INGENIERÍA 172

INGENIERÍA Curso Monomotor Básico Cessna 172 Nacho Vez Subirachs Director Técnico TOP FLY, S.L. Cessna A Textron Company

Introducción Este curso pretende ayudar a los pilotos a familiarizarse con las Aeronaves Monomotor de modo que las conozcan mejor y así puedan sacar un mayor rendimiento de las mismas El curso se distribuirá en capítulos que comprenden los distintos Sistemas de la Aeronave de la flota de monomotores básicas de las que dispone TOP FLY

Índice DESCRIPCIÓN GENERAL DIMENSIONES TREN DE ATERRIZAJE CONTROL EN TIERRA SISTEMA DE FRENOS MANDOS DE VUELO SISTEMA DE FLAPS LUCES MOTOR HÉLICE SISTEMA DE COMBUSTIBLE SISTEMA ELÉCTRICO INSTRUMENTOS SISTEMA DE PITOT-ESTÁTICA SISTEMA DE VACÍO E INSTRUMENTOS DE VACÍO SISTEMA DE AVISO DE PÉRDIDA SISTEMA DE VENTILACIÓN

Cessna 172 Descripción General Es un avión totalmente metálico, de cuatro plazas, ala alta, monomotor, equipado con tren triciclo y diseñado para Trabajos Aéreos y Recreo. La construcción del fuselaje es convencional, formada por mamparos de chapa metálica, refuerzos y recubrimiento, que se conoce como estructura semimonocasco. Los elementos principales de la estructura son los largueros de carga delantero y trasero a los que se sujetan las alas, un mamparo y unos forjados para sujetar el tren de aterrizaje principal en la base de los marcos posteriores de las puertas, y un mamparo con anclajes en la base de los marcos delanteros de las puertas a los que se sujetan los montantes (o riostras) de las alas. En los marcos delanteros de las puertas se sujetan cuatro refuerzos que se extienden hacia delante hasta el mamparo cortafuegos donde se sujeta la bancada del motor. Las alas, que contienen los depósitos de combustible, están construidas por dos largueros y unas costillas conformadas en chapa metálica, con refuerzos y dobladores. Toda la estructura está recubierta de chapa de aluminio. El larguero frontal lleva unos anclajes para sujetarlo al fuselaje y otros a la riostra. El larguero posterior solo se sujeta al fuselaje y no llega hasta la punta del ala. A el se sujetan los alerones y los flaps del tipo ranura simple. Tanto unos como otros están construidos con un larguero frontal, costillas conformadas y chapa de recubrimiento ondulada en “V” que se une en el borde de fuga. La diferencia entre ambos es que los alerones llevan contrapesos en el larguero mientras que los flaps tienen el borde de ataque con forma aerodinámica. El empenaje consiste en un estabilizador vertical convencional, , un timón de dirección, estabilizador horizontal y un timón de profundidad. Su construcción es similar a la del resto del avión.

Cessna 172 Descripción General Va equipado con un motor Lycoming O-320 series, de cuatro cilíndricos horizontalmente opuestos, atmosférico, de carburador, transmisión directa, refrigerado por aire y de carter húmedo, con una capacidad de 7 quarts de US Gal de aceite en el Carter más 1 quart en el filtro. El Aceite es sintético Multigrado con dispersante de cenizas SAE15W50. Las series –H y –D dan 160 HP a 2700 rpm, mientras que los motores serie –E dan 150 HP a 2700 rpm. Todas ellas van equipadas con una hélice de paso fijo, de aleación de aluminio McCauley. El MTOW oscila entre 2300 y 2400 lbs, según modelo y año de fabricación. Los depósitos de combustible son de Aluminio, con una capacidad de 43 US Gal c/u, de los cuales 40 son útiles. El tren principal lleva Neumáticos 6.00 x 6 –PR6, a una presión de 28 PSI, mientras que la rueda de morro lleva Neumático 5.00 x 5 –PR6, a una presión de 34 PSI. El amortiguador de la pata de morro es oleo-neumático, y va relleno con líquido hidráulico MIL-H-5606 de color rojo, y Nitrógeno a 45 PSI cuando la pata está completamente extendida.

Cessna 172 Dimensiones Envergadura: 36’ (432”) Longitud: 27’ 2” Altura: 8’ 11” Ancho de Vía del tren: 8’ 4,5” MOTOR: Lycoming O-320-series, atmosférico, tracción directa, carburación, tetracilíndrico, de 150/160 HP a 2700 rpm. HÉLICE: McCauley Bipala metálica de 75” diam. de paso fijo COMBUSTIBLE: 86 US Gal de Gasolina 100 LL en dos depósitos de Aluminio de 43 US Gal c/u. (80 US Gal útiles) ACEITE: Aceite Sintético con dispersante de cenizas Multigrado SAE15W50 Capacidad: 8 quarts (7 en el cráter + 1 del Filtro) PESOS: MTOW: 2300/2400 lb.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Tren de Aterrizaje: El Tren de Aterrizaje es del tipo triciclo con rueda de morro direccional. La absorción del impacto en el aterrizaje se realiza mediante las patas tubulares de acero elástico del tren principal y el amortiguador óleo-neumático de la pata de morro. La pata de morro se compone de: Amortiguador Óleo-Neumático Compás: que proporciona la unión mecánica entre las dos partes del Amortiguador, permitiendo tener la rueda alineada al fuselaje. Conjunto de Dirección: que permite tener control en tierra. Amortiguador de Shimmy: que evita el abaniqueo de la rueda delantera mediante un pequeño amortiguador hidráulico, conectado entre el Amortiguador de la pata y el sistema de dirección.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Tren de Aterrizaje:

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Control en Tierra: El control en tierra durante el carreteo se consigue a través de la rueda de morro direccional usando los pedales de dirección. Al pisar uno de los pedales de dirección, una varilla que contiene una goma elástica (steering tube), estira del conjunto de dirección de la rueda (Steering Arm Assembly) haciéndola girar hacia el lado del pedal pisado. El arco máximo descrito por la rueda de morro es de 10º a cada lado del centro. Si nos ayudamos de los frenos derecho o izquierdo podemos aumentar el giro a 30º a cada lado. El radio mínimo de giro del avión, usando la frenada diferencial y la rueda de morro direccional durante el carreteo, es de 27’ 5,5” (8,37 m).

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Frenos: El avión está equipado con un sistema de frenos de disco, accionados hidráulicamente en cada una de las ruedas del tren principal. Cada freno está conectado, mediante una línea de hidráulico, a un cilindro maestro conectado a cada uno de los pedales de dirección del piloto. Lo frenos se accionan presionando la parte superior de cada uno de los pedales del piloto o del copiloto, ya que están interconectados. El freno de aparcamiento se compone de una manija tipo tirador, situada bajo el panel de instrumentos en el lado izquierdo, y unas conexiones mecánicas que mediante cables tiran de la parte superior de los pedales accionando los frenos. Al fijar la manija se mantienen presionados los frenos. Para accionar el freno de aparcamiento, presione los pedales, tire de la manija y gírela 90 º hacia abajo. Para soltarlos, gire la manija 90 º hacia la derecha y devuelva la manija a la posición de reposo.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Frenos:

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Mandos de Vuelo: El sistema de mandos de vuelo del avión consiste en las superficies de mando convencionales de alerones, timón de dirección, y timón de profundidad. Las superficies de mando se accionan manualmente mediante unas conexiones mecánicas , empleando la columna de mando para mover los alerones y el timón de profundidad y los pedales para el timón de dirección. El movimiento de los Alerones se transmite desde la columna de mando hasta los bellcranks de los alerones mediante dos cables unidos cada uno a un alerón y un cable de interconexión que une ambos bellcranks entre sí. Los bellcranks transmiten el movimiento a los alerones mediante una varilla push-pull ( 13 ). El bellcrank está diseñado para que el movimiento de los alerones sea diferencial, de manera que suba 20º pero solo baje 15º, evitando así la guiñada adversa ( 14 ). El movimiento del Timón de Profundidad se trasmite desde la columna de mando mediante una barra push-pull que acciona un bellcrank que a su vez transmite el movimiento a unos cables unidos al timón ( 15 ). El movimiento del Timón de Dirección se transmite desde los pedales mediante unos cables hasta el timón. Unos muelles de retorno situados en las barras de los pedales ayudan a mantener los pedales alineados cuando no se ejerce presión sobre ellos ( 16 ) ( 17 ). El timón de profundidad está equipado con un Compensador que se acciona manualmente mediante una rueda vertical situada en el pedestal. Girándola hacia delante compensamos el avión con el morro abajo, y viceversa. Esta rueda lleva un carrete con un cable continuo ( 18 ). Siguiente

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS ( DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS )

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Flaps: Los flaps ranurados de este avión se extienden o se retraen mediante un actuador eléctrico accionado por un interruptor de palanca situado en el lado derecho del panel de instrumentos y que permite posicionar el flap en 4 posiciones (0º, 10º, 20º y 30º).

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Flaps: El sistema consiste en un motor eléctrico y un conjunto de transmisión, poleas conductoras, varillas push-pull, cables y un mecanismo seguidor. La corriente que alimenta el motor eléctrico del flap está controlada por dos micro-interruptores montados en un conjunto de brazo flotante, leva y seguidor. Al mover la palanca de mando del flap hasta la posición deseada, la leva que lleva sujeta presiona uno de los micro-interruptores activando el motor del flap. A medida que el flap se mueve a la posición seleccionada, el mecanismo seguidor hace girar el brazo flotante hasta que la leva pierde contacto con el micro-interruptor activo, inter-rumpiendo el circuito y deteniendo el motor del flap. Para moverlo en sentido contrario es el otro micro-interruptor el que controla el paso de corriente al motor. En el actuador del flap hay instalados unos inter-ruptores de final de recorrido que controlan que el flap no sobrepase las posiciones de full UP o DOWN.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Flaps:

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Luces: Las luces convencionales de navegación están situadas en las puntas de los planos (Verde-RH, Roja-LH) y en la parte superior trasera del timón de dirección. Son de intensidad fija y se accionan mediante un interruptor/breaker situado en cabina que va etiquetado con NAV. Las luces stroboscópicas se sitúan junto a las anteriores en las alas. Es una luz blanca pulsante de gran intensidad. Estas luces llevan una fuente generadora de impulsos que va montada en la última costilla de cada semiala, que se alimenta de la corriente del avión a través de un interruptor/breaker etiquetado como STROBES.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Luces: El avión también lleva una luz de balizamiento (BEACON) que es de color rojo. Esta luz destellante ayuda a localizar el avión. La luz se alimenta de la corriente del avión a través de un interruptor/breaker etiquetado como BCN. La luz lleva un circuito interno que permite generar impulsos de luz con una frecuencia de 20 ciclos por minuto.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Luces: El avión va provisto de una luz de aterrizaje (LANDING) y otra de carreteo (TAXI), bien montadas en el borde de ataque del ala izquierda, bien en la parte frontal inferior del capó. Cada luz está controlada por un interruptor/breaker. La luz de Aterrizaje apunta más alto que la luz de Carreteo.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS MOTOR (1): Sistema de Mandos del Motor: Los mandos de Motor son tres: El mando de gases, el mando de mezcla, y el mando de calefacción de carburador. El mando de gases controla la potencia del motor. Está situado sobre el pedestal, en el centro. El mando funciona de manera convencional, todo adelante, plenos gases, todo a tras, ralentí. Lleva un blocaje de fricción, que es un disco moleteado en su periferia situado en la base del mando y que funciona girándolo en sentido de las agujas del reloj para aumentar la fricción. El mando de mezcla está situado sobre el pedestal, a la derecha, y es de color rojo con unas protuberancias alrededor y equipado con un botón de bloqueo. Permite hacer un ajuste fino girando el mando en sentido de las agujas del reloj para enriquecer la mezcla. Para hacer ajustes rápidos del mando, se presiona el botón para desbloquearlo y luego se mueve el mando adelante o atrás. El mando de calefacción de carburador se sitúa a la izquierda del de gases, y permite accionar la calefacción de carburador para evitar la formación de hielo en el mismo durante los descensos prolongados o en condiciones de engelamiento.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS MOTOR (2): Instrumentos del Motor (1): El funcionamiento del motor se controla mediante los siguientes instrumentos: presión de aceite, temperatura de aceite y tacómetro. Además puede llevar un indicador de temperatura del aire en el carburador y un indicador de mezcla económica (Temperatura de gases de escape EGT) como extra. El indicador de presión de aceite, situado generalmente a la izquierda del panel de instrumentos. Mediante una línea de presión directa proporciona una lectura de la presión de funcionamiento del motor. El instrumento está marcado con una línea roja de presión mínima al ralentí (25 PSI), un arco verde de rango de funcionamiento normal (60 a 90 PSI), y otra línea roja que indica la presión máxima (115 PSI) El indicador de temperatura de aceite se sitúa al lado del de presión de aceite. Funciona mediante un sensor de temperatura del tipo resistencia eléctrica. Los límites de rango de funcionamiento normal (arco verde) van desde 100 ºF (38 ºC) hasta 245 ºF (118 ºC), con una línea roja de temperatura máxima en 245 ºF. El tacómetro es de accionamiento mecánico. La marcas en el instrumento incluyen el rango de operación normal (arco verde de múltiple anchura) de 2100 a 2700 rpm, y una línea roja a 2700 rpm . El arco verde de múltiple anchura indica el ajuste del 75% de potencia a distintas alturas (2450 rpm a nivel del mar, 2575 rpm a 5000 pies y 2700 rpm a 10000 pies).

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS MOTOR (3): Instrumentos del Motor (y 2): El indicador de mezcla económica nos permite realizar el ajuste de mezcla en función de la altitud de vuelo a partir de la indicación del pico de temperatura de los gases de escape. El procedimiento para realizar este ajuste se verá más adelante en el curso de los aviones monomotores avanzados. Por último también dispone de un indicador de temperatura del aire en el carburador, que permite detectar las condiciones en las que se puede formar hielo en el carburador. El instrumento está marcado en incrementos de 5 ºC desde – 30 ºC a + 30 ºC, con un arco amarillo entre – 15 ºC y + 5 ºC que indica la temperatura a la que es más probable la formación de hielo. Sistema de Engrase: El aceite para lubricar el motor procede de un carter situado en la parte inferior del motor. El aceite es arrastrado desde el carter a través de un filtro de succión hasta la bomba mecánica de aceite. Desde la bomba es conducido hasta una válvula bypass. Si el aceite está frío, la válvula permite que el aceite no pase por el radiador y vaya directamente al filtro. Si el aceite está caliente, la válvula lo dirige hacia el radiador, situado en la pantalla posterior derecha del motor, a través de una manguera flexible. El aceite a presión retorna desde el radiador hasta el carter de accesorios donde pasa por el filtro. En el filtro de aceite hay una válvula de alivio de presión que regula la presión permitiendo que el exceso de aceite retorne al carter mientras que el resto de aceite circula por las diversas partes del motor lubricándolas. El aceite residual retorna al carter por gravedad.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS MOTOR (4): Sistema de Ignición-Arranque: La ignición la proporciona un sistema compuesto por dos Magnetos y dos bujías por cada cilindro. La Magneto Derecha alimenta las bujías de abajo del lado derecho y las bujías de arriba del lado izquierdo, mientras que la Magneto Izquierda alimenta las bujías de abajo del lado izquierdo y las bujías de arriba del lado derecho. En funcionamiento normal ambas magnetos generan corriente para que la combustión sea más efectiva y completa. La ignición y el arranque se controlan mediante una llave de cinco posiciones de tipo rotatorio situada en el lado inferior izquierdo del panel de instrumentos. La llave está etiquetada con OFF, R, L, BOTH y START. El motor debe funcionar con la llave en posición BOTH, excepto cuando hagamos el chequeo de magnetos. La posición START, de retorno automático mediante un muelle, se emplea para arrancar el motor, tras poner el interruptor principal (Master) en posición ON. Esto envía corriente al motor de arranque que engrana con el motor y lo arrastra hasta que la velocidad de giro del motor es superior a la del motor de arranque. Una vez que soltamos la llave, el interruptor vuelve automáticamente a la posición BOTH.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Admisión de Aire: El aire de impacto entra en el sistema de admisión de aire del motor por la toma de aire situada en la parte inferior del capó frontal. El aire pasa por un filtro que elimina el polvo y otros objetos extraños. Después de pasar por la caja de aire, el aire entra en el carburador, que está montado debajo del motor, y es dirigido hasta cada uno de los cilindros mediante unos tubos que pasan por el carter de aceite. Una fuente de aire caliente alternativa procedente de una pequeña envoltura situada entorno a uno de los colectores de escape, permite proporcionar calefacción al carburador. El empleo de toda la calefacción de carburador provocará una pérdida aproximada de 100 a 225 rpm. Carburador: El motor está equipado con un carburador MA-4, montado en la parte inferior del motor, de tipo flotador. El carburador está equipado con una bomba de aceleración, un mecanismo de ralentí-corte, y un control manual de mezcla. El combustible llega al carburador por gravedad, desde el sistema de combustible. En el carburador se atomiza el combustible, mezclándose proporcionalmente con el aire que entra y se entrega a los cilindros a través de los colectores de admisión. Para facilitar el arranque durante los días fríos, el motor está equipado con un “primer”. En realidad el “primer” es una pequeña bomba de émbolo que succiona combustible desde el filtro principal al tirar del émbolo, y lo inyecta en lumbrera de admisión cuando empujamos el émbolo. El émbolo está equipado con un bloqueo y, antes de poder empujarlo completamente dentro debemos girarlo para hacer coincidor el tetón con la ranura.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS MOTOR (y 5): Sistema de Refrigeración: El aire de refrigeración es dirigido hacia los cilindros y otras áreas del motor mediante pantallas, y después es evacuado al exterior por la parte posterior inferior del capó a través de las aberturas del capó inferior. Sistema de Escape: El sistema de escape consiste en cuatro tubos colectores que se unen en un silencioso y de ahí sale por un solo tubo de escape. El silencioso está recubierto con una envoltura de acero que tiene una entrada de aire y una salida que sirven para proporcionar calefacción a la cabina. Hélice: El avión va equipado con una hélice bipala, de paso fijo, de una sola pieza de aleación de aluminio forjado, que es anodizado para retrasar su corrosión. El diámetro de la hélice es de 75 pulgadas.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Combustible: El sistema de combustible del avión consiste en dos depósitos de aluminio ventilados, uno en cada ala, una válvula selectora de cuatro posiciones, un filtro de combustible, un primer manual y un carburador. El combustible fluye por gravedad desde los dos depósitos hasta la válvula selectora, marcada con las siguientes posiciones “BOTH”, “RIGHT”, “LEFT” y “OFF”. Desde ahí fluye a través del filtro hasta el carburador, donde se mezcla con el aire y se distribuye a los cilindros.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Combustible: La ventilación del sistema de combustible es esencial para su funcionamiento, ya que de lo contrario podría llegar a pararse el motor por falta de combustible. La ventilación se consigue interconectando los dos depósitos. Además el depósito del lado izquierdo ventila al exterior a través de una línea, que lleva instalada una válvula antiretorno, y que sobresale por la parte inferior del ala izquierda cerca de la riostra. EL depósito derecho está ventilado a través del tapón. Dos aforadores de tipo flotador transmiten la señal de cantidad de combustible hasta los dos indicadores eléctricos instalados en el lado izquierdo del panel de instrumentos. Cuando el indicador señala que un depósito está vacío, al depósito le quedan aproximadamente 1,5 galones de combustible no usable. Los indicadores no son fiables durante resbales, derrapes o actitudes de morro inusuales. La llave selectora de combustible debe estar en posición BOTH durante el despegue, los ascensos, y las maniobras que implique resbales o derrapes prolongados. El funcionamiento con LEFT o RIGHT se reserva para el vuelo de crucero para equilibrar el combustible de ambas alas. El sistema de combustible está equipado con válvulas de drenaje rápido que proporcionan un medio para examinar la contaminación del combustible. Los depósitos de combustible se deberían llenar después de cada vuelo para evitar la condensación.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema Eléctrico: El avión está equipado con un sistema eléctrico de corriente continua de 28 voltios. El sistema se alimenta de un amperímetro de 60 amperios movido por correa y de una batería de 24 voltios, situada en el lado delantero izquierdo del mamparo cortafuegos. La corriente se suministra a la mayoría de circuitos eléctricos y a todos los circuitos de aviónica a través de la barra bus principal y la barra bus de aviónica, que están interconectadas a través de un interruptor de aviónica. El bus principal lleva corriente cada vez que encendemos el interruptor principal, y no está afectado por el arranque o la utilización de una fuente de alimentación externa. La barra bus de aviónica lleva corriente siempre que ambos interruptores (Master y Aviónica) estén encendidos. PRECAUCIÓN Antes de encender o apagar el interruptor principal (Master), arrancar el motor o aplicar una fuente de alimentación externa, el interruptor de aviónica debe estar apagado para evitar cualquier daño ocasionado por el sobrevoltaje de apertura o ruptura en los equipos de aviónica.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema Eléctrico: EL INTERRUPTOR PRINCIPAL (MASTER) : El interruptor principal (master) es del tipo balancín partido, etiquetado como MASTER, y se enciende pulsando arriba. La mitad derecha del interruptor, etiquetada BAT, controla toda la corriente eléctrica del avión. La mitad izquierda, etiquetada ALT, controla el alternador. Normalmente, ambos lados del interruptor se emplean simultáneamente; no obstante, el lado BAT se puede encender separadamente para comprobar los equipos mientras el avión está en tierra. Para comprobar en tierra los equipos de radio y/o aviónica también debe estar encendido el interruptor de aviónica. El lado ALT, cuando lo apagamos, desconecta el alternador del sistema eléctrico. De este modo todas las cargas eléctricas las absorbe la batería. El funcionamiento continuo con el interruptor ALT apagado reducirá la carga de la batería hasta el punto que desconectará la excitación del alternador haciendo imposible volver a conectar el alternador. EL INTERRUPTOR DE AVIÓNICA (AVIONICS): La corriente eléctrica del bus principal del avión que alimenta la barra bus de aviónica está controlada por un interruptor/breaker etiquetado como AVIONICS POWER. El interruptor está situado en el lado izquierdo del panel de control e interruptores, y se enciende pulsando hacia arriba. Con el interruptor apagado no llega corriente a los equipos de aviónica. El interruptor también funciona como breaker. Si se produce un malfuncionamiento eléctrico y se produce un cortocircuito, el interruptor de aviónica se mueve automáticamente a la posición OFF y se interrumpe el paso de corriente a los equipos de aviónica. SI esto sucede, debemos dejar que se enfríe el circuito durante unos 2 minutos antes de volver a encender el interruptor. SI volviese a saltar, no debemos volver a rearmar el interruptor.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema Eléctrico: AMPERÍMETRO: El amperímetro, situado en el lado inferior izquierdo del panel de instrumentos, indica la cantidad de corriente, en amperios, con la que el alternador está cargando la batería o, por el contrario, con la que el sistema eléctrico del avión está descargando la batería. Cuando el motor está en marcha y el interruptor master está encendido, el amperímetro indica el régimen de carga de la batería. En el caso de que el alternador no funcione o que el consumo eléctrico exceda la salida del alternador, el amperímetro indica el régimen de descarga de la batería. UNIDAD DE CONTROL DEL ALTERNADOR Y LUZ DE AVISO DE BAJO VOLTAJE: El avión está equipado con una combinación de una unidad de control reguladora de alto-bajo voltaje y una luz de aviso roja, etiquetada con LOW VOLTAGE, en el lado izquierdo del panel de instrumentos debajo del amperímetro. En caso de que se produzca un sobrevoltaje, la unidad de control del alternador desconecta automáticamente la corriente de excitación del alternador, lo que apaga el alternador. Entonces la corriente para el avión la suministrará la batería, indicando el amperímetro el régimen de descarga. Bajo estas condiciones, dependiendo de las cargas eléctricas, la luz de aviso de bajo voltaje se ilumina al caer el voltaje del sistema por debajo de lo normal. La unidad de control del alternador se puede reestablecer apagando el interruptor principal (master) y volviéndolo a encender. Si la luz de aviso no se enciende, es que la carga normal del alternador se ha reestablecido; si por el contrario, la luz se enciende de nuevo, significará que se ha producido un mal funcionamiento y debemos finalizar el vuelo lo más pronto posible.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS NOTA Cuando el motor está al ralentí puede suceder que el amperímetro marque descarga y la luz de bajo voltaje se ilumine cuando las cargas eléctricas sean elevadas. Bajo estas condiciones, la luz se apagará al aumentar las rpm’s del motor. No es necesario realizar un ciclo de apagado-encendido del interruptor principal ya que no se ha producido un sobrevoltaje que desactive el sistema del alternador. La luz de aviso puede probarse encendiendo las luces de aterrizaje y apagando momentáneamente el lado ALT del interruptor principal dejando encendido el lado BAT. BREAKERS Y FUSIBLES: La mayoría de los circuitos eléctricos del avión están protegidos por breakers del tipo “push-to-reset” montados en el lado izquierdo del panel de control e interruptores. No obstante, la salida del alternador está protegida por un breaker del tipo “pull-off”. El enchufe del encendedor está protegido por un breaker del tipo rearmado manual en la parte posterior del enchufe, y un fusible detrás del panel de instrumentos. La luz de mapa de los cuernos de mando (si está instalada) está protegida por un breaker etiquetado NAV LT y un fusible detrás del panel de instrumentos. Los circuios eléctricos que no están protegidos por un breaker son el circuito de cierre del contactor de la batería (fuente externa), el circuito del reloj, y el circuito del grabador del horómetro. Estos circuitos stán protegidos por fusibles montados junto a la batería. Sistema Eléctrico:

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema Eléctrico: TOMA DE CORRIENTE DE SERVICIO EN TIERRA: Una toma de corriente de servicio en tierra instalada en el lado izquierdo del capó, junto a la batería, permite conectar una fuente externa de corriente para facilitar el arranque en días muy fríos y durante los trabajos de mantenimiento sobre equipos eléctricos y electrónicos de larga duración.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Instrumentos: El panel de instrumentos está diseñado entorno a la configuración de “T básica”. Los instrumentos giroscópicos se situan inmediatamente en frente del piloto, y dispuestos verticalmente sobre la columna de mando. El anemómetro y el altímetro se situan a la izquierda y derecha de los giroscópicos, respectivamente. El resto de instrumentos de vuelo se situan alrededor de esta “T básica”. Los instrumentos de motor, los aforadores, un amperímetro y una luz de aviso de bajo voltage se sitúan cerca del borde izquierdo del panel. El equipo de aviónica se apila aproximadamente en la parte central del panel, teniendo espacio para instrumentos adicionales y equipos de aviónica en la parte derecha del panel de instrumentos.un panel de control e interruptores en el borde inferior del panel de instrumentos contiene el primer, el interruptor master y la llave de encendido, el interruptor de aviónica, y los breakers en el lado izquierdo, con los controles del motor, los controles de intensidad de luz, y la válvula de fuente de estática alternativa en el centro. El lado derecho del panel de interruptores y control contiene el interruptor/indicador del flap, los controles de aire y calefacción de cabina, el enchufe del encendedor y el compartimiento de mapas. Un pedestal de control, instalado debajo del panel de interruptores y control, contiene la rueda de mando del compensador de profundidad, y proporciona un soporte para el micrófono. La llave selectora de combustible se sitúa en la base del pedestal. La manija de freno de aparcamiento se monta denajo del panel de interruptores y control frente al piloto.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Pitot-Estática: El sistema de pitot-estática suministra presión de aire de impacto al anemómetro y presión estática de aire al anemómetro, altímetro y variómetro. El sistema está compuesto por un tubo pitot montado en el intradós del ala izquierda, una toma estática en el lado inferior izquierdo del fuselaje delantero, y las tuberías asociadas necesarias para conectar los instrumentos a las fuentes El sistema de Pitot lleva instalado un sistema de calefacción consistente en un elemento calefactor en el tubo pitot, un interruptor situado en cabina y etiquetado con “PITOT HT” y un breaker de 10 amp, situado en el lado izquierdo del panel de interruptores. Al encender el interruptor el calefactor se calienta eléctricamente calentando así el tubo pitot de modo que lo mantiene en condiciones óptimas para su funcionamiento en caso de engelamiento. La calefacción de pitot solo debe usarse cuando sea necesario. Una fuente de presión estática alternativa puede ir instalada en el panel de interruptores y control debajo de la palanca de gases, y puede usarse en caso de fallo de la toma de estática externa. Esta toma de estática alternativa toma el aire del interior de la cabina. Si sospechamos que las lecturas de los instrumentos son erróneas debido al agua o al hielo en la línea de presión estática, podemos tirar de la válvula de presión estática alternativa.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Vacío e Instrumentos de Vacío: Un sistema de vacío movido por el motor proporciona la succión necesaria para hacer funcionar el Horizonte Artificial y el Giro direccional. El sistema consiste en una bomba de vacío montada en la parte posterior del motor, una válvula de alivio de vacío, y un filtro de aire del sistema de vacío en la parte posterior del mamparo cortafuegos debajo del panel de instrumentos, y los instrumentos (incluyendo el indicador de succión) en el lado izquierdo del panel de instrumentos. HORIZONTE ARTIFICIAL: Proporciona una indicación visual de la actitud de vuelo. La inclinación se presenta mediante una aguja en la parte superior del indicador relativa a la escala de inclinación que está marcada con 10º, 20º, 30º, 60º y 90º a cada lado de la marca central. Las actitudes de cabeceo y alabeo se presentan mediante un avión en miniatura superpuesto a un horizonte simbólico dividida en dos secciones mediante una barra horizontal blanca. La parte superior está pintada en azul y simboliza el cielo, y la inferior en color marrón simboliza la tierra. Un botón en la parte inferior del instrumento permite hacer el ajuste en vuelo del avión en miniatura a la barra horizontal. GIRO DIRECCIONAL: El Giro direccional muestra la dirección hacia la que va avión sobre una carta de rumbos en relación a un avión simbólico fijo. El indicador presesiona ligeramente con el tiempo, con lo que se debe ajustar la carta de rumbos de acuerdo con la brújula justo antes del despegue y cada cierto tiempo.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Vacío e Instrumentos de Vacío: INDICADOR DE SUCCIÓN: El indicador de succión, situado en el lado izquierdo del panel de instrumentos, calibrado en pulgadas de mercurio indica la succión disponible para el funcionamiento de los instrumentos giroscópicos. La succión deseable se encuentra entre 4,5 y 5,4 pulgadas de mercurio. Por debajo de estos valores las lecturas de los instrumentos no son fiables. Sistema de Aviso de Pérdida: El avión está equipado con una unidad de aviso de pérdida de tipo neumático, situado en el borde de ataque del ala izquierda, que consiste en una trompetilla situada cerca de la esquina superior izquierda del parabrisas, y la tubería asociada. A medida que el avión se aproxima a la pérdida, la baja presión del extradós se mueve hacia delante alrededor del borde de ataque. Esta baja presión crea una presión diferencial en el sistema de aviso de pérdida que arrastra el aire a través de la trompetilla de aviso, lo que produce un aviso audible entre 5 y 10 nudos por encima de la velocidad de pérdida.

DESCRIPCIÓN DE SISTEMAS Sistema de Ventilación: El aire caliente procedente de la envoltura del escape, que pasa a través de la válvula de calefacción y el aire de ventilación, que entra a través de la portezuela de aire de ventilación se distribuyen a través de un colector que lo distribuye a las salidas que piloto y copiloto tienen a sus pies y a las salidas de los desempañadores del parabrisas. Además, existen cuatro salidas de ventilación ajustables permiten dar entrada al aire frío del exterior.

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