio en la presi6n es sentida inmediatamente adentro del diafragma, pero retrazada afuera de este, y se contrae 0 expande debido a la diferencia momentanea en presi6n.

49

Diaphragm

Calibra:ted leak

Di reet Stati c Pressure

Accelerometer-~

Calibrated leak

50

-Principle of Operation, Mide el regimen al cualla presi6n atmosferica cambia.

-Indications, Regimen y tendencia de ascenso 0 descenso.

-Markings, 100 , 500 , 1,500,2,000 ft per minute.

-Power Source, Presi6n Estatica.

-Limitations, 6-9 segundos de retrazo.

-Errors, Mecanico y de calibraci6n. I I

19 Bloqueo del Sistema Pitot-Estatico

Si se bloque el tubo pitot no tendd efet to en el Altimetro e Indicador de Velocidad Vertical, sin embargo, el Velocimetro se vera afectado, si solo el tubo se bloqueo pero no el hoyo drenador, la aguja regresara a 0 , si ambos, el tuba y el hoyo drenador se bloque el velocimetro actuara como altimetro, cuando ascendamos indicara un incremento en velocidad y 10 contrario ocurrini si descendemos.

Si se bloquea los puertos de estatica el-{\Jtimetro se congelara , el VSI indicara 0 y el Velocimetro nos dani indicaciones incorrectas , si operamos a una altitud superior en la que se bloquearon los puertos de estatica , la velocidad indicada sera mas baja de la que debe ria ser.

Static Port

Drain Hole

51

52

Inaccurate Airspeed Indications

Constant Zero Indication on VSI

Frozen Altimeter

I Static Port

.,' I;::) '

~======================~====~~ ~ .•• ~o .~

Blockage PitotTube

20 Instrumentos Girosc6picos

Los instrumentos girosc6picos en la aeronave son el Indicador de Actitud , Indicador de Rumboy el Coordinador de Virajes. En aviones chicos , el sistema de aspirado provee la energia para que el indicador de actitud y rumbo trabajen , mientras que el coordinador de virajes es alimentado por el sistema electrico. La operaci6n de estos instrumentos est a basado en dos conceptos fundamentales aplicados a los giroscopios , Rigidez en el Espacio y Presesi6n.

53

a Rigidez en el Espacio

Se refiere al principio de que una rueda con un borde pes ado gira rapidamente y tiene a mantenerse fija en el plano en el cual esta girando.

b Presesi6n

Cuando una fuerza exterior trata de inclinar el giroscopio , el giroscopio reaccionara como si la fuerza hubiera sido aplicada en un punto goO adelante en la direccion de la rotacion.

54

c Fuentes de Energia

Vado (succi6n) , es provista por el sistema de vado/aspirado ,este sistema mantiene en funcionamiento al indicador de actitud , indicador de rumbo y un indicador de succion. La bomba de vado succiona aire a traves de un filtro y despues ese aire pasa a los dos instrumentos , posteriormente pasa a traves del indicador de succi6n y despues el aire es desechado. El sistema electrico alimenta al coordinador de viraje. Una ventaja del coordinador de virajes electrico , es que sirve como respaldo en caso de que el sistema de vado/aspirado fane.

d Coordinador de Virajes

El coordinador de virajes , nos indica el regimen de viraje y alabeo , as! como la direccion de este giro. El inclinometro es parte del coordinador de virajes , el cual contiene un fluido y una bolita. La posicion de la bola indica si estamos usando el lingulo correcto de banqueo para el viraje.

DDeslizamiento (Slip). Razon de viraje lenta para el lingulo de banqueo

DDerrape (Skid): Razon de viraje alta para el lingulo de banqueo (alerones)

DViraje coordinado - Con bola centrada

TURN COORDINATOR

Horizontal

Standard Rate Turn Index

Gimbal Rotation

TURN-AND-SLIP INDICATOR

Gimbal Rotation

Slipping Turn

Coordinated Turn

Skidding Turn

55

Un viraje est<lndar es de 3° por segundo, a este regimen deberiamos de completar un giro de 3600 en 2 minutos. Podemos usar la siguiente formula para determinar el angulo de banqueo necesario para un viraje estandar. \

Angulo de Banqueo= [Velocidad Verdadera en nudos / 10 ] + 5

-Principle of Operation, Presesi6n.

-Indications, Regimen del viraje y alabeo , calidad del viraje.

-Markings, Viraje standard y mitad de standard.

-Power Source, Electrico.

-Limitations, No da informacion de cabeceo.

-Errors, Mecanico y de calibracion.

e Horizonte Artificial

El indicador de actitud 0 horizonte artificial, es un sustituto meca.nico al horizonte natural. Es el unico instrumento que nos da indicacion directa e inmediata sobre el cabeceo 0 alabeo del avian. El corazon del indicador de actitud es un giroscopio que gira en el plano horizontal, independientemente del movimiento de la aeronave. Mientras la aeronave esta en rodaje , la gravedad proporciona la fuerza para levan tar el giroscopio. En un horizonte artificial de vacio, esto es logrado por pal etas de oscilantes/pendulous vanes.

Bank Index

Gyro

Horizon Reference

Arm

S6

57

-Principle of Operation, Rigidez en el espacio de un giroseopo pesado.

-Indications, Banqueo y Cabeeeo.

-Markings, Banqueo, 10°,20° ,30° ,45°,60°. Cabeceo aproximadamente cada 2°.

-Power Source, Vacio 0 Electrica.

-Limitations, 60° de Cabeceo y 100° de Banqueo.

-Errors, , se puede eaer el indieador de actitud si se exeeden sus limites , 100° de banqueo y 60° de cabeceo. Los errores en cabeceo y banqueo son mayores cuando la aeronave sale de un viraje de 180°. Cuando aceleramos a veces se puede tener la indicacion de estar ascendiendo , y cuando desaceleramos 10 contrario pasa.

f Giro Direccional / Indicador de Rumbo

Es un instrumento requerido para operaciones IFR , cuando es configurado apropiadamente , este instrumento es nuestra fuente primaria de informacion de rumbo. El indicador de rumbo tambien nos dice indirectamente la direccion del banqueo. El Indicador de rumbo funciona por la bomba de vacio y siente la rota cion de la aero nave con respecto al eje vertical. Algunos indicadores de rumbo tienen un sistema buscador del norte, pero si no 10 tienen tenemos que alinearlo con la brujula magnetica periodicamente durante el vuelo por presesion.

Gimbal

Gimbal Gyro Adjustment Gears

-Principle of Operation, Rigidez en el espacio de un giroscopo pesado.

-Indications, Rumbo.

-Markings, Rosa de los vientos.

-Power Source, Vacio 0 Eleetriea.

-Limitations, Debe ser alineado con la brujula periodicamente

- Errors, Presesi6n y mecanieos.

58

21 La Bru.jula Magnenca

La brujula magnetica es el unico instrumento buscador de direcci6n en la mayoria de los aviones ligeros, no necesita de energia eh§ctrica. Para determinar la direcci6n, la brujula usa una barra de iman suspendida en un fluido para que pueda girar libremente y alinear con los campo magneticos de la tierra.

The', Earth~s magnetic field c0l11pared ~p a bar magnet~

59

a Variacion

Variaci6n es la diferencia angular entre el norte magnetico y el norte verdadero 0 geognifico. La cantidad de variaci6n depended de donde estemos localizados en relaci6n con estos polos magnetic os y geognificos.

b Desviacion

Desviaci6n es el error causado por la interferencia magnetica de componentes metcilicos de la aeronave , as! como campos magneticos del equipo abordo. Cualquier error puede ser registrado en la tarjeta de correcci6n de la brujula.

FOR {MH)

STEER (CH) 3590 30° 609

RADIO ON G2J RADIO OFF 0 La variaci6n magnetica varia pora diferentes rumbos en la misma aero nave.

c Errores de Brujula

Los errores de Brujula son por Hundimiento, Aceleracion y Desaceleracion, Error de Viraje 0

Giro.

d Hundimiento Magnetico

El hundimiento magnetico es responsable por la mayoria de los errores de brujula , este fenomeno .dificulta obtener indicaciones precisas de la brujula cuando se esta maniobrando de un rumbo norte 0 sur. Este hundimiento existe porque el iman trata de apuntar en una tercera dimension, hacia el polo norte magnetico de la tierra. Par compensar este error, se Ie aumenta un peso adicional ala tarjeta de la brujula en la parte del sur. Este peso causa errores durante los virajes y aceleracion.

61

e Error por Aceleraci6n

Cuando aceleramos 0 desaceleramos un avion sobre un rumbo este 0 oeste, un error de indicacion apareceni. Si aceleramos , la inercia hani que la brujula , con el peso en la parte del sur de la barra del iman hace que atrase ligeramente y la brujula indicara un viraje hacia el norte. Durante la desaceleraci6n , la inercia hace que el peso en la parte sur de la barra de iman se mueva ligeramente hacia delante , 10 cual indica un viraje hacia el sur. EI error es mas pronunciado cuando estamos yolanda en un rumbo este u oeste; no ocurre cuando se vuela directamente en un rumbo norte 0 sur. EI efecto es contrario cuando se esta en el hemisferio sur. ANDS (Aceleraci6n Norte, Desaceleraci6n Sur).

fError de Giro/ Viraje

Los errores por viraje 0 giro estan relacionados con el hundimiento magnetico, mientras sea mayor el hundimiento , mayor sera el error por viraje. Es mas pronunciado cuando viramos de un rumbo norte 0 sur. Cuando viramos de un rumbo norte, la brujula inicialmente indicara un giro en la direcci6n opuesta. Cuando giramos de un rumbo sur , la brujula indicara un giro en la direcci6n correcta, pero la brujula se adelantara al rumbo actual de la aeronave. Por esta razon debemos hacer, UNOS, Undershoot North por 30° del rumbo deseado y Overshoot South por 20° del rumbo deseado.

g Adaptaci6n a los Errores

Debido al potencial de los errores , la brujula magnetica funciona como respaldo de indicacion de rumbo cuando el indicador de rumbo faIle. Por eso debemos entender las limitaciones de la brujula y como adaptarnos. Cuando nos referimos ala brujula para obtener informacion de rumbo , debemos de recordar que esta es precisa cuando el avion esta en vuelo recto y nivelado , y desacelerado.

lubber Line

L{lbber Line

Card-___ _

Lens---~··Ifl

Sensing Magnet

Campens.ating Screws -----

Compass Card

-Principle of Operation, Atraccion 0 repulsion de ampos magneticos.

-Indications, Rumbo magnetico.

-Markings, Rumbo cardinal (5°,10°).

-Power Source, Campos magneticos.

-Limitations, Banqueo de 18°.

-Errors , VD MONA

Variacion

Desviacion

Magnetic Dip

Outer Case

Oscilacion , resulta de que la brujula gira libremente alrededor del rumbo sobre el que se vuela.

Northerly Turn Errors

Aceleracion y desaceleracion.

63