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GERENCIA DE CAPACITACIÓN COORDINACIÓN DE CAPACITACIÓN MANTENIMIENTO

Boeing 737-200

ATA 22 - VUELO AUTOMÁTICO

MANUAL DE CAPACITACÍON Revisión: Original PARA PROPÓSITOS DE CAPACITACIÓN SOLAMENTE 10-Ene-08


ADVERTENCIA LA INFORMACIÓN Y LAS INSTRUCCIONES CONTENIDAS EN ESTE MANUAL DEBERÁN SER UTILIZADAS ÚNICAMENTE PARA PROPÓSITOS DE CAPACITACIÓN. ESTE MANUAL NO REEMPLAZA O SUPERSEDE LA INFORMACIÓN CONTENIDA EN LOS MANUALES DE MANTENIMIENTO DEL FABRICANTE O CUALQUIER OTRA PUBLICACIÓN OFICIAL.

MANUAL DE CAPACITACÍON Revisión: Original PARA PROPÓSITOS DE CAPACITACIÓN SOLAMENTE 10-Ene-08


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PARA PROPÓSITOS DE CAPACITACIÓN SOLAMENTE 22-11 10-ene-08 Página: 0

Boeing 737-200 ATA 22 - Vuelo Automático

TABLA DE CONTENIDO

22-00 SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO ............................................................................1

PROPÓSITO.................................................................................. 1 DESCRIPCIÓN GENERAL............................................................ 1 OPERACIÓN DEL SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO ........................................................................................... 3

22-11 SISTEMA DEL AMORTIGUADOR DE GUIÑADA 5 PROPÓSITO.................................................................................. 5 DESCRIPCIÓN GENERAL............................................................ 7

DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA YAW DAMPER................ 7 LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL SISTEMA YAW DAMPER ............................................................................................ 9 INTERRUPTOR DE ENGARCE Y LUZ DE ALARMA ..................... 11 INDICADOR DE YAW DAMPER...................................................... 11 LUZ DE ALARMA DE PILOTO AUTOMATICO................................ 11 ACOPLADOR DE YAW DAMPER ................................................... 13 VALVULA REDUCTORA DE PRESION .......................................... 15 VÁLVULA SOLENOIDE DE ENGARCE Y VÁLVULA DE TRANSFERENCIA ........................................................................... 17 TRANSDUCTOR DE POSICIÓN TIPO LVDT.................................. 17 CONFIGURACION DEL YAW DAMPER Y PRUEBA DEL SISTEMA.......................................................................................................... 20

22-11 CANAL DE CONTROL DE BANQUEO.............. 21 PROPÓSITO.................................................................................21 DESCRIPCIÓN GENERAL...........................................................23

DIAGRAMA A BLOQUES del CANAL DE CONTROL de Banqueo.23 UNIDAD DE CONTROL MODULAR CANAL DE BANQUEO ..........27 TABLERO DE CONTROL DEl PILOTO AUTOMATICO canal de roll..........................................................................................................29 INDICADOR DE PROGRESO DE APROXIMACIÓN.......................31 LUCES DEL INDICADOR DE PROGRESO DE APROXIMACIÓN PARA EL PILOTO AUTOMATICO....................................................31 INSTALACIÓN DE FUERZA DEL ALERON.....................................33 TRANSDUCTOR DE FUERZA DEL ALERON .................................33 INSTALACION DE LA PCU DEL ALERON ......................................37 Power Control Unit DEL ALERON Y DEL ELEVADOR....................39 DIAGRAMA DE LA PCU DESENGARZADA ....................................39 DIAGRAMA DE LA PCU ENGARZADA ...........................................41 OPERACIÓN EN EL MODO MANUAL.............................................43 MODO VOR (TRAYECTORIA DE VUELO)......................................45 APROXIMACIÓN AUTOMATICA (TRAYECTORIA DEL VUELO) ...47 LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL LATERAL (ROLL).................51 LUCES DE ALARMA DE PILOTO AUTOMATICO...........................53 ESQUEMÁTICO LOGICO DEL SELECTOR DE MODOS DE NAVEGACION ..................................................................................55 INTERFASE DE LAS SEÑALES DEL CANAL LATERAL ................57 AUTOPRUEBAS DEL COMPUTADOR DEL CANAL DE ROLL ......59 PUNTOS DE PRUEBA PARA EL CANAL DE ROLL........................60

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22-11 CANAL DE CONTROL DE CABECEO ..............63 PROPÓSITO................................................................................ 63 DESCRIPCIÓN GENERAL.......................................................... 65

DIAGRAMA a BLOQUES del CANAL DE CONTROL de cabeceo.. 65 UNIDAD DE CONTROL MODULAR DEL CANAL DE CABECEO .. 69 TRANSDUCTORES DE FUERZA DE PITCH.................................. 71 COMPONENTES EN EL CONO DE COLA ..................................... 73 INSTALACION DEL SENSOR DE DESPLAZAMIENTO NEUTRAL DEL ELEVADOR .............................................................................. 75 INSTALACION DEL POTENCIOMETRO DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR ............................................................................. 77 AJUSTE DEL POTENCIOMETRO DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR ............................................................................. 77 LOCALIZACION DEL MOTOR DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR ............................................................................. 79 INTERRUPTORES DE POSICIÓN FLAPS...................................... 79 ESQUEMATICO DEL SISTEMA DE COMPENSACION AUTOMATICO.................................................................................. 81 ENGARCE DEL CANAL DE PITCH (MODO CWS)......................... 87 COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR MEDIANTE EL MOTOR PRINCIPAL....................................................................................... 89 COMPENSACIÓN DEL ESTABILIZADOR POR MEDIO DEL PILOTO AUTOMATICO ................................................................... 91 DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO ........................................................................................ 93 LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL DE PITCH ............................ 95 MODOS MANUALES PARA ESTABLECER UNA TRAYECTORIA DE VUELO ....................................................................................... 97

APROXIMACIÓN AUTOMATICA......................................................99 PREPARACION DE LA AUTOPRUEBA DEL COMPUTADOR DE PITCH..............................................................................................101

22-21 SISTEMA DE COMPENSACIÓN POR MACH . 105 PROPÓSITO...............................................................................105 DESCRIPCIÓN GENERAL.........................................................107

DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM.................107 ACTUADOR DE MACH TRIM.........................................................111 ACOPLADOR DE MACH TRIM ......................................................113 OPERACIÓN DEL SISTEMA MACH TRIM ....................................113 COMPENSACIÓN AL ELEVADOR VS MACH...............................115 DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM.................117 INTERRUPTORES DE POSICIÓN DE FLAPS ..............................119 PRUEBA DEL SISTEMA MACH TRIM EN CABINA.......................121 PREPARACIÓN DE LA PRUEBA DE ACUERDO AL MANUAL DE OPERACIONES:.............................................................................123 PRUEBA de acuerdo al Manual de Operaciones: ..........................123

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22-00 SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO

PROPÓSITO

El propósito principal del sistema de control automático de vuelo (AFCS) es ayudar al piloto a compensar los virajes realizados al seguir cierta ruta determinada para tener un vuelo confortable con un control suave de las superficies de control

DESCRIPCIÓN GENERAL

El sistema AFCS está compuesto por los siguientes 3 subsistemas:

1. Sistema de Amortiguador de Guiñada (YAW DAMPER)

2. Sistema de Compensación por Número de Mach (MACH TRIM)

3. Sistema de Piloto Automático (AUTOPILOT: Pitch control channel y Roll control channel )

El sistema YAW DAMPER controla al timón para amortiguar las oscilaciones con respecto al eje vertical sin afectar al control lateral del avión.

El sistema MACH TRIM automáticamente compensa al avión con respecto al eje lateral durante vuelo a alto número de Mach mediante el movimiento del elevador

El Sistema de Piloto Automático consiste de 2 canales de control: el canal de pitch y el canal de roll

El canal de control de PITCH controla el avión con respecto al eje lateral:

Los elevadores se utilizan para el control de cabeceo del avión.

El estabilizador se utiliza para compensar y para obtener una condición de vuelo estable.

El canal de ROLL controla el avión con respecto al eje longitudinal.

Los alerones y los spoilers de vuelo se utilizan para controlar y compensar el avión en virajes y tener un vuelo estable.

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FIGURA 2. SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO (AFCS)



OPERACIÓN DEL SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO

Antes del despegue el YAW DAMPER se engarza y los interruptores AIL (ROLL) y ELEV (PITCH) están desengarzados.

Inmediatamente después del despegue se pueden engarzar los canales de los elevadores y de los alerones. El avión mantiene la actitud de cabeceo al momento de colocar el interruptor ELEV en la posición ENGAGED.

Si el avión tiene un ángulo de banqueo de 5 a 32 grados, el canal de ROLL de Piloto Automático mantendrá la actitud de viraje al momento de colocar el interruptor AIL en su posición ENGAGED.

Si el ángulo de banqueo es menor a 5 grados, el canal de ROLL de Piloto Automático nivelará y mantendrá el rumbo existente un segundo después de haber puesto dicho interruptor en la posición de ENGAGED. El interruptor HDG puede ser utilizado para seleccionar un rumbo preestablecido ó para mantener el rumbo actual del avión (HDG OFF).

Al colocar al selector de modos de cabeceo en la posición de ALT HOLD se toma una señal de la CADC para mantener una altitud barométrica constante.

Si se aplica una fuerza a la columna de control el selector de modos regresa a la posición central de OFF y el Piloto. Automático regresará al modo CWS de PITCH. Después de efectuar las preparaciones del VOR se puede iniciar la fase de intersección del modo VOR al pasar el selector de modos de navegación a la posición VOR/LOC. El indicador VOR/LOC del progreso de la aproximación (APD) se iluminará en color ámbar. El piloto automático continúa operando en el mismo modo en que estaba antes de haber seleccionado VOR/LOC.

Cuando se está cerca del curso VOR el avión automáticamente captura la radial VOR seleccionada. El piloto puede utilizar el modo CWS de ROLL para ayudar a efectuar el viraje. Después de efectuar un viraje hacia la radial VOR, el canal de ROLL pasa a su

modo de captura (ON COURSE) el cual permite la corrección por viento cruzado.

El selector de modos de cabeceo se debe pasar a la posición TURB para mejorar la respuesta del piloto automático durante la penetración en turbulencias.

Cuando se selecciona la posición AUTO APP la operación LOC es muy similar al modo VOR, excepto que la captura automática de la pendiente de planeo (GS) se inicia cuando se está muy cerca del centro del haz de GS. La fase de captura (APPR OC) cuando se está a menos d 1,500 pies inicia la programación de ganancia de los haces del localizador y de la pendiente de planeo en función de la distancia al terreno.

El Piloto Automático se puede desengarzar por medio de los interruptores que se localizan en cada uno de los volantes de control. Los pilotos son alertados de cualquier otro tipo de desengarce del piloto automático por medio de luces rojas intermitentes que se localizan en sus respectivos tableros de instrumentos.



FIGURA 3. OPERACIÓN DEL SISTEMA DE CONTROL AUTOMATICO DE VUELO



22-11 SISTEMA DEL AMORTIGUADOR DE GUIÑADA

PROPÓSITO

El sistema del amortiguador de guiñada (YAW DAMPER) controla al timón para amortiguar las oscilaciones con respecto al eje vertical, sin afectar el control lateral del avión.

El sistema de YAW DAMPER puede mover el timón un máximo de 2 grados. El Acoplador del YAW DAMPER no mueve los pedales del timón.



FIGURA 4. SISTEMA DEL AMORTIGUADOR DE GUIÑADA (YAW DAMPER)




DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA YAW DAMPER El sistema se controla por medio del módulo computarizado (Acoplador de YAW DAMPER) de control de vuelo localizado en el tablero P5.

Los relevadores de potencia y los circuitos monitores se localizan en la unidad de accesorios del A/P.

El Acoplador del YAW DAMPER sensa las oscilaciones mediante 2 giros de relación y manda señales hacia la unidad de control de potencia del timón. Dicha unidad opera al timón para amortiguar estas oscilaciones.

Un interruptor de prueba y su indicador permiten comprobar el sistema desde la cabina de vuelo.



FIGURA 5. DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA YAW DAMPER



LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL SISTEMA YAW DAMPER El control y el monitoreo del YAW DAMPER se realiza por medio de un interruptor y de una luz en el módulo de control de vuelo (en el tablero superior P5) y por medio de circuitos lógicos en la unidad de accesorios A/P.

El Acoplador del YAW DAMPER se localiza en la repisa E1-1.

La unidad de control de potencia del timón está ubicada en la parte inferior del estabilizador vertical

El indicador y el interruptor de prueba (desactivado por SB27A1206) se encuentran localizados en la parte superior del tablero del Central de Instrumentos (P2)

La válvula reductora de presión (RPR) localizada a las 11 horas posición en la sección 48.



FIGURA 6. LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL SISTEMA YAW DAMPER



INTERRUPTOR DE ENGARCE Y LUZ DE ALARMA El interruptor con las posiciones ON/OFF permite engarzar el sistema YAW DAMPER.

La luz con la leyenda YAW DAMPER se ilumina en color ámbar siempre que el sistema no esté engarzado.

INDICADOR DE YAW DAMPER Localizado en la parte superior del Tablero Central de Instrumentos (P2). Este indicador monitorea únicamente la operación del sistema amortiguador de guiñada con señales de salida del Acoplador de YAW DAMPER, por lo que no monitorea la activación del timón con los pedales, ó al momento de compensar el timón.

LUZ DE ALARMA DE PILOTO AUTOMATICO La luz de alarma de Piloto Automático se ilumina permanentemente cuando se efectúa la auto-prueba en la computadora del Acoplador de Guiñada (YDC), ó en cualquier otra de las computadoras de Piloto Automático.

Este anunciador proporciona un aviso de alerta para que la aeronave no deba ser despachada.

El Acoplador de YAW DAMPER proporciona una tierra eléctrica a la Unidad de Accesorios de Piloto Automático para la activación de esta luz de alarma.



FIGURA 7. COMPONENTES DEL SISTEMA DE YAW DAMPER



ACOPLADOR DE YAW DAMPER Este moderno Acoplador sustituye al YDC modelo SP177, algunas de las mejoras que incorpora este nuevo acoplador computarizado son:

El giro de relación electromecánico es reemplazado por un sensor doble de relación de guiñada de estado sólido.

Su fácil adaptabilidad simplifica su incorporación en aeronaves que estén actualmente en servicio.

Controles e indicaciones son proporcionadas por este nuevo YDC para el monitoreo de la nueva válvula reductora de presión (RPR).

Utiliza un tablero con pantalla digital que proporciona acceso al nuevo YDC BITE.

Proporciona 28 VCD al solenoide de engarce de la válvula reductora de presión (RPR).

Tiene la capacidad de auto-verificación del sistema proporcionando un desengarce automático pasivo al momento de detectarse una falla ó malfuncionamiento del mismo.



FIGURA 8. ACOPLADOR DE YAW DAMPER



VALVULA REDUCTORA DE PRESION La válvula reductora de presión del timón (Rudder Presión Reduced) reduce la presión hidráulica del sistema Hidráulico “A” de 3000 PSI a 1400 PSI y resulta en una reducción de 1/3 en la autoridad del timón.

Sin embargo, debido a que el nuevo YDC únicamente utiliza presión hidráulica del sistema “B”, la RPR no afecta la autoridad del sistema de YAW DAMPER

Operación de la Válvula Reductora de Presión

Durante las fases del vuelo, en las cuales, sea necesario utilizar la autoridad total del timón, la válvula reductora de presión suministrará la presión total del sistema (3000psi)

Durante aproximaciones con una radio altitud menor a 700 pies

Si existe difencia mayor de 45% de N1 entre ambos motores

Si se pierde la presión del sistema hidraulico “B”

FIGURA 9. VALVULA REDUCTORA DE PRESION



FIGURA 10. VALVULA REDUCTORA DE PRESION



VÁLVULA SOLENOIDE DE ENGARCE Y VÁLVULA DE TRANSFERENCIA Se encuentran localizadas en el Actuador del YAW DAMPER

La Válvula Solenoide de Engarce es operada directamente si se encuentra presurizado el sistema “B” y al momento de engarzar al YAW DAMPER mediante el interruptor de YAW DAMPER en el tablero de FLT CONTROLS,. y su función es la de dirigir el flujo hidráulico presurizado del sistema “B” a la Válvula de Transferencia.

La Válvula de Transferencia, también montada en el Actuador del YAW DAMPER es operada por señales eléctricas del Acoplador de Guiñada (YDC) para dirigir el fluido hidráulico a los puertos del Actuador, ya sea para extenderlo ó retractarlo, y con ello operar al timón a aproximadamente +/-2 grados, a través de la unidad de potencia del timón (PCU), en forma independiente al movimiento de los pedales.

La válvula de transferencia es una válvula electro-hidráulica que consiste de un motor torque el cual opera a un ensamble selector de puertos para regular el fluido hidráulico a la válvula de control.

TRANSDUCTOR DE POSICIÓN TIPO LVDT El transductor de posición tipo LVDT (transductor de desplazamiento variable tipo lineal), también se encuentra montado en el Actuador de YAW DAMPER y su función es el de proporcionar al Acoplador de Guiñada (YDC) la posición del Actuador, en la forma de un voltaje de retro-alimentación.

FIGURA 11. YAW DAMPER POWER CONTROL UNIT



FIGURA 12. LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL SISTEMA YAW DAMPER



PREPARACIÓN DE LA PRUEBA DE INSTALACIÓN DEL SISTEMA YAW DAMPER

1. Proporcionar energía eléctrica al avión y energizar al tablero central de cargas P6 y P18.

2. Energizar los sistemas hidráulicos A y B y asegurarse que los paquetes FLT CONTROL A y B estén puestos.

3. Asegúrense que los ruptores correspondientes estén puestos.

NOTA

Si no hay datos de entrada en 5 minutos, la pantalla del YDC BITE se apagará.

Un mensaje de falla de “LRRA 2 FAULT” es normal si el sistema 2 de Radio-altímetro no está instalado ó alimentado eléctricamente.

FIGURA 13. ACOPLADOR DE YAW DAMPER



CONFIGURACION DEL YAW DAMPER Y PRUEBA DEL SISTEMA

1. Presionar el botón de ON/OFF al frente del tablero YDC BITE. Observar el anuncio de ENTER BITE, presionar YES

2. Aparece PLEASE WAIT seguido de EXISTING FAULTS? También prenden luces de A/P DISENGAGED WARNING.

3. Antes de 10 segundos, presionar YES y se muestra anuncio de NO FAULTS. Si el YDC BITE no muestra NO FAULTS, entonces presione la tecla de la flecha descendente hasta mostrarse RESET LATCHES

a. Teclear YES.

b. Cuando se muestre ARE YOU SURE?, teclear otra vez YES; y se muestra RESET IN PROGRESS.

c. Espere 10 segundos y se mostrará letrero NO FAULTS ó EXISTING FAULTS. Para el propósito de esta prueba, es irrelevante si se muestra ó no una falla.

4. Teclear MENU. Se muestra EXISTING FAULTS?

5. Teclear la tecla de la flecha descendente hasta mostrarse GROUND TEST? en la pantalla.

6. Teclear YES y se muestra SELF TEST?.

7. Teclear la tecla de la flecha descendente hasta que se muestre PRGM PIN TEST?

8. Teclear YES y se muestra APL TYPE 100/200? en el tablero.

Nota: La programación de pines deberá ser cambiada si la unidad se instala en otro tipo de avión que no sea 100/200.

9. Teclear YES mostrándose CONFIRM APL seguido de 737-100 ó –200? en el tablero.

10. Presionar YES, y se muestra STORING CONFIG seguido de TEST PASS.

11. Asegurarse que el paquete de FLT CONTROL B esté puesto.

12. Teclear ON/OFF? mostrándose TURN OFF DISPLAY?

13. Teclear YES y esperar 15 segundos y se muestra DISPLAY OFF temporalmente y se apaga la pantalla y también las luces de A/P DISENGAGED.

14. Teclear ON/OFF, observar anuncio de ENTER BITE?

15. En un lapso no mayor a 10 segundos, teclear YES, observar anuncio de PLEASE WAIT seguido de EXISTING FAULTS? Luces de A/P DISENGAGED encendidas.

16. Teclear la flecha de la tecla descendente para seleccionar GROUND TEST?

17. Teclear YES, observar anuncio de SELF TEST?

18. La presencia de un observador de cara al timón para verificar su deflexión en la prueba de Servo-Test

19. Teclear YES. Observar anuncio de WARNING! WARNING!, seguido de EXISTING FAULTS? Luces de A/P DISENGAGED permanecen encendidas.

20. Teclear YES, anuncio de YD ENGA SW ON? en tablero.

21. Engarzar interruptor de Y/D y apaga luz ámbar de YAW DAMPER en 3s.

22. Teclear YES y observar anuncio de TEST IN PROGRESS seguido de TEST PASS después de 70 a 150 segs.

NOTA: Luces de A/P DISENGAGED centellean durante la prueba.

23. Teclear botón de ON/OFF, observar anuncio de TURN OFF DISPLAY?

24. Teclear YES y esperar 15s., DISPLAY OFF es mostrado temporalmente antes de apagarse la pantalla.



22-11 CANAL DE CONTROL DE BANQUEO

PROPÓSITO

El Canal de Control de banqueo (Roll Control Channel ) utiliza las señales del sistema de actitud, del sistema de compás, del sistema de navegación en VHF y de los volantes de control.

Este canal lateral procesa dichas señales y genera una señal de salida hacia la unidad de control de potencia (PCU) del alerón para operar los alerones y los spoilers de vuelo



FIGURA 14. CANAL DE BANQUEO DE PILOTO AUTOMATICO




DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE BANQUEO El Canal de Control de banqueo o lateral utiliza al sistema de Referencia de Actitud como la base de su operación.

El Tablero de Control de Piloto Automático permite el engarce de la palanca de AIL y a su vez la selección del modo de operación.

Durante el modo Manual de operación se utilizan las señales del volante del control ( a través del transductor de fuerza) y además del sistema de compás.El interruptor selector de rumbo permite seleccionar el tipo de referencia del rumbo. En los modos VOR/LOC de operación se combina la señal de curso preseleccionado con las de desviación de radio para permitir que el avión vuele ya sea hacia una radial VOR ó una aproximación ILS.

El indicador APD proporciona una indicación visual de las fases de intersección de captura de los modos VOR/LOC. La programación de ganancia de la señal la realiza la CADC.

El canal de control lateral proporciona una señal a la PCU del alerón. Ambas PCU’s operan los alerones y los spoilers. Cuando el avión está efectuando un banqueo, el canal lateral proporciona una señal seno verso (versine) de nariz arriba hacia el canal de control vertical.



FIGURA 15. DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE BANQUEO



LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES Los componentes del canal del piloto automático se localizan en tres áreas:

1. En la cabina.

2. En el área 41 inferior.

3. En el foso del tren principal



FIGURA 16. LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL CANAL DE CONTROL LATERAL



UNIDAD DE CONTROL MODULAR CANAL DE BANQUEO El canal de control (Roll control channel) lateral contiene varios módulos no reemplazables en línea, los cuales realizan el procesamiento de la señal, la adaptación y las funciones de cómputo requeridas para producir las señales de mando laterales del piloto automático.

En el tablero frontal se tienen el medidor y el interruptor giratorio SELF TEST y además un conjunto de puntos de prueba (TEST POINTS).

Observe que los puntos de prueba localizados al frente de la unidad no están protegidos de tal forma que si se produce un corto circuito en cualquiera de estos puntos se dañará la unidad.



FIGURA 17. UNIDAD DE CONTROL MODULAR CANAL DE BANQUEO



TABLERO DE CONTROL DEL PILOTO AUTOMATICO CANAL DE ROLL El Tablero de Control de Piloto Automático contiene los interruptores para engarzar y seleccionar los modos de operación.

El selector de modos de navegación está cargado a resorte a la posición MAN y se mantiene por solenoide en las demás posiciones.

El interruptor selector de rumbo (HDG SEL) es de 3 posiciones: en su posición central se establece el modo ATT HOLD siempre y cuando el canal lateral se engarce cuando el avión tenga una actitud entre 5° y 32°. En ángulos de banqueo menores a 5° el piloto automático genera una señal de alas niveladas y después HDG HOLD. Las otras 2 posiciones son: NAV y HDG SEL Tiene 2 palancas de engarce para los canales del alerón y elevador y cualquiera de ellos puede ser engarzado primero.

Se requieren que los circuitos de interconexión (interlocks) operen correctamente para liberar a las palancas hacia la posición de ENGAGED.

Dichas palancas se mantienen por solenoide en sus posiciones de engarce siempre y cuando los circuitos de interconexión se mantengan.

El selector de modos de cabeceo es un interruptor de 3 posiciones.

La posición de TURB se utiliza en condiciones de turbulencia.

ALT HOLD se utiliza para mantener una presión barométrica. Este selector de modos está cargado a resorte a la posición OFF si no se mantienen los circuitos de interconexión

NOTA

En aviones B737-219 (NZ) no se tiene el modo de MAN G/S, ni tampoco la perilla selectora de sistema.



FIGURA 18. TABLERO DE CONTROL DE PILOTO AUTOMATICO



INDICADOR DE PROGRESO DE APROXIMACIÓN Muestra los modos de operación del director de vuelo y piloto automático.

La mitad izquierda del indicador se utiliza para el director de vuelo y la mitad derecha para piloto automático. Sí el Interruptor. MASTER DIM AND TEST se coloca en DIM, se tendrá un control automático de la intensidad del indicador cuando cambie el nivel de luz ambiente de la cabina.

LUCES DEL INDICADOR DE PROGRESO DE APROXIMACIÓN PARA EL PILOTO AUTOMATICO NAV

Prende en color verde cuando la unidad de control de modos está en el modo NAV tomando los comandos del GPS de abordo.

ALT HOLD

Prende en color verde durante el modo de ALT HOLD.

HDG SEL

Prende en color verde por selección del modo HDG ó VOR/LOC ó AUTO APP antes de la captura del haz de VOR ó Localizador.

VOR/LOC

Luz ámbar antes de la captura de un haz de radio (VOR/LOC) y cambia a verde después de la captura.

G/S Glide Slope

Esta luz anunciadora es ámbar durante una aproximación o durante el aterrizaje, al tener sintonizada una frecuencia del localizador, antes de capturar el haz de G/S y estar operando en el modo AUTO APP. Esta luz cambia a verde después de la captura del haz de G/S.

G/A Go Around

Este modo no es disponible para el piloto automático solamente para el sistema director de vuelo



FIGURA 19. LUCES DEL INDICADOR DE PROGRESO DE APROXIMACIÓN PARA EL PILOTO AUTOMATICO



INSTALACIÓN DE FUERZA DEL ALERON Una de las partes de este transductor está unido al tambor de cables y el otro al tambor de control.

La fuerza que exista entre los dos tambores se transmite a través del transductor de fuerza.

En caso de una ruptura en el transductor los brazos de conexión engarzarán después de un pequeño desplazamiento y permitirá la operación manual del volante de control.

TRANSDUCTOR DE FUERZA DEL ALERON El Transductor de Fuerza del Alerón se comporta como un resorte, cuando se comprime ó se extiende se desarrolla un voltaje en el transformador en forma de “E”, dicho voltaje es proporcional a la fuerza aplicada.

Antes del engarce del canal lateral cualquier señal que se reciba del volante de control hacia la PCU del alerón pasa a través del transductor de fuerza y produce un voltaje de salida en los extremos del transformador. Cualquier señal de salida que exista en el transductor de fuerza evitará el engarce del canal de control del alerón.

Cuando se engarza el canal del alerón el mecanismo de engarce del alerón evita que la barra de entrada se mueva. Cualquier fuerza que exista en el volante de control comprime ó extiende al transductor de fuerza.

La salida del transformador se utiliza para establecer el modo CWS del canal de control lateral

FIGURA 20. TRANSDUCTOR DE FUERZA DEL ALERON



FIGURA 21. INSTALACIÓN DEL TRANSDUCTOR DE FUERZA DEL ALERON



LIMITADOR DE FUERZA DEL ALERON Cuando no está engarzado el canal del alerón las placas de embrague del limitador de fuerza (LF) están separadas. El LF se mantiene centrado por medio de un resorte de centrado y una leva.

Cuando es engarzado el canal lateral del piloto automático se engarzan las placas del embrague. Dicho engarce se monitorea por medio de un micro-interruptor el cual se activa por el movimiento de las placas.

El Piloto Automático a través de la PCU, opera los cables de control y hace girar la leva del LF. La leva a su vez comprime el resorte centrador hasta que el resorte límite se contrae (24° a 28° de movimiento del volante de control).

Sin embargo el piloto puede comprimir el resorte límite aplicando una fuerza que mueva al volante de control más allá del límite normal de rotación del volante de control.

Lo anterior proporciona un medio para establecer en condiciones de emergencia altas relacione de viraje.



FIGURA 22. LIMITADOR DE FUERZA DEL ALERON



INSTALACION DE LA PCU DEL ALERON Instalada en el foso del tren principal. La PCU “B” colocada arriba de la PCU “A”.

Las PCU’s de los alerones tienen el mismo numero de parte y son intercambiables con las PCU’s de los elevadores.

Las varillas de mando para ambas PCU’s están conectadas por medio de un mecanismo al tubo torque del cuadrante de control de los alerones. Dicho cuadrante se hace girar por medio de cables cuando el volante de control se hace girar (Pilto Automático. no engarzado).

Las PCU’s son actuadores cuyos cuerpos se mueven y cada uno de ellos está conectado a varillas en la flecha del tambor de los alerones. Se tiene control manual de los alerones y el mezclador de spoylers teniendo cualquiera ó ambos PCU’s presurizados.

La entrada de compensación del alerón cambia la posición neutral del cuadrante de control del alerón.



FIGURA 23. INSTALACION DE LA PCU DEL ALERON



POWER CONTROL UNIT DEL ALERON Y DEL ELEVADOR La PCU “B” contiene los siguientes componentes del piloto automático.

Solenoide actuador del (Piloto Automático)

Válvula de Transferencia del piloto automático.

Transductor de posición.

FIGURA 24. PCU’S DEL ALERON Y DEL ELEVADOR

DIAGRAMA DE LA PCU DESENGARZADA Cuando no está engarzado el canal del alerón, el solenoide de Piloto Automático (A/P) y su mecanismo de engarce están aislados de la presión hidráulica.

El resorte de la leva del mecanismo de engarce A/P está extendido para relevar la leva de engarce del control de la PCU por parte del piloto.

Cuando se mueve el volante de control la manivela mueve a la correspondiente manivela interna. El movimiento de ésta última posiciona a la válvula de control principal para permitir que el fluído

hidráulico opere al actuador principal. El tambor del alerón gira para a su vez mover los alerones y los spoylers.

Cuando el actuador principal se mueve hace que se mueva completamente la PCU. Este movimiento hace girar la manivela de entrada externa para reposicionar la válvula de control principal y corta el fluído hidráulico.

Cualquier entrada adicional repite la secuencia anterior.



FIGURA 25. DIAGRAMA DE LA PCU DESENGARZADA



DIAGRAMA DE LA PCU ENGARZADA Cuando el canal de control del alerón es engarzado se aplica fluido hidráulico al mecanismo de engarce A/P y a la válvula selectora A/P.

La presión del fluido hidráulico comprime el resorte de engarce del mecanismo de engarce, haciendo que quede en tensión la leva de engarce.

Cuando el A/P opera la válvula de transferencia, el fluido hidráulico será aplicado a través de la válvula de transferencia y de la válvula selectora A/P para operar el actuador principal. La función del Actuador principal es mover la PCU y el tambor de cables del alerón. La señal del mecanismo seguidor se toma del transductor de posición hacia el canal de control del alerón para cortar el flujo hidráulico hacia la válvula de transferencia.

Cuando el resorte de mecanismo de engarce se comprime la leva de engarce A/P mantiene la manivela de entrada externa fija para permitir que el volante de control se mueva cuando a su vez sea movida la PCU.

El piloto puede sobrepasar la leva de engarce si lo llega a requerir para controlar el avión. Sin embargo debe observarse que el CWS es efectivo cuando el piloto aplica una fuerza al volante de control. La fuerza es detectada por el transductor de fuerza. La salida del transductor se procesa en el canal de control del alerón el cual opera la válvula de transferencia.

Si la fuerza aplicada es mayor que la capacidad del canal de control del alerón, el mecanismo de engarce será liberado y la válvula de control principal será posicionada por el volante de control.

Tanto la válvula de transferencia como la válvula de control principal operan juntas para controlar a los alerones es esta condición.



FIGURA 26. DIAGRAMA DE LA PCU ENGARZADA



OPERACIÓN EN EL MODO MANUAL El Piloto Automático se mantiene desengarzado durante el despegue. Si posteriormente se engarza el canal del alerón, cuando el avión esté efectuando un banqueo de 5° ó más se mantendrá la actitud (ATT HOLD) del avión y mantendrá dicho ángulo de banqueo.

El piloto puede cambiar mediante su volante de control el ángulo de banqueo. Para establecer el modo que permite mantener el rumbo (HDG HOLD) el banqueo del avión deberá reducirse a menos de 5° y liberar la fuerza sobre el volante de control (un segundo después el avión estará en el modo de HDG HOLD).

Si no se desea mantener el rumbo de referencia, al pasar a la posición central el selector de rumbo (HDG OFF) se eliminará la referencia de rumbo y se establecerá el modo ATT HOLD.

Se puede utilizar un rumbo preseleccionado al pasar el selector de rumbo a la posición HDG SEL. Una fuerza de 8 libras aplicada al volante de control causará que el selector de rumbo regrese a su posición central.



FIGURA 27. OPERACIÓN EN EL MODO MANUAL



MODO VOR (TRAYECTORIA DE VUELO) La gráfica que se presenta en la página siguiente demuestra el uso del modo de VOR.



FIGURA 28. MODO VOR (TRAYECTORIA DE VUELO)



APROXIMACIÓN AUTOMATICA (TRAYECTORIA DEL VUELO) La gráfica de la siguiente página demuestra el uso del modo AUTO APP.



FIGURA 29. APROXIMACIÓN AUTOMATICA (TRAYECTORIA DEL VUELO)



DIAGRAMA DEL CANAL DE CONTROL LATERAL El módulo del computador de ROLL es la parte principal del canal de control de ROLL.

El sistema de actitud proporciona una señal de referencia al módulo del computador de ROLL. Las señales de mando reciben del amplificador CWS, del sincronizador de rumbo y del acoplador de la trayectoria lateral.

La señal de salida del computador de ROLL se amplifica por medio de un servo amplificador y se aplica a la válvula de transferencia. La válvula de transferencia controla a la PCU del alerón y en consecuencia a los alerones.La retroalimentación de la posición se obtiene por medio de un transductor interno de la PCU.

El computador de ROLL proporciona una señal seno-verso (versine) al canal de PITCH para incrementar la actitud nariz arriba del avión y así compensar la menor sustentación que se tiene durante el banqueo.

El transductor de fuerza de la columna de control del Capitán proporciona la señal CWS. Esta señal se procesa en el módulo del servo-amplificador y se aplica al mismo y a la computadora de ROLL.

El sistema de compás proporciona 3 señales:

1. Una señal de referencia de rumbo del Giro Direccional (DG) para el modo HDG HOLD.

2. Una señal de error de rumbo, para el modo HDG SEL.

3. Una señal de error de curso del HSI

La señal de referencia del Giro Direccional se utiliza para el modo HDG HOLD.

El error de rumbo se utiliza para un modo de rumbo preseleccionado.

El error de curso se utiliza junto con la señal de desviación de radio en el acoplador de trayectoria lateral. Dicho acoplador se conecta al

computador de ROLL para permitir que el avión adquiera y mantenga un curso de radio.

La programación de ganancia asociada al sistema de aterrizaje por instrumentos se obtiene del canal de PITCH y se manda hacia el canal de control de ROLL. Dicha programación de ganancia atenúa la intensidad de la señal recibida del transmisor del localizador para compensar por la convergencia dl haz del localizador. El control de ganancia como resultado de la velocidad lo realiza la CADC.



FIGURA 30. DIAGRAMA DEL CANAL DE CONTROL LATERAL



LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL LATERAL (ROLL) Los circuitos de interconexión del interruptor de engarce del alerón deberán ser satisfechos para permitir que el interruptor se coloque en la posición de ENGAGED y estas mismas se deben mantener para permitir que el interruptor permanezca en esa posición.

Se observa que la compuerta “C” recibe las siguientes señales:

1. La señal válida del canal de ROLL.

2. La posición OFF del selector de STANDBY

3. Señales válidas de otros sistemas.

Por otro lado se aplican a través de un micro-interruptor (desenergizado) del limitador de fuerza del alerón y de los contactos desenergizados del interruptor de engarce del alerón.

A su vez la señal válida del canal de ROLL se obtiene de la compuerta “B” la cual requiere lo siguiente:

Que el interruptor de desengarce de Piloto Automático no presionado.

Energía de CD hacia el canal de ROLL.

Que esté presente 30VCD en el canal de ROLL

La señal válida de velocidad de la CADC

Que no se detecte una fuerza en el volante de control

Las condiciones de los sistemas asociados se reciben a través de:

1. La señal del giro vertical seleccionado.

2. La señal válida del sistema de compás seleccionado.

3. El interruptor de control de vuelo “B” en la posición de “ON”.

Con el interruptor en la posición de ENGAGED el solenoide del alerón y el limitador de fuerza son energizados y la señal ROLL ENGAGE se producen en el canal de ROLL.

Las condiciones en la parte inferior de la interconexión se modifican y pasan a través del lado energizado del limitador de fuerza hacia un interruptor del circuito ROLL y a través de los contactos del interruptor de engarce.

Dicho interruptor del circuito permite asegurar el desengarce del interruptor de engarce del alerón si la interrupción del circuito de interconexión solamente es momentánea.



FIGURA 31. LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL LATERAL (ROLL)



LUCES DE ALARMA DE PILOTO AUTOMATICO Cuando se aplica energía al tablero de control de P.A., un retardador de 1.5 segundos., evita que el SCR se active durante el tiempo requerido para que los capacitores se carguen.

Después del engarce de cualquiera de los canales (ROLL ó PITCH), los inversores “A” y “B” mandan a tierra los capacitores.

Después del desengarce de cualquiera de los canales, los capacitores volverán nuevamente a cargarse. El SCR se activará momentáneamente y en consecuencia se mantendrá activado.

Con lo anterior se aplicará una tierra al módulo de control intermitente (flasher) por lo cual se activará y causará que las luces de desengarce A/P se activen también en forma intermitente.

Para apagar las luces presione momentáneamente cualquiera de los interruptores de desengarce de Piloto Automático ó cualquiera de las luces intermitentes A/P.

Mediante esto se aplicará una tierra al ánodo del SCR y en consecuencia se desactivará.

Si cualquiera de los interruptores de auto-prueba del P.A. se saca de la posición de OFF, la luz de desengarce A/P enciende en forma permanente.



FIGURA 32. LUCES DE ALARMA DE PILOTO AUTOMATICO



ESQUEMÁTICO LOGICO DEL SELECTOR DE MODOS DE NAVEGACION Cuando las señales lógicas de los sistemas de entrada son válidas, el selector de modos se sostiene eléctricamente por solenoide en las posiciones de VOR/LOC, AUTO APP y MAN GS. La lógica requerida para energizar este solenoide viene de la compuerta J, y es como sigue:

Roll engage

Engarce de Alerones.

Roll Logic VALID

Señal de VALIDEZ del circuito de lógica de banqueo del canal de alerones (compuerta E).

Roll Logic VALID

Requiere de lo siguiente en la posición de VOR/LOC.

NAV MODE select.-

No deberá efectuarse auto-prueba ó transferencia.

ILS + TURB.-

Si se selecciona el modo de Turbulencia, ILS no puede ser utilizado.

OC + Roll CWS OD.-

El volante de control no deberá ser movido después de la captura de curso durante una aproximación. Si AUTO APP ó MAN GS es seleccionado, deberán ser válidos los siguientes parametros:

ILS DC.- Frecuencia seleccionada del localizador local.

PITCH ENG.- Engarce de la palanca de elevadores.

ALT VALID.- de la CADC.

PITCH CWS OD + GS ENG.- La columna de control no deberá ser movida después de la captura de la pendiente de planeo.

El circuito interruptor de modos en la unidad de accesorios de P. A. asegura el regreso del selector de modos a la posición MAN al efectuarse por ejemplo una transferencia de navegadores (interrupción momentánea).



FIGURA 33. ESQUEMÁTICO LOGICO DEL SELECTOR DE MODOS DE NAVEGACION



INTERFASE DE LAS SEÑALES DEL CANAL LATERAL El esquema de la siguiente página muestra los sistemas de navegación y los instrumentos que le proporcionan información al canal de control lateral y además la señal que se proporciona a la PCU del alerón



FIGURA 34. INTERFASE DE LAS SEÑALES DEL CANAL LATERAL



AUTOPRUEBAS DEL COMPUTADOR DEL CANAL DE ROLL Los siguientes pasos deben ser efectuados para realizar la prueba del canal lateral del piloto automático.

1. Desengarce el YAW DAMPER y el Piloto Automático.

2. Bote los ruptores de Radio-altímetro

3. Observe que todos los sistemas asociados al Piloto. Automático deberán estar operativos (CADC, presión hidráulica. “B”, VHF NAV, Ref. Actitud, Compás, etc.

4. Los voltajes al sistema de 115 VAC y 28VDC.

5. Sintonice frecuencia de VOR en tablero VHF NAV 1.

6. Los Flaps deben estar arriba

7. Las pruebas al computador deberán ser efectuadas en secuencia indicada en el MANUAL DE MANTENIMIENTO con el canal de alerones desengarzado

8. Las luces de alarma de desengarce de Piloto Automático. se mantendrán encendidas cuando el interruptor de auto-prueba está fuera de la posición de OFF.

FIGURA 35. AUTOPRUEBAS DEL COMPUTADOR DEL CANAL DE ROLL



PUNTOS DE PRUEBA PARA EL CANAL DE ROLL



FIGURA 36. RESUMEN DE LA OPERACIÓN TIPICA DEL PILOTO AUTOMATICO



22-11 CANAL DE CONTROL DE CABECEO

PROPÓSITO

El Canal de Control de cabeceo (Pitch Control Channel ) recibe señales del sistema de actitud, del sistema de la CADC, del sistema de navegación VHF y de las columnas de control de los pilotos.

El canal de control procesa dichas señales de entrada y genera una señal de salida a la PCU del elevador la cual a su vez opera al elevador.

Del circuito de retroalimentación se obtiene la señal de compensación del estabilizador.



FIGURA 37. CANAL DE CABECEO DE PILOTO AUTOMATICO




DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO El canal de control de PITCH utiliza al sistema de Referencia de Actitud como la base de su operación.

El engarce del elevador (PITCH) y la selección del modo de operación se efectúa en el tablero de control del Piloto Automático.

Durante el modo de operación manual del Piloto Automático las entradas para el canal de PITCH se obtiene de las columnas de control de los pilotos mediante los transductores CWS. Mediante un interruptor selector de cabeceo en el tablero de control se pueden seleccionar el modo para mantener la altitud (ALT HOLD) o el de turbulencia (TURB).

En el modo de ALT HOLD se utiliza una señal de error de altitud de una de las señales de salida de la CADC la cual a su vez proporciona una señal amortiguada en el modo de operación ALT HOLD, el selector de modos de navegación permite efectuar la selección para realizar una aproximación automática, utilizando la señal de desviación GS y la relación de altitud memorizada.

La señal del radio-altímetro se utiliza para atenuar la señal de desviación GS cuando el avión se aproxima a la pista.

La compensación del estabilizador se realiza utilizando la posición del elevador como una señal de compensación. Una señal de mando sostenida sobre el elevador producirá que se active la luz de alarma STAB OUT OF TRIM.



FIGURA 38. DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO



LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES Los componentes del canal de PITCH del Piloto Automático se localizan en tres áreas:

1. En la cabina de control

2. En el compartimiento electrónico.

3. Atrás del domo de presión trasero.



FIGURA 39. LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO



UNIDAD DE CONTROL MODULAR DEL CANAL DE CABECEO Contiene un conjunto de módulos (no reemplazables en línea) los cuales llevan a cabo el proceso de la señal, su adaptación y las funciones de cómputo requeridas para producir las señales de mando en el eje vertical del piloto automático

En la parte frontal de la unidad se tiene un medidor y un interruptor giratorio de auto-prueba y además un conjunto de puntos de prueba los cuales no están protegidos, de tal forma que un corto circuito provocado puede dañar la unidad.



FIGURA 40. UNIDAD DE CONTROL MODULAR DEL CANAL DE CABECEO



TRANSDUCTORES DE FUERZA DE PITCH Se tienen 2 transductores de fuerza de Pitch los cuales proporcionan las señales CWS hacia el canal de control de Pitch. Se localizan en cada uno de los cuadrantes de control delanteros.

Los transductores de fuerza están instalados de tal forma que cuando uno de ellos se extiende el otro se comprime. Esto permite compensar los cambios de temperatura y la diferencia de tensión de los cablesLa excitación para el Transductor del Capitán es de fase opuesta a la del transductor del Primer Oficial. Esto permite que la señal de salida de cada transductor tenga la misma fase. Las 2 señales se suman y su resultante se conecta al canal de Pitch.

Mediante tornillos (shoulder bolts) se mantiene unido el cuadrante al elemento soporte. Esto permite la compresión y la extensión del transductor y proporciona protección en caso de una falla mecánica del transductor de fuerza

INSTALACIÓN DEL TRANSDUCTOR La idea básica de la instalación del transductor de fuerza del elevador es realizar los ajustes al elemento de soporte y al conjunto del cuadrante que permiten extender ó comprimir el transductor.

Se utilizan pernos de reglaje para colocar los tornillos que permiten centrar el cuadrante.

Se requiere una unidad de pruebas para la excitación del transductor de fuerza y para comprobar la posición nula del mismo.

Es esencial seguir el procedimiento detallado que está establecido el Manual del Mantenimiento.

FIGURA 41. INSTALACIÓN DEL TRANSDUCTOR



FIGURA 42. TRANSDUCTORES DE FUERZA DE PITCH



COMPONENTES EN EL CONO DE COLA En el cono de cola del avión se localizan el Power Control Unit “B” del elevador y el sensor de desplazamiento neutral del sistema del Piloto Automático.

Los demás componentes que se muestran son parte del sistema de control de vuelo ó del sistema de compensación por Mach



FIGURA 43. COMPONENTES EN EL CONO DE COLA



INSTALACION DEL SENSOR DE DESPLAZAMIENTO NEUTRAL DEL ELEVADOR El voltaje de este sensor es proporcional al voltaje del transductor de posición del elevador, por lo tanto el voltaje de este último debe ser determinado y multiplicado por el factor 0.707 para determinar el voltaje del sensor de desplazamiento neutral.

Este sensor se instala teniendo al estabilizador en la posición de 3 unidades de compensación. El ajuste burdo se realiza haciendo girar el núcleo del sensor y el ajuste final por medio de la tuerca de ajuste en la barra.

VERIFICACION DEL SENSOR DE DESPLAZAMIENTO NEUTRAL DEL ELEVADOR Se puede efectuar una comprobación colocando el estabilizador en la posición de 3 unidades y midiendo los voltajes al frente del módulo de control de pitch.

El punto de prueba No. 10 conecta el transductor de posición del elevador y el No. 15 al sensor de desplazamiento neutral.



FIGURA 44. INSTALACION DEL SENSOR DE DESPLAZAMIENTO NEUTRAL DEL ELEVADOR



INSTALACION DEL POTENCIOMETRO DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR El potenciómetro de compensación del estabilizador está montado en la parte superior de la Computadora de Sensación (FEEL COMPUTER).

La compensación del Estabilizador está en función de la posición de los elevadores, la limitación del compensador es realizada de forma automática por la señal del potenciómetro de compensación del estabilizador en el canal de PITCH

AJUSTE DEL POTENCIOMETRO DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR

Ajustar el estabilizador a la dimensión “B” (ATA 27 MM) a 0 unidades de compensación y colocar los pernos de reglaje.

El ajuste burdo del potenciómetro se consigue moviendo su cubierta y el ajuste fino, ajustando la longitud de la barra de ajuste.

El valor de la resistencia deberá estar dentro de +- 40 Ώ del valor marcado en su placa de identificación (MM 22-11-101 pag.501)



FIGURA 45. INSTALACION DEL POTENCIOMETRO DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR



LOCALIZACION DEL MOTOR DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR El estabilizador se posiciona por medio de un mecanismo sinfín controlado por un motor eléctrico principal ó por el motor fino del piloto automático

El motor de compensación del piloto automático. es de 2 velocidades y se controla por el canal de PITCH.

Operación en alta velocidad (flaps abajo): compensa una unidad en un tiempo de 4 a 7 segundos.

Operación en baja velocidad (flaps arriba): compensa una unidad en un tiempo de 30 a 40 segundos.

El límite de la carrera del estabilizador se ajusta por medio de los interruptores límite de nariz abajo ó de nariz arriba.

PRECAUCION

En la operación del motor de compensación del estabilizador tome en cuenta las siguientes consideraciones

Cuando el avión esté en tierra el ciclo de trabajo del motor de compensación del piloto automático. se debe limitar a 1 minuto de operación por 9 minutos de descanso con el motor cortado.

Cuando el canal de Pitch está engarzado en tierra, bote los ruptores “AUTO STAB TRIM” para prevenir un sobrecalentamiento en dicho motor.

INTERRUPTORES DE POSICIÓN FLAPS Se utilizan 2 interruptores de flaps en el sistema de control de PITCH del piloto automatico

S290 (MACH TRIM SW) controla la velocidad del motor cuando los flaps están extendidos (fuera de 0°).

S245 (FLAP UP LIMIT SW) y S290 se utilizan en el circuito lógico de engarce del canal de PITCH

FIGURA 46. MOTOR DE COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR



FIGURA 47. INTERRUPTORES DE POSICIÓN FLAPS



ESQUEMATICO DEL SISTEMA DE COMPENSACION AUTOMATICO El sistema de compensación automática del estabilizador consta de los siguientes componentes:

1. Un motor trifásico (3Ø) de 2 velocidades.

2. Un embrague

3. Un relevador nariz arriba.

4. Un relevador nariz abajo.

5. Un relevador para el cambio de velocidad

Cuando se aplica la señal de mando de nariz arriba mediante el canal de control de PITCH se presentan las siguientes condiciones:

1. Se energiza el relevador de nariz arriba

2. Se aplica energía de CD para activar el embrague.

3. Se aplica energía 3Ǿ de 115 VCA para mover el estabilizador.

Si el canal de PITCH aplica la señal de mando para nariz abajo, se energiza el relevador de nariz abajo (y se libera el relevador de nariz arriba) y el motor y el estabilizador se moverán en sentido contrario.

Si el interruptor de flaps S245 está en la posición de no arriba se energiza el cambio de velocidad y el motor cambia de baja a alta.

Se tiene un interruptor en la consola de cabina para efectuar un corte de emergencia cuando se coloca en la posición de CUTOUT el cual remueve la alimentación eléctrica al motor y abre su circuito de embrague.



FIGURA 48. ESQUEMATICO DEL SISTEMA DE COMPENSACION AUTOMATICO



TABLERO DE CONTROL DEL PILOTO AUTOMATICO CANAL DE PITCH

Las posiciones de los interruptores del tablero de control del piloto automático para la operación del canal de PITCH en el Selector de Modos de Navegación son:

AUTO APP

Para efectuar la captura automática de la pendiente de planeo.

•MAN GS

Para la captura manual de la pendiente de planeo

En el centro del tablero de control del piloto automático, del lado derecho del selector de modos de navegación, se encuentran dos interruptor tipo palanca (ELEV) permite el engarce del canal de PITCH

Al extremo derecho del tablero de control del piloto automático se encuentra el Selector de modos de PITCH con tres posibles posiciones:

TURB

Se selecciona en el modo de turbulencia.

OFF

Desengarza el modo de altitud hola del piloto automático

ALT HOLD

Se selecciona para mantener una altitud barométrica.



FIGURA 49. TABLERO DE CONTROL DEL PILOTO AUTOMATICO CANAL DE PITCH



SISTEMA DE CONTROL DE ACTITUD DE CABECEO (CANAL DE PITCH DESENGARZADO). A continuación se ilustra la secuencia al tener el canal de PITCH desengarzado y aplicar una señal de control a la columna de control de mando.

Al empujar hacia el frente a la columna de control se hace girar el tubo de torsión inferior.

La manivela de entrada de la PCU mueve hacia arriba el brazo de entrada. Las PCU’s se mueven hacia arriba hasta que la manivela de entrada se centre nuevamente. Cuando las PCU’s se mueven hacia arriba los elevadores se deflexionan hacia abajo.

La unidad de centrado y sensación del elevador (feel and centering unit) produce una resistencia al movimiento del cuadrante trasero.

La leva de centrado trabaja contra el resorte y la presión hidráulica. Si se libera la presión sobre la columna de control la leva de centrado hace girar el cuadrante trasero para regresar a los elevadores a su posición neutral.



FIGURA 50. SISTEMA DE CONTROL DE ACTITUD DE CABECEO (CANAL DE PITCH DESENGARZADO)



ENGARCE DEL CANAL DE PITCH (MODO CWS) Cuando se engarza el canal de PITCH la manivela de entrada se centra y se mantiene asegurada mediante el mecanismo de engarce del P. A. dentro de la PCU.

Si se aplica una señal de mando por el canal de control de PITCH a la válvula de transferencia de la PCU “B”, dicha PCU se moverá hacia arriba y hará que baje el elevador. Al mismo tiempo la manivela de entrada de la PCU sube haciendo girar el tubo de torsión inferior, moviendo a la columna de control hacia el frente y también moviendo a las manivelas de entrada de la PCU “A” y asiste a la PCU “B”. La unidad de centrado y sensación del elevador (feel and centering unit) produce una resistencia al movimiento del tubo de torsión inferior. Si el movimiento de la PCU rebasa los límites de la resistencia de la leva, el mecanismo de engarce A/P en la PCU “B” libera la manivela de entrada.

El movimiento de la válvula principal se opone al control de la válvula de transferencia, deteniendo a la PCU. A esta acción se le conoce como liberación de la leva (CAM OUT).

El transductor de posición proporciona una señal de retro-alimentación para detener el movimiento del elevador. Esta señal de retro-alimentación también hace que el elevador regrese a su posición neutral una vez que cumple con la señal de mando inicial.



FIGURA 51. CANAL DE PITCH ENGARZADO



COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR MEDIANTE EL MOTOR PRINCIPAL Cuando se activa en cualquiera de los volantes de control los interruptores de compensación, el motor de compensación eléctrico principal opera el mecanismo de compensación del estabilizador.

El estabilizador a su vez reposiciona la unidad de centrado y de sensación del elevador y de esa forma proporciona una señal de mando a la manivela de entrada de la PCU.

La PCU del elevador se mueve y a su vez recentra la manivela de entrada. Finalmente el elevador se colocará en una nueva posición en forma similar como se describió en el control del mecanismo de desplazamiento mecánico neutral.



FIGURA 52. COMPENSACION DEL ESTABILIZADOR MEDIANTE EL MOTOR PRINCIPAL



COMPENSACIÓN DEL ESTABILIZADOR POR MEDIO DEL PILOTO AUTOMATICO Mediante una señal de control de PITCH se opera el mecanismo del estabilizador por medio del motor de compensación del estabilizador.

El mecanismo de desplazamiento neutral reposiciona la unidad de centrado y de sensación, sin embargo el rodillo saldrá de su posición fija de tal forma que no se podrá mover la manivela de entrada de la PCU.

Finalmente la PCU opera hasta que el transductor de posición del elevador cancela la señal del sensor de desplazamiento neutral.



FIGURA 53. COMPENSACIÓN DEL ESTABILIZADOR POR MEDIO DEL PILOTO AUTOMATICO



DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO El módulo del computador de PITCH es el elemento principal del canal de control de PITCH. El sistema de actitud del avión proporciona una señal de referencia a dicho módulo.

La salida del computador de PITCH se aplica al amplificador de la válvula y después a la PCU “B” del elevador. El computador de PITCH se sincroniza a la posición del sistema de actitud antes del engarce del interruptor ELEV y posteriormente el avión mantiene esta actitud después del engarce. Cualquier cambio de actitud se puede efectuar mediante la columna de control desarrollando una señal en los transductores de fuerza. Esta señal se procesa en el módulo acoplador CWS y se aplica al computador de PITCH para cambiar la actitud del avión.

Se desarrollan señales de retro-alimentación en la PCU del elevador y en el sensor de desplazamiento neutral. Cuando se obtiene una nueva actitud, las señales de retroalimentación se utilizan para regresar los elevadores a su posición neutral. Las señales de retroalimentación también se utilizan para compensar el estabilizador. Si se presenta una señal de mando constante sobre el elevador causará que el monitor active la luz de falla del compensador (STAB OUT OF TRIM).

Durante el modo de ALT HOLD la señal de error de altitud y la de relación de altitud de la CADC son procesadas en el acoplador de trayectoria vertical en donde se aplica a un filtro y también al computador de PITCH.

El computador de PITCH se comporta como un integrador para establecer una nueva altitud del avión como una función del error de altitud y de la relación de altitud Esta señal procesada pasa a través de un filtro y se suma con la señal de salida del computador de PITCH. Finalmente estas señales son aplicadas al amplificador de la válvula para control de la PCU del elevador.

Durante el modo APP la señal de desviación GS y la relación de altitud memorizada se utilizan para mantener al avión en la pendiente de planeo.



FIGURA 54. DIAGRAMA A BLOQUES DEL CANAL DE CONTROL DE CABECEO



LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL DE PITCH Para que el canal de PITCH sea engarzado la compuerta 1 (en el tablero de control) debe ser verdadera y para ello se requiere se deberán satisfacer las condiciones 1 y 2.

1. La compuerta 4 debe ser verdadera. y será verdadera cuando:

Se debe aplicar un voltaje de 115VCA, 400hz al canal de PITCH (monitoreado por los 30VCD).

La señal válida de velocidad de la CADC debe ser verdadera

El circuito de actitud del canal PITCH debe ser sincronizado (trim monitor = 1 en compuerta 2).

El CWS de PITCH debe estar en su posición de retén.

El interruptor de flaps S245, el relevador de cambio de velocidad y el interruptor de compensación por Mach S290 deben formar un interlock correcto.

Después del engarce: La compuerta 2 puede no ser verdadera, sin embargo la compuerta 4 se mantiene en su valor verdadero por medio del voltaje de engarce de CD en la compuerta 3.

La compuerta 1 no será verdadera si se efectúa al mismo tiempo una compensación nariz arriba y una nariz abajo. (cuando la compuerta 1 no es verdadera, la compuerta 4 tampoco será verdadera).

2. El inversor de energía auxiliar no debe estar activado. Cuando el inversor no está activado el relevador R37 (STBY PWR XFR) estará energizado y proporcionará un nivel lógico alto (1) en la terminal 4 del tablero de control de Piloto Automático.



FIGURA 55. LOGICA DE ENGARCE DEL CANAL DE PITCH



MODOS MANUALES PARA ESTABLECER UNA TRAYECTORIA DE VUELO La ilustración de la siguiente página muestra el uso de los canales de PITCH y de ROLL del Piloto Automático.

Para el canal de PITCH se ilustran los siguientes modos de operación:

Despegue: Se efectúa la sincronización de ambos canales.

Engarce del Elevador: Se activa el modo ATT HOLD.

Ascenso: Se opera en el modo CWS.

Nivelado: Se activa el modo ALT HOLD

Asignación de una Nueva altitud: Se regresa automáticamente al modo CWS.



FIGURA 56. MODOS MANUALES PARA ESTABLECER UNA TRAYECTORIA DE VUELO



APROXIMACIÓN AUTOMATICA. La gráfica siguiente demuestra el uso de los modos de operación tanto del localizador (LOC) como el de la pendiente de planeo (GS).



FIGURA 57. APROXIMACIÓN AUTOMATICA



PREPARACION DE LA AUTOPRUEBA DEL COMPUTADOR DE PITCH. Los siguientes pasos deben ser realizados al efectuar la autoprueba del piloto automático:

1. Desengarce de YAW DAMPER y Piloto Automático.

2. Bote ruptor de Radio-altímetro.

3. Compruebe que estén operativos todos los sistemas asociados con la operación normal del YAW DAMPER y del Piloto Automático (la CADC, la presión hidráulica, los receptores de navegación, el giro vertical y el giro direccional).

4. Alimentación 115VAC, 400Hz. Y 28 VCD.

5. Sintonice frecuencia de VOR en el tablero de navegación No.1

6. Compruebe que los Flaps estén arriba.

7. Los pasos para la comprobación de cada canal se deben efectuar en secuencia empezando con el canal respectivo desengarzado y los interruptores de autoprueba en la posición de OFF.

8. Las Luces de alarma de desengarce prendidas si el selector de prueba está fuera de la posición de OFF

PRECAUCION

AL EFECTUAR LA AUTOPRUEBA

No operar por más de 10 segundos al interruptor de prueba de Giro (GYRO TEST) para evitar sobrecalentamiento de las bobinas torque del motor del giroscopio de relación.

Dejar enfriar al menos 1 minuto



FIGURA 58. AUTOPRUEBA PITCH CONTROL CHANNEL



22-21 SISTEMA DE COMPENSACIÓN POR MACH

PROPÓSITO

Este sistema automáticamente compensa la posición longitudinal del avión cuando se alcanzan altos números de Mach.

El avión es como una balanza, el centro de sustentación equivale al punto de apoyo, teniendo el centro de gravedad adelante y balanceado por la presión que se establece sobre el estabilizador.

Cuando el avión se acerca al número de Mach 1, el flujo del aire sobre la raíz del ala alcanza un valor próximo a la velocidad del sonido lo cual produce una zona de turbulencia.

Lo anterior produce una pérdida de sustentación cerca de la raíz del ala y el centro de sustentación se desplaza hacia atrás.

El sistema de compensación por Mach restablece el balance moviendo a su vez la posición del elevador



FIGURA 59. SISTEMA DE COMPENSACIÓN POR MACH




DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM El sistema proporciona un desplazamiento automático de los elevadores como una función del número de Mach cuando la nariz del avión empieza a bajar. La información de Mach, recibida de la CADC, se utiliza por el acoplador de compensación de Mach para generar una señal de mando en la posición del servo de compensación de Mach la cual a su vez se manda al actuador de MACH TRIM.

Dicho actuador cambia la posición del elevador a través de la unidad centradora y de sensación del elevador y de la PCU del '. elevador para mantener la actitud de PITCH correcta. El actuador de MACH TRIM, el cual está unido a la unidad de centrado y de sensación, hace girar esta unidad con respecto al estabilizador. Esta rotación cambia la posición del relevador y a su vez el punto neutral de la columna de control, sin alterar las características de sensación y de fuerza.

Si se engarza el canal de PITCH, el giro de la unidad de centrado y de sensación del elevador reposiciona al sensor de desplazamiento neutral. La señal resultante de este sensor se envía al canal de PITCH del piloto automático en el cual se desarrolla una señal de mando para reposicionar el elevador a una nueva posición neutral.

Si se detecta una falla, el actuador se detiene y se ilumina una luz de alarma.

Un interruptor en el tablero superior P5 se utiliza para realizar una prueba operacional del sistema de compensación por Mach.



FIGURA 60. DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM



LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES Los componentes del sistema son los siguientes:

EL Acoplador MACH TRIM

El Actuador MACH TRIM

La luz MACH TRIM

El Interruptor de prueba

El interruptor S290 controlado por la posición de flaps.



FIGURA 61. LOCALIZACIÓN DE COMPONENTES DEL SISTEMA MACH TRIM



ACTUADOR DE MACH TRIM El actuador de mach trim está unido a la parte superior de la unidad de centrado y de sensación del elevador y además al mecanismo de desplazamiento neutral.

El actuador MACH TRIM consiste de un motor tipo servo, un sensor de posición, topes límites, una caja de engranes, un freno y un brazo actuador.

El actuador tiene un motor monofásico de 115 VCA, 400 Hz que impulsa al tren de engranes, el cual a su vez desplaza el brazo actuador.

El Acoplador MACH TRIM proporciona 28 VCA al mecanismo del freno del actuador para liberar el actuador y permitir su movimiento cuando el actuador está engarzado y operando.

Cuando se aplica la energía al motor y al freno, el movimiento del actuador se limita a las posiciones de totalmente extendido y totalmente retractado tanto por topes límites, mecánicos y eléctricos.

FIGURA 62. ACTUADOR DE MACH TRIM



FIGURA 63. LOCALIZACIÓN DEL ACTUADOR DE MACH TRIM



ACOPLADOR DE MACH TRIM El acoplador de mach trim se utiliza para proporcionar la señal de corrección del elevador hacia el ACTUADOR MACH TRIM.

El ACOPLADOR de MACH TRIM consiste de un chasis que contiene 5 módulos de inserción rápida. Dichos módulos son dos amplificadores generadores, un amplificador monitor, un amplificador de control y la fuente de alimentación.

El chasis de la unidad sirve de base para el acoplador y le proporciona el soporte necesario y la interconexión de los diferentes módulos. La unidad tiene componentes que permiten realizar su auto-prueba y además tiene puntos de prueba. El acoplador contiene circuitos de monitoreo automáticos para desacoplar eléctricamente al actuado e iluminar la luz de alarma en caso de falla en los circuitos electrónicos ó en el actuador.

FIGURA 64. ACOPLADOR DE MACH TRIM

OPERACIÓN DEL SISTEMA MACH TRIM En el diagrama de la siguiente página ilustra la operación de este sistema considerando las siguientes condiciones:

La velocidad está aumentando arriba de 0.715 Mach

El canal de PITCH del A/P no esté engarzado.

El actuador mach trim está completamente extendido a velocidades menores de 0.715 Mach. Cuando la velocidad rebasa este valor la flecha del actuador se retracta, jalando el punto “H” hacia delante ( el punto de pivoteo del actuador con respecto a la unidad de centrado). Esta acción hace girar a la unidad de centrado en sentido opuesto a las manecillas del reloj (CCW) con respecto al punto “C”.

Dentro de esta unidad, la leva se mantiene centrada, de tal forma que su brazo pivotea con la leva en el punto “B” y se mueve hacia el contrario de las manecillas del reloj junto con toda la unidad. Esto provoca que el cuadrante trasero gire haciendo pivotear la manivela de entrada a la PCU en el sentido opuesto a las manecillas del reloj.

Suponiendo que la PCU tiene presión hidráulica se moverá hacia abajo y hará que elevador se mueva hacia arriba. El cuadrante trasero se moverá en sentido opuesto a la columna de control.

El Canal de PITCH de A/P opera en su modo de sincronización. Los cambios en la salida del sensor de desplazamiento neutral y del transductor de posición del elevador no están sincronizados y no tienen ningún efecto en la señal de mando del canal de PITCH, la cual se mantiene en un valor nulo.

Puesto que la leva de la unidad de centrado y de sensación y el rodillo permanecen centrados, la fuerza sentida en la columna será nula

NOTA

Cuando el interruptor test del sistema mach trim se presiona, la secuencia de eventos es exactamente la misma.



FIGURA 65. OPERACIÓN DEL SISTEMA MACH TRIM



COMPENSACIÓN AL ELEVADOR VS MACH La gráfica de la siguiente página ilustra la compensación efectuada en el elevador VS MACH. El sistema de compensación por número de MACH comienza a operar a los elevadores cuando se alcanza 0.715 Mach.

Esta compensación continúa hasta un límite máximo de 0.815 Mach. Las diferencias en compensación por número de Mach en vuelo y en tierra se deben a las cargas que soportan los elevadores. En ambas gráficas el punto de ruptura en 0.78 Mach ocurre por el uso de un segundo amplificador en el Acoplador de Mach Trim.



FIGURA 66. COMPENSACIÓN AL ELEVADOR VS MACH



DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM Una señal de Mach desde la CADC se procesa por el canal de mando del Acoplador MACH TRIM. El detector de la región MACH genera las condiciones lógicas para iniciar la compensación por MACH a una velocidad de 0.715 Mach liberando el freno del actuador.

La señal de mando se amplifica por un servo amplificador y se aplica al motor del actuador. El motor se detiene siempre que la posición del actuador concuerde con la señal de mando.

La señal de mando está limitada a una velocidad máxima de 0.815 Mach en el acoplador MACH TRIM. También interruptores límite en el propio actuador aseguran que la señal de control se interrumpa cuando se alcanzan los límites mecánicos.

Una segunda señal MACH TRIM se procesa en el canal llamado modelo. Se compara en el circuito lógico con la señal de retroalimentación. Si estas dos señales no concuerdan, se activa la luz MACH TRIM FAIL.

Si falla la CADC también produce que se activa la luz MACH TRIM FAIL.

Si los FLAPS se mueven desde la posición totalmente arriba la luz MACH TRIM FAIL se apaga.

El interruptor de prueba MACH TRIM permite simular una señal de MACH mayor a 0.715 Mach. Esto comprueba el sistema y se le indica a la tripulación mediante el movimiento hacia atrás de la columna de control. El circuito lógico también se comprueba y la luz MACH TRIM FAIL enciende.



FIGURA 67. DIAGRAMA A BLOQUES DEL SISTEMA MACH TRIM



INTERRUPTORES DE POSICIÓN DE FLAPS Se utilizan dos interruptores de posición de FLAPS en el sistema de control del piloto automático.

Cuando los FLAPS se mueven de la posición totalmente arriba hacia abajo, el interruptor S245 (FLAPS UP SWICTH) habilita al motor de compensación del estabilizador para cambiar su velocidad de baja a alta.

El interruptor S290 apaga la luz MACH TRIM FAIL cuando los FLAPS no están totalmente arriba.

Ambos interruptores (S245 y S290) se utilizan en el circuito lógico de engarce del canal de PITCH



FIGURA 68. INTERRUPTORES DE POSICIÓN DE FLAPS



PRUEBA DEL SISTEMA MACH TRIM EN CABINA CONDICIONES:

Todos los sistemas asociados energizados.

Conectada la señal válida de la CADC.

Energía hidráulica aplicada a los controles de vuelo.

Flaps arriba.

Interruptor de auto-prueba del Acoplador en OFF.

Luz MACH TRIM FAIL en P5 apagada.

SECUENCIA DE PRUEBA:

Presione el interruptor de prueba MACH TRIM y sosténgalo durante 15 segundos.

Se aplica energía de CD para activar el FF-1 y energizar el relevador K2.

Se aplica un voltaje de prueba de CA al canal de mando para activar el actuador. Esto produce que la columna de control se mueva hacia atrás.

La señal de retroalimentación no es igual a la salida del canal modelo y por lo tanto el comparador causará que el relevador de la luz de alarma se desenergice, activando en consecuencia las luces de alarma.

Después de soltar el interruptor de prueba, el sistema se sincroniza y la columna regresa a su posición original. La luz de alarma se apaga, el FF-1 mantiene energizado el relevador hasta que la comparación es correcta, durante 3 segundos, para asegurar una sincronización completa.



FIGURA 69. PRUEBA DEL SISTEMA MACH TRIM EN CABINA



PREPARACIÓN DE LA PRUEBA DE ACUERDO AL MANUAL DE OPERACIONES:

Bombas Hid. “B” .................... PUESTAS

Flight controls switches............ PUESTOS

Flaps......................................... ARRIBA

Autopilot............................. DESENGARZADO

Mach Trim Fail Light...................APAGADA

PRUEBA DE ACUERDO AL MANUAL DE OPERACIONES:

MACH TRIM TEST SW. MANTENER OPRIMIDO 10 SEGS.

Observe que la luz de MACH TRIM FAIL se ilumine y que la columna de control se retracte hacia atrás una pulgada.

Al momento de soltar el interruptor, observe que la columna se reposiciona y que la luz apague.



FIGURA 70. PRUEBA DEL SISTEMA MACH TRIM


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