SISTEMA DE PODER ELÉCTRICOINTRODUCCIÓNEl sistema eléctrico primario del avión, es un sistema generador de 28VDC. Es usado para entrada del inversor y, a través del sistema de distribución, para energizar los equipos electrónicos y tren de aterrizaje. El sistema DC consiste de generación, distribución, almacenamiento, control y monitoreo. El sistema AC consiste de los inversores, distribución, control y monitoreo.

GENERALEl poder DC es suministrado por una batería de 24-Volt y por dos starter-generador de 30 Volt, regulados a 28,25±.25, 250 amp. Cada uno de los inversores suministran poder AC para los instrumentos del motor y los aviónicos.

BATERÍAPosee una batería (NiCad) de 24-volt, 34/36 amp-hora. Un hot battery bus se proporciona para la operación de los equipos esenciales y el circuito de luces del pasillo de cabina, cuando la batería y los generadores no están en on. El amperímetro de la batería provee una lectura de rango de carga o descarga (-60 amps a +60 amps). El rango de carga debe estar entre 0 a +10 Amp para el despegue.

GENERADORESDos starter-generador de 30 Volt, regulados a 28,25±.25, 250 Amp. conectados en paralelo, proveen poder normal DC. Cada uno de los generadores puede suministrar la carga eléctrica total.

Los generadores son controlados por una Unidad Control de Generador individual (GCU), el cual mantiene un voltaje constante durante las variaciones en la velocidad de la turbina y los requerimientos de carga eléctrica. El circuito regulador de voltaje automáticamente conectará o desconectará la salida del generador a la barra.

PODER DE TIERRAUn receptáculo de poder de tierra, localizado en el ala derecha, es proporcionado para conectar el GPU. Un relay en el circuito de poder externo lo cerrará solo si:

1. La polaridad de la fuente de poder de tierra es correcta.2. El BAT SWITCH esté en ON.3. El voltaje GPU no sea mayor que 32 Volt.

Para encender, debe ser usada una GPU capaz de suministrar sobre los 1000 Amp. (300 Amp. máximo continuos).

PRECAUCIÓNNunca conecte una fuente de poder externa al avión a menos de que la indicación de carga de la batería sea de por lo menos 20 Volt. Si el voltaje de la batería es menor de 20 Volt., debe ser cargada o reemplazada.

La batería podría ser dañada si se expone a voltajes superiores de 30 Volt. por más de 2 min.

DISTRIBUCIÓNLa batería está conectada a la hot battery bus, la cual energiza: las luces de pasillo, el sistema extinguidor de fuego, firewall shutoff valves, el battery relay, comunicaciones de tierra, la barra auxiliar DC, luces de poder externo y la bomba standby boost.

PODER AC INVERSORESCada uno de los inversores proporciona poder AC. Los inversores están instalados en el centro de cada ala. Cada inversor proporciona ambos 115 Volt. y 26 Volt., 400 Hertz, poder a ser usado para los equipos avionicos y instrumentos del motor.

LIMITACIONESEl uso del starter está limitado a 40” On 60” Off, 40” On 60” Off, 40” On 30’ Off.Debido al requerimiento de los equipos de aviónica, los 115 Volt. de salida, deben ser 105-120 VAC, 380-420 Hz.

SISTEMA DE COMBUSTIBLEINTRODUCCIÓNEl sistema de combustible consiste de dos sistemas de combustible separados en las alas con una línea crossfeed común y una válvula crossfeed solenoide. Cada sistema de ala esta además divido en un sistema principal y uno auxiliar. El sistema principal emplea un total de 386 gal. de combustible usable, el sistema auxiliar 158 gal. 544 gal. de combustible usable total.

GENERALEl combustible es transferido del sistema auxiliar al sistema principal por medio de una bomba jet. Además el sistema principal es llenado primero y el combustible auxiliar es consumido antes que el principal automáticamente.

Una bomba de alta y baja presión son accionadas por la turbina a través de la sección de la unidad de accesorios. En caso de que la bomba accionada por la turbina falle, la bomba eléctrica de respeto debe ser actuada, la misma que se encuentra sumergida en el fondo del tanque colector.

Un sistema crossfeed de combustible está disponible para (y limitado a) la operación de una sola turbina desde el sistema principal de combustible. Sin embargo de ser necesario, todo el combustible usable publicado en cada sistema de ala puede ser transferido a cada turbina.

SISTEMA DE TRANSFERENCIA DEL COMBUSTIBLE AUXILIARDurante el encendido de la turbina, unos 30-50” después, entra en funcionamiento el sistema de transferencia automático, permitiendo que toda la presión de combustible sea usada para el encendido de la turbina. El piloto debe monitorear que la luz NO TRANSFER en el panel de combustible se apague de 30-50” después del encendido y monitorear el nivel de combustible auxiliar durante el comienzo del vuelo, asegurándose que la transferencia de combustible se lleve a cabo.

La presión de combustible suministrada por cada bomba mecánica o eléctrica (normalmente 25-30 psi) abrirá el switch sensor de presión y extinguirá la luz warning roja FUEL PRESS. Un mínimo de 10±1 psi es necesario para extinguir la luz.

STANDBY BOOST PUMPUna bomba eléctrica ubicada en el fondo del tanque colector cumple tres funciones:

1. Es un backup en caso de que la bomba mecánica falle.2. Se usa con gasolina de aviación sobre 20.000 feet.3. Es usada durante la operación crossfeed.

Si la bomba standby llega a estar inoperativa, crossfeed debe ser realizado solo desde el lado de la bomba standby operativa.

Durante el shutdown, ambas STANDBY PUMP y CROSSFEED FLOW switches deben ser posicionados en OFF, para prevenir la descarga de la batería.

CALENTADOR DE COMBUSTIBLEEl combustible es calentado antes de ingresar a la unidad de control de combustible (FCU) por un intercambiador de calor aceite-combustible. El propósito de calentar el combustible es remover cualquier formación de hielo, que podría resultar en una obstrucción del combustible en la FCU. La temperatura normal del combustible es de 70-90°F.

SISTEMA CROSSFEED DE COMBUSTIBLEEl crossfeed es conducido solo durante la operación de una sola turbina, cuando podría ser necesario suministrar combustible a la turbina operativa desde el sistema opuesto.

LIMITACIONESEsta prohibido despegar si el indicador de cantidad de combustible muestra menos de 265 libras o se encuentra en rango amarillo.

El máximo desbalance de combustible permitido es de 1000 libras.

PLANTA DE PODERVISTA GENERALEl SKA 200 es impulsado por dos turbinas turboprop, montadas en las alas, construidas por Pratt and Whitney. Puede ser de tres o cuatro palas, hélice de velocidad constante, la cual incorpora la capacidad de embanderamiento total y full reversa.

TURBINALa turbina usada en los SKA 200 son PT6A-41, mientras que los B200 usan la PT6A-42. La turbina PT6A es una turbina libre, de flujo reverso, turbina turboprop de peso ligero y con la capacidad de desarrollar 850SHP.

SECCIONES MAYORES

Esta dividida en 7 secciones mayores:1. Sección de toma de aire2. Sección de Compresor3. Sección de Combustión4. Sección Turbina5. Sección Escape6. Sección engranajes de reducción7. Sección accesorios de transmisión

SECCIÓN TOMA DE AIRELa función de esta sección es dirigir el flujo de aire al compresor.

SECCIÓN COMPRESORLa función de esta sección es comprimir y suministrar aire para: la combustión, enfriamiento de la combustión, presurización, y servicios neumáticos, operación de la válvula de sangrado y enfriamiento y sellado de cojinetes.

VÁLVULA DE SANGRADO DEL COMPRESORLa función de estas válvulas es prevenir un stall y sobretensión del compresor en bajo rango de RPM de N1.

SECCIÓN COMBUSTIÓNLa turbina PT6A, utiliza una cámara de combustión anular. Dos bujías encendedores de gran energía, están instaladas en la cámara de combustión, así como 14 boquillas de combustible.

SECCIÓN TURBINALa PT6A usa 3 turbinas de reacción: una libre, una turbina de potencia (Np) de dos etapas axial, una turbina de compresión (N1) de una etapa. La turbina de potencia, extrae la energía de los gases de combustión para mover la hélice y sus accesorios a través de los engranajes planetarios de reducción. La turbina de compresión, extrae la energía de los gases de combustión para mover el compresor generador de gas y la sección de accesorios de engranajes.

SECCIÓN ESCAPEEsta localizada inmediatamente atrás de la sección de engranajes de reducción y consiste de una salida anular, un cono resistente al calor y dos tubos de escape.

SECCIÓN ENGRANAJES DE REDUCCIÓNLa sección de engranajes de reducción, se encuentra ubicada en la parte del frente de la turbina, es de dos etapas, tipo planetario. La principal función de la sección de engranajes de reducción es de reducir las altas RPM de la turbina libre a los valores requeridos para la operación de la hélice.

SECCIÓN DE ACCESORIOSLa sección de accesorios de transmisión, ubicados en la parte posterior de la turbina, son movidos por la turbina del compresor a través del eje que se extiende por la parte de atrás del tanque de combustible y de la caja de

engranajes de los accesorios. Su función es mover la turbina y los accesorios del avión los cuales incluyen:

FCU y la bomba de combustible de alta presión La bomba de lubricación/ bomba de barrido El generador tacómetro N1 DC starter-generador El compresor refrigerante La bomba de combustible de baja presión

TURBINA SISTEMA DE LUBRICACIÓNGENERALEl sistema de lubricación de la turbina es completamente autónomo y totalmente automático. Provee lubricación y refrigeración de los cojinetes de la turbina y la reducción, los engranajes de transmisión de los accesorios, la operación del sistema de control de la hélice, el sistema torqui-metro, el limitador de torque y el sistema calentador del combustible.

El sistema de aceite de la turbina, es un sistema de cárter seco consistente de presión, barrido y un sistema respirador de aire centrifugo.

BOMBASLas bombas de aceite consiste de un elemento de presión y cuatro elementos de barrido. La bomba de presión suministra lubricación de presión a los cojinetes y al sistema de engranajes de transmisión de los accesorios. En adición, la bomba de presión suministra aceite al sistema control de la hélice, al sistema torqui-metro, engranajes de reducción y el limitador de torque.

TURBINA SISTEMA DE COMBUSTIBLEGENERALEl sistema de combustible de la turbina, consiste de un intercambiador de calor aceite-combustible, una bomba mecánica de alta y una de baja presión, una unidad de control de combustible (FCU), una válvula de corte, un transmisor y un divisor de flujo de combustible y dos manifolds de combustible cada uno con 7 boquillas.

El sistema de control de combustible de la turbina PT6A es esencialmente un governor de combustible que, incrementa o disminuye el flujo de combustible hacia la turbina para mantener la velocidad de operación seleccionada.

FUEL CONTROL UNIT (FCU)La FCU tiene múltiples funciones, pero su principal propósito es medir la proporción de cantidad de combustible a las boquillas, en todos los modos de operación de la turbina.

ENGINE IGNITION SYSTEMGENERALEl encendido de la turbina es de alta energía, la capacitancia consta de una caja de doble circuito de cebado y dos tapones de ignición en la cámara de

combustión. El sistema de encendido está dividido en ignición de partida y autoignición

STARTER IGNITIONUn switch de 3 posiciones controla este sistema:ON: Provee el arranque y la ignición de operación.OFFSTARTER ONLY: Provee el movimiento de la turbina. No funciona la ignición.

AUTOIGNITIONEl sistema autoignition es controlado por un switch de dos posiciones, rotulado ARM y OFF para cada turbina. Encendido el switch autoignition arma el circuito de ignición y el switch de torque, que normalmente esta abierto por sobre los 400 ft-lb torque. El sistema debe ser armado antes del despegue y para todas las fases del vuelo, y apagado solo después del aterrizaje. Si el torque cae a 400 ft-lb o menos cuando el sistema esta armado, el sistema de ignición se energizará para prevenir un apagado, si la perdida del poder es causada por una interrupción momentánea de combustible o de aire.

HÉLICEGENERALLa turbina PT6A mueve una hélice de 3 o 4 palas operada con aceite. La hélice Hartzell de 3 palas tiene un ángulo de ataque de +90° a -9° (AN-231, AN-236). Y la hélice Hartzell de 4 palas tiene un ángulo de ataque de +87,9° a -11° (AN-232, AN-233, AN-235). El sistema de control de la hélice provee, velocidad constante de operación, embanderamiento total, reversa y modo control Beta.

Si la turbina se apaga en vuelo o el piloto coloca la Condition Lever en CUTOFF, la hélice no entrará en bandera por el efecto molino del viento y la acción del governor. El embanderamiento en vuelo debe ser seleccionado manualmente.

Un governor convencional operado por aceite, logra la normal operación de la hélice en rango de velocidad constante. Un gorvernor de sobrevelocidad es proporcionado en caso de falla del governor primario. Adicional al governor normal y el de sobrevelocidad, una función de relleno de combustible integrada con el governor primario, proporciona protección en contra de sobrevelocidad de la hélice, tan pronto como el limite de RPM entre en rangos de reversa.

OVERSPEED CONTROLEl rango normal de operación del governor primario es de 1600 – 2000 rpm, siendo este último el 100%. rpm.

Si el governor primario falla al limitar las rpm a 2000, un segundo governor (overspeed), impulsado por la caja de engranajes de reducción, opera en paralelo con el governor primario. El overspeed governor tiene un resorte reductor de velocidad, el cual limita las rpm de la hélice a 2120 rpm. El 106% del máximo ajuste del governor primario. Si las palas de la hélice se atascan o el movimiento

lento no permite limitar las rpm, la sección de relleno de combustible del governor primario limitará las rpm al 106% de las rpm selectada en la PCL (siendo 2120 el máx ajuste, con la PCL full forward).

SINCROFAZADORGENERALEl sistema tipo I, usa el concepto master-slave. La hélice izquierda es el master y la derecha es el salve. La función del sistema es ajustar las rpm de la hélice derecha con las de la izquierda, entre un rango limitado de rpm y de igual manera proporcionar una específica relación de la fase de pala entre ambas. El efecto overall del sistema sincrofazador reduce el nivel de ruido en la cabina a valores bajos.

CONTROLEl sistema master-slave, debe ser apagado durante las operaciones en tierra, despegue y aterrizaje, porque si falla la turbina master, las rpm de la turbina slave disminuirán a una cantidad limitada. La hélice debe ser manualmente sincronizada antes de encender el sistema.

AUTOEMBANDERAMIENTOSe dispone de un sistema autofeather en el caso de que la turbina falle. Este sistema embanderará la hélice afectada por la apertura de la válvula solenoide en el overspeed governor y vaciará el aceite.

Si la turbina falla (Ejm durante el despegue), un switch de torque se cerrará cuando el torque caiga a 400 ft-lbs y la luz autofeather de la turbina operativa se extinguirá, indicando que el circuito autofeather esta desarmado. Cuando el torque caiga a 200 ft-lbs un segundo switch de torque se cerrará y se producirá rápidamente el embanderamiento. Adicional a esto, la luz autofeather de turbina con falla se extinguirá.

ARMADOMoviendo el switch a la posición de ARM aplicará poder al microswitch de cada power lever. Los switches se cerrarán cuando el Power Lever sea avanzado a la posición aproximada de 90% N1 rpm. Cuando esto ocurre, el poder eléctrico es finalmente transmitido a los switches de torque.

Una vez que el torque de la turbina este sobre las 400 ft-lbs, el autofeather de la turbina opuesta se iluminará.

El sistema autofeather esta diseñado para ser usado únicamente durante los periodos críticos de poder, tales como despegue, aproximación y aterrizaje, y debe ser apagado durante todas las otras condiciones de operación.

PROTECCIÓN CONTRA INCENDIOS

INTRODUCCIÓNCada turbina tiene un sistema de detección de fuego independiente. Tres detectores de flama por turbina (operan a través de un amplificador), encienden la luz warning apropiada. La activación de la tripulación es requerida para soltar agente químico extinguidor dentro del tanque en llamas.

DETECCIÓN DE FUEGOPosee tres detectores fotoconductivos por turbina, cada uno alimenta un amplificador, para activar luz warning apropiada. El amplificador izquierdo – FIRE L ENG, el amplificador derecho – FIRE R ENG.

EXTINCIÓN DE FUEGOEl fuego en cualquier parte de la turbina es sofocado por llenado del compartimento colector con bromotrifluorometano (CBrF3) presurizado con Nitrógeno seco. Hay tres barras de rocío por compartimento de turbina, suministradas cada una por un cilindro extinguidor de fuego común por turbina.

LIMITACIONESEl sistema de detección es operable cuando el poder eléctrico es aplicado. Pero el sistema extinguidor puede ser descargado en cualquier momento, aun cuando las turbinas estén apagadas.

NEUMÁTICA

INTRODUCCIÓN

El SKA utiliza un sistema neumático de sangrado de aire proporcionado para el sistema de puertas (línea de sellado), sistema de protección de hielo (superficies anti hielo), sistema warning bleed air, rudder boost, horómetro, y sistema de freno anti hielo. También, el aire neumático que es expulsado al exterior vía Venturi, crea una presión negativa que es usada por el sistema de vacío.

GENERALNEUMÁTICO Y VACÍOLa alta presión de aire de sangrado está regulada a 18 psi, suministrando presión para el sistema de superficies anti hielo, y la fuente de vacío. Vacío para los instrumentos de vuelo, regulador de presurización y superficies anti hielo originadas a través del Venturi. (bleed air ejector), el cual es vaciado al exterior. Cada turbina puede suministrar suficiente aire de sangrado para todos los sistemas asociados. Adicional, el sistema de frenado anti hielo, recibe aire de sangrado que es encendido con la corriente de cada instrumento de aire.

BLEED AIR WARNING SYSTEMEl sistema de alerta de sangrado de aire, está instalado para alertar al piloto cuando una línea de presurización o neumática se rompe y aire de sangrado caliente ingresa al fuselaje.

BLEED AIR CONTROLEl aire de sangrado que ingresa a la cabina, usado para presurización y funciones ambientales, es controlado por dos switches BLEED AIR VALVES marcados:OPEN: Unidad de control de flujo ambiental y instrumento neumático de

apertura de válvulas de aire (abiertos).ENVIR OFF: FCU ambiental (cerrada) y instrumento neumático (abierto).INST & ENVIR OFF: Ambas cerradas.

PROTECCIÓN DE HIELO Y LLUVIA

INTRODUCCIÓNEl hielo, la lluvia, y la niebla pueden severamente afectar un vuelo. Varios sistemas han sido incluidos en el SKA, para proteger estas superficies susceptibles a los efectos del clima.

Tres fuentes de energía son utilizadas para prevenir o romper las formaciones de hielo en las superficies de la aeronave: bleed air (neumáticas), poder eléctrico y el escape de la turbina.

GENERALLas superficies mantenidas libre de hielo por sangrado de aire (neumáticas) son:

Las alas y el estabilizador horizontal en las superficies del borde de ataque (botas inflables).

Frenos

Las superficies mantenidas libre de hielo y/o agua por energía eléctrica son:

Hélice Ambos tubos pitot La veleta de advertencia de stall Ambos parabrisas Ventoleras de combustible

Las superficies mantenidas libre de hielo por los gases de escape son: Las entradas de aire para ambas turbinas

SISTEMA ACONDICIONADOR DE AIRE

INTRODUCCIÓNEl sistema acondicionador de aire del SKA, proporciona a la tripulación y pasajeros de enfriamiento, calefacción y ventilación despresurizada. Adicional a la calefacción ofrecida por el sistema acondicionador de aire, está disponible una opción de calefacción eléctrica. El sistema acondicionador de aire podría ser operado en modo calefacción y modo enfriamiento también bajo el modo de control automático o manual.

GENERALENFRIAMIENTOEl enfriamiento de la cabina es proporcionado por un gas refrigerante, sistema de enfriamiento vapor cíclico. Este sistema está conformado de los siguientes componentes:

Un compresor (turbina derecha) Cañerías Switch velocidad N1 Switches de protección de alta y baja presión Una bobina condensador Un ventilador condensador Un evaporador con un evaporador opcional posterior Un reservorio de secado Una válvula de expansión o dos si el evaporador posterior está instalado Una vávula bypass

La cañería desde el compresor, es dirigida a través del área derecha y llega adelante a la bobina del condensador, reservorio de secado, válvula de expansión, válvula bypass y evaporador, los cuales todos están ubicados en la nariz del avión.

Los switches limites de alta-baja presión y de velocidad N1, previenen la operación del compresor fuera de los parámetros establecidos. El switch de velocidad N1, desengancha el compresor cuando la velocidad de la turbina está bajo 62% N1 y el acondicionador de aire es requerido. Si el switch de velocidad N1 está abierto y el acondicionador de aire está siendo requerido, el anunciador AIR CND N1 LOW, se iluminará.

Un evaporador y ventilador trasero están disponibles para ayudar al enfriamiento. Esta ubicado debajo del pasillo central de la cabina. Esta unidad incrementa la capacidad de enfriamiento de 18.000 a 32.000 Btu.

CALEFACCIÓN