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sistemas de PC-12

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by Gabriel Galvn Daz on 18 January 2013

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Transcript of sistemas de PC-12

Manual Mode
The ECS control switch is set to MAN. This makes the TEMPERATURE switch operate the control valve. The cabin temperature indicator shows the temperature in the flight compartment.
When the TEMPERATURE switch is set to HOT the control valve operates to increase the quantity of hot bleed-air that goes into the distribution system. When the switch is released it goes to MAN and the control valve stays in the set position.
When the TEMPERATURE switch is set to COLD the control valve operates to decrease the quantity of hot bleed-air that goes into the distribution system. When the switch is released it goes to MAN and the control valve stays in the set position. Pre SB 21-001. The two solenoid valves. Solenoid valve 1 closes and solenoid valve 2 opens. This removes the low pressure from the outflow valve controller and decreases the reference pressure in the control chamber of the safety valve.
Post SB 21-001 and MSN 141-999. The solenoid valve. The solenoid valve opens. This decreases the reference pressure in the control chamber of the safety valve.
The cabin pressure becomes more than the reference pressure and the poppet valve return spring. The safety valve poppet valve opens and makes sure that the cabin pressure is the same as the atmospheric pressure without reference to the position of the outflow valve. Aircraft Descent
When the aircraft descends the cabin altitude is set to a lower altitude. This expands the absolute bellows and closes the reference pressure metering-valve. The cabin pressure increases until the difference between the cabin pressure and the reference pressure is correct. The reference pressure metering-valve opens as necessary to keep the pressure difference correct.
Negative Differential Control
If the aircraft descends too quickly, the atmospheric pressure on the inner diaphragms of the outflow valve and the safety valve becomes more than the reference pressure and the force of the poppet valve return-spring. The atmospheric pressure opens the poppet valves and lets air at atmospheric pressure flow into the aircraft until the cabin pressure is approximately the same as the atmospheric pressure.
Aircraft Landing
When the aircraft lands, the cabin altitude is set to approximately 500 ft (152 m) above the local ground level. This expands the absolute bellows and closes the reference pressure metering-valve. The cabin pressure increases until the difference between the cabin pressure and the reference pressure is correct. The reference pressure metering-valve opens as necessary to keep the pressure difference correct.
When the condition lever is set to GROUND IDLE, 28 VDC is supplied through the left weight-on-wheels relay to: If the outflow valve controller is set to a cabin altitude that is more than the altitude of the aircraft the absolute bellows are compressed by the air at cabin pressure that is in the cabin pressure chamber. This keeps the reference pressure metering-valve open and the air at cabin pressure flows into the reference pressure chamber through the cabin pressure inlet 2 and into the low pressure line. This causes an air pressure in the reference pressure chamber that is less than the cabin pressure.
The flow of air into the controller through the cabin pressure inlet 2 also goes into the rate pressure chamber. The flow into the rate pressure chamber is controlled by the rate control valve. This causes a pressure difference on each side of the rate diaphragm which closes the reference pressure metering valve until there is no pressure difference between each side of the diaphragm. The reference pressure metering-valve then opens again and the pressure in the reference pressure chamber decreases until the pressure difference on each side of the diaphragm closes the reference pressure metering-valve again. This makes the reference chamber pressure decrease at the same rate as the rate chamber pressure.
Adjustment of the rate control valve increases or decreases the flow of the air at cabin pressure into the rate chamber and thus the rate-of-change of the reference chamber pressure. PRESSURIZATION CONTROL
General
The pressurization control system controls the rate of exhaust of the air that the temperature conditioning system supplies for ventilation of the flight compartment and the passenger compartment. It keeps the air (cabin) pressure in the flight compartment and passenger compartment between safe limits for the passengers and crew, and the aircraft structure. The pressurization control system has these components:
–   An outflow valve
–   A safety valve
–   An outflow valve controller
–   A manual control valve
–   A solenoid valve - MSN 141-999 and Post SB 21-001
–   A jet ejector
–   An auxiliary volume tank
–   A check valve
–   An ECS DUMP/AUTO switch
–   A maximum differential-pressure switch
–   A maximum cabin-altitude switch
–   A cabin rate-of-climb indicator
–   A pressure differential and cabin altitude indicator The Distribution System
The distribution system sends air into the flight compartment through floor, body level and overhead outlets and into the passenger compartment through floor and overhead outlets.
The distribution system has these components:

–   A firewall shut-off valve (parte inferior derecha cuaderna 10)
– An emergency ram-air scoop (parte inferior derecha entre la cuaderna 13 y 14)
–  A non-return valve (cuaderna 15 entre el emergency ram-air scoop y the plenum chamber).
–  A plenum chamber (bajo el piso del compartimiento de vuelo entre la cuaderna 15 y 16)
–  Ducting (entrela estructura y el panel de compensación)
–  Flight compartment outlets
–  Passenger compartment outlets
– A recirculation system (aircraft without a vapour cooling system installed) Manual Trim Operation
When the trim engage trigger switch is pushed, a 28 VDC supply is connected to the trim switch. At the same time, it connects a 28 VDC supply from the autopilot system to the ‘manual trim mode’ signal pin on the autopilot FCC, to disconnect the autopilot.
When the trim switch is pushed and held to the UP or DN position, 28 VDC energizes the ‘up’ trim relay (K22) or the ‘down’ trim relay (K21).
MSN 101-260
–   When the ‘down’ trim relay (K21) is energized, a 28 VDC supply goes through the contacts of the trim-interrupt relay K3 and the ‘down’ trim relay (K21) to the main motor of the horizontal stabilizer trim actuator. The return from the trim actuator goes through a second set of contacts of the ‘down’ trim relay (K21) to ground.
–   When the ‘up’ trim relay (K22) is energized, a 28 VDC supply goes through the contacts of the trim-interrupt relay K3, the (de-energized) ‘down’ trim relay (K21) and the (energized) ‘up’ trim relay (K22) to the main motor of the horizontal stabilizer trim actuator. The return from the trim actuator goes through a second set of contacts of the ‘up’ trim relay (K22) and the ‘down’ trim relay (K21) to ground. RUDDER TRIM
The rudder trim system is used to make small changes to the aircraft direction (yaw) in flight. This lets the aircraft fly straight with no input from the rudder pedals.
The rudder trim system has:
–   A rudder trim switch
–   A trim interrupt switch
–   A rudder trim actuator
–   A triple trim indicator. When one rudder pedal is pushed the pedal arm turns which causes the torque tube to turn. The second rudder pedal moves in the opposite direction. The other rudder pedals operate in the same direction because of the connecting rod between the two torque tubes.
The pilot torque tube turns the bellcrank and moves the cable system which turns the rudder to the left when the left pedal is pushed forward, and to the right when the right pedal is pushed forward.
Movement of the pedals and bellcrank causes the nose wheel steering system to operate. If the Nose Landing Gear (NLG) is extended the nosewheel will turn. If the aircraft is in the air and the landing gear is retracted the mechanism of the nose wheel steering absorbs the movement of the bellcrank.
An input from the autopilot yaw servo makes the rudder cables move without an input from the rudder pedals. This makes the rudder and the pedals move.
MSN 684-999. When the rudder system is operated the aileron/rudder connection system moves the aileron cables and the ailerons. This makes the aircraft more stable in a turn. Aileron/Rudder Interconnection System
The aileron/rudder interconnection system operates when the flaps start to extend to move the rudder at the same time as the aileron is operated. The more the flaps are extended, the larger the movement of the rudder when the aileron operates. This decreases the quantity of input necessary from the rudder system at low airspeeds.
When the flaps extend, the bowden-type cable moves the operating lever of the interconnection system and starts to lift the shaft in the inner part into the outer part of the locking mechanism. As the selected flap position increases the shaft moves up until, with the flaps fully extended to 40°, the bolt on the shaft is at the top of the slot.
When the bolt is in the slot, movement of the ailerons is transmitted through the spring cylinder to the locking mechanism which moves the rudder cables and the rudder.
Because the slot in the outer part has a taper, the quantity of movement of the cable segment necessary to move the rudder changes with the position of the bolt in the slot. The less the flaps are extended, the less the bolt is lifted into the slot. This makes more movement of the cable segment necessary to move the rudder. CONTROLES DE VUELO Las puertas cierran mecánicamente cuando la retracción del ensamble de tren de nariz contacte la orquilla.
Indicación
La indicación de posicion de tren de nariz arriba o abajo es proporcionada por interruptores de aproximación. Estos interruptores tipo electro/magnéticos requieren energía eléctrica para activar el interruptor (magnético) y un metal (punto de referencia) cerca al interruptor (cierre de proximidad) para indicar “cerrado”. El interruptor de proximidad esta localizado en el compartimiento del tren de nariz. La puerta izquierda, cuando retracta dará el “punto de referencia” para la indicación de tren arriba. La parte media de el brazo de barra de dirección tiene un “punto de referencia” sujeto a este dará la indicación de tren abajo cuendo este completamente extendido. Sistema aire/tierra
Sujeto a cada tren principal, en la parte superior de la pierna, arriba del punto de pivote trasero, esta un interruptor de proximidad llamado como interruptor “weight on wheels” (WOW). Cada interruptor WOW proporciona una indicación independiente de tren en tierra (weight ON) o vuelo (weight OFF) a su relevador asociado. El relevador LH y RH a su vez controla la activación y des-activación de varios sistemas de la aeronave sobre la base de la posicion del tren principal. Cada interruptor es actuado abierto y cerrado por un “punto de referencia” el cual es sujetado al punto de pivote de la union trasera. Durante operaciones de tierra cuando el peso esta sobre las ruedas, los interruptores son normalmente cerrados y proporcionan una señal GND a los relevadores. En vuelo los interruptores son normalmente abiertos y proporcionan una señal AIR a los relevadores. Tren de aterrizaje principal (MLG)
Es tipo enlace con un montante y una rueda exterior. El MLG retracta hacia adentro y tiene una puerta exterior.
El MLG y puertas tienen estos componentes:
Dos piernas
Dos amortiguadores
Dos puertas

Operación

Tren de aterrizaje
Cuando el tren de aterrizaje retracta y extiende, las puertas se mueven con las piernas. Las piernas retractan hacia adentro dentro de los compartimientos del MLG en las alas. Cuando el tren esta completamente extendido la puerta exterior solo cubre la pierna mientras que la rueda queda completamente expuesta. Sellos son instalados en el alojamiento de la rueda principal y la puerta exterior para asegurar que restos de aire no puedan entrar al alojamiento del tren (alrededor de la rueda principal) cuando el tren es extendido. El sistema da una salida al CAWS. Este controla la leyenda de aviso PROP DEICE y la leyenda de precaución DEICE. Una salida de 28 VDC al relevador modo pusher ice cuando el interruptor DE ICING PROP es colocado en ON. Esto es usado para poner la computadora hélice en operación en modo de hielo cuando el sistema de separación inercial es colocado en OPEN. Protección de sobre-temperatura
Si la temperatura del parabrisas es mas de 60 ºC los sensores de temperatura dan una señal al controlador relacionado. El controlador desconecta el suministro de potencia a el elemento calentador. Cuando la temperatura es menor de 60 ºC los sensores de temperatura dan una señal al controlador el cual conecta el suministro de potencia al elemento calentador. NOTA: hay una mayor perdida de presión y decremento en la recuperación del aire de impacto en la entrada de aire del motor cuando la puerta esta abierta. El rendimiento del motor disminuye por lo tanto.
El filtro recoge las partículas de hielo que no salen de la puerta. Una capa de hielo se forma en el filtro. Esto bloquea el flujo de aire através del filtro, el cual detiene el hielo entrar al ducto de entrada. Aire sigue fluyendo hacia el motor por conducto de la zona de la toma de aire que el filtro no cubre.
Cuando el interruptor DE ICING - INERT SEP pasa a CLOSED se extiende el actuador y las puertas cierran. Esto asegura que el aviso INERT SEP en el CAWS apague. Al mismo tiempo el relevador modo pusher ice se des-energiza. Esto desconecta el circuito a tierra de la computadora de hélice para regresar en modo de operación normal. SISTEMA ANTI-HIELO TOMA DE AIRE
Este sistema previene la formacion de hielo en el labio de la toma de aire y asegura que las particulas de hielo solido no pasen a la toma de aire de el motor. El sistema cuenta con estos componentes:
Sistema anti-hielo en el labio de la toma de aire
Sistema separador inercial B. interruptor DE-ICING BOOTS colocado en 3 min (ciclos de 3 min)
Cuando el interruptor DE-ICING BOOTS es colocado en 3 min la leyenda verde DE ICE BOOTS en el CAWS enciende y el timer energiza cada solenoide en las válvulas de control de flujo por 8 segundos. Estos solenoides son energizados en esta secuencia:
Estabilizador horizontal
Alas interior inferior
Alas interior superior
Alas exterior inferior
Alas exterior superior
Cuando los solenoides en las válvulas de control de flujo se energizan la purga de aire va a las estructuras de goma. Las estructuras de goma inflan y remueven hielo de los bordes principales de las alas y estabilizador. Después de 8 segundos cada solenoide es des-energizado. Las válvulas de control de flujo cierran y las estructuras de goma se des-inflan. El timer se detiene por 140 segundos y luego inicia la secuencia nuevamente. El sistema anti-hielo a superficies utiliza estructuras de goma anti-hielo para remover hielo que se reúne en los principales bordes de las alas y estabilizador horizontal. El sistema cuenta con estos componentes:

4 estructuras de goma anti-hielo ala
2 estructuras de goma anti-hielo estabilizador horizontal
5 válvulas de control de flujo impulsor
Un separador de agua
5 interruptores de presión
Un regulador de presión
Un interruptor DE-ICING BOOTS
UN TIMER Operación del tren de aterrizaje hace que la presión del sistema hidráulico decremento. Esto hace que el sistema de interruptor de presión opere y el relevador de potencia hidráulica energice. Esto arrancara el motor DC y la bomba operara.
La bomba hidráulica operara hasta que la operación del tren de aterrizaje este completa y el sistema de presión hidráulica este entre 2725 y 2825. El interruptor de presión del sistema operara y des-energizara el relevador de potencia hidráulica. Esto detendrá el motor DC. Operación normal

Cuando la aeronave esta en tierra, el motor cortado y el sistema eléctrico energizado de 28 VDC es suministrado através del relevador de arranque al relevador de potencia hidráulica. Por que no hay presión de aceite, el interruptor de presión de aceite en el motor no operara para cerrar el circuito eléctrico a el interruptor del sistema de presión y al relevador de potencia hidráulica. El interruptor de baja presión operara y la leyenda HYDR en el CAWS encenderá si el sistema de presión es menor de 1800 psi (124 bar).
Durante el arranque del motor el relevador de arranque desconecta los 28 VDC suministrados al relevador de potencia hidráulica. Cuando hay suficiente presión de aceite del motor el interruptor de presión de aceite operara y cerrara el circuito eléctrico al sistema interruptor de presión y al relevador de potencia eléctrica. Cuando el motor arranca esto completa el relevador de arranque conectando los 28 VDC suministrando al relevador de potencia hidráulica. Operación

Cuando el pin de seguridad es removido y la palanca del mecanismo de operación es movida la válvula abre. La presión en el cilindro presiona el agente extintor fuera del cilindro a través de la válvula y la alarma de descarga. El agente continua saliendo del cilindro hasta que la palanca es liberada o el cilindro esta vacío Operación

El sistema de detención monitorea la temperatura alrededor del motor. Si el exterior del motor llega a ser demasiado caliente o fuego la presión del gas en el avisador de incendios incrementa. El incremento en la presión da pie al interruptor en el detector fuego/superior a operar, el detector envía una señal al CAWS y la leyenda de advertencia ENG FIRE encenderá. Una salida de voz FIRE FIRE FIRE se escuchara.
Si hay un decremento en la presión del gas del avisador de incendios el detector envía una señal a el CAWS y la leyenda de precaución FIRE DETECT encenderá.
Cuando el interruptor ELECTRIC TESTS FIRE es presionado a la posición FIRE, el sistema continuamente se esta probando. El sistema es serviceable cuando la leyenda CAWS ENG FIRE y FIRE DETECT llegue a encender. Sistema e detección de fuego panel superior

Este sistema da una señal de alarma cuando el exterior del motor es demasiado caliente o por fuego. El sistema tiene estos componentes:
Detector de fuego/superior
Un avisador de incendios
Un interruptor de prueba de fuego
El sistema da una salida a la (CAWS) El sistema de hélice recibe entradas de:
Sistema de hielo hélice
Los controles de motor
El sistema de hélice envía saludas a:
El sistema de control y combustible del motor
El sistema de instrumentos del motor (EIS)
La Central Advisory and Warning System (CAWS) El suministro de aceite del motor es contenido en untanque de aceite el cual forma la seccion posterior de la cubierta de entrada del compresor. Tiene una capacidad total de 2.5 gal y es porprcionado con un cargador, un indicador de nivle de aceite, y un indicador de nivel de aceite electronico.
Combustible suministrado al motor de una fuente externa es presurizado por una bomba de combustible impulsada por motor y el flujo al manifold de combustible es controlado por el FCU.
La turbina de potencia impulsa una helice atraves de dos etapas de la caja de engranes reduccion planetaria ubicados alfrente del motor. La caja de engranes incorpora un tacometro integral el cual es proporciona para indicacion de potencia del motor. Un chip detector esta instalado en la parte posterior de la caja de engranes.
La instalacion inversa de la helice normalmente incluye un impulsor hidraulico que es controlado por un governador de helice, el cual combina las funciones normales de una unidad de velocidad constante (CSU), una valvula inversa y un gobernador de turbina de potencia Nf . Algunas instalaciones pueden ser impulsores actuadores dobles. Combustibles es inyectado a la cámara de combustión através de 14 boquillas duplex conforme a velocidad de arranque y suministra por un manifold dual consistiendo de tubos de transferencia primarios y secundarios y adaptadores. La mezcla aire combustible es quemada por bujías las cuales sobresalen. Los gases expandidos resultantes pasan a la zona de ductos de escape y pasa a los alabes estatores de turbina compresor de una sola etapa . Los alabes estatores aseguran que la expansión de gases golpeen en los alabes de turbina a el ángulo correcto, con un mínimo de perdida de energía. Los gases expandidos todavía son después dirigidos adelante a la sección de turbina de potencia.
Dos etapas de turbina de potencia, consisten de una primera etapa estator y turbina y la inter etapa estator y turbina, impulsan el eje de la hélice vía la reducción de la caja de engranes. Drenes de motor
El multiple dren del motor esta en la cubierta inferior adyacente al compartimiento del tren de nariz. Fluidos no deseados son enviados fuera de estas areas:
El sello arranque/generador cavidad dren
La bomba de combustible de alta presion y el FCU
La bomba principal impulsada por motor
El sello generador 2 cavidad dren
El respiradero del tanque de aceite
Valvulas de dren de combustible de la cubierta generador de gas
Derramamiento del tanque colector. La planta de potencia tiene estos componentes:
Un motor de turbina PT6A-67B Pratt and Whitney of Canada (P&WC)
5 cubiertas de motor
Protecciones para fuego
Una entrada de aire
Una cámara de admisión
Drenes de motor PLANTA DE POTENCIA Alarma de nivel bajo
En cada ala, los dos interruptores nivel-bajo estan conectados en serie para dar una correcta indicación cuando la aeronave esta en el aire y el sistema de flujo motriz llena a los tanques colectores, y cuando la aeronave esta en tierra y el sistema de combustible no esta presurizado. Cuando la cantidad de combustible en los tanques llega a ser menor de 19.82 gal (75 l) el interruptor de bajo nivel opera. Esto causa que la luz de precaución L FUEL LOW o R FUEL LOW en el panel CAWS llegue a encender.
–  An Engine Driven Pump (EDP) (instalada en la caja de accesorios del motor)
–  Two booster pumps (instaladas en cada tanque colector)
–  Two booster pump switches (instalados en el panel de instrumentos principal
izquierdo de dos posiciones ON/AUTO identificados como FUEL PUMP LH and FUEL PUMP RH)
– Two booster pump relays (alimentan las bombas eléctricas para q enciendan las lucesL FUEL PUMP and the R FUEL PUMP)
–   A low pressure switch (instalado a la salida del separador de aire) controla el relevador de tiempo de retardo de baja presión y la luz FUEL PRESS cierra a 2 psi y abre 3.48 psi.
–   A low-pressure time-delay relay. Conecta 28 VDC a los relevadores de las bombas eléctricas cuando el interruptor de baja presión opera y la condición de la palanca no este en la posición de CUT/OFF o el interruptor de STARTER este en la posición ON. Hay 10 segundos en la unidad de retardo. Esto detiene rápidamente la operación on y off de la bomba eléctrica debido a los cambios cortos en la presión del sistema de combustible. SISTEMA DE DISTRIBUCION
El sistema de distribución mueve el combustible del tanque colector al motor. También envía combustible no usado por el motor regresa a los tanques principales y mueve el combustible de los tanques principales a los tanques colector.
El sistema de distribución tiene los siguientes componentes:
– Two jet pumps transferencia (instalada en la parte mas baja del compartimiento posterior de cada tanque principal)
–   Two jet pumps de distribución (instalada en cada tanque colector)
–   A maintenance shut-off valve (instalada en la parte inferior izquierda frontal del fuselaje).
–   A fuel filter- 8 psi (instalada en la parte inferior izquierda frontal del fuselaje).
–  An air separator (instalada en la parte inferior izquierda frontal del fuselaje).
–   Non-return valves
–  A firewall shut-off valve (instalada en la parte inferior izquierda frontal del fuselaje detrás del tapa fuegos del motor). COMBUSTIBLE DISTRIBUCION DE CARGA
El sistema de distribución de carga controla el suministro de potencia AC y DC a todos los sistemas en la aeronave que usan energía eléctrica. Los componentes para el sistema de distribución de carga dependen de la configuración del sistema.
Los componentes de distribución de carga incluyen:
A GENERATOR 1 BUS
A GENERATOR 2 BUS
A BATTERY BUS
A powerline
A battery direct bus
A cross-tie bus
A NON ESSENTIAL BUS
An AVIONIC 1 BUS
An AVIONIC 2 BUS
A 26 VAC BUS
A STANDBY BUS
An EPS POWER bus
A 12 VDC auxiliary power bus
A front right circuit breaker panel
A front left circuit breaker panel
A rear right circuit breaker panel
A rear left circuit breaker panel. El sistema suministra 28 VDC a todas las barras BUS DC de el sistema de distribución de carga.
Estas son las fuentes de potencia eléctrica de DC:
La fuente primaria es el generador de arranque
La fuente secundaria es el generador 2
El circuito de batería suministra potencia eléctrica DC para el sistema que arranca el motor
El sistema de potencia-eléctrica de reserva
El sistema de suministro de potencia de emergencia (EPS), si esta instalado.
Cuando la aeronave esta sobre el terreno, la fuente de potencia-eléctrica externa, suministra la potencia eléctrica DC.
La unidad de display en el Engine Instrument System (EIS), muestra el voltaje DC y carga.
El sistema envía unas señales de alarma a la Central Advisory and Warning System (CAWS). Otros componentes de generacion DC (no instalados en todas las aeronaves) incluyen
Una segunda bateria de 24 VDC, con un segundo relevador de bateria y un sensor de circuito.
Una STANDBY BUS, con un relevador de standby bus y dos ruptores de circuito para la entrada de potencia standby (uno para la fuente de suministro normal y uno para la fuente de suministro de emergencia)
Un suministro de potencia de emergencia, con dos relevadores EPS y un interruptor ARMED/TEST
Un convertidor DC a DC, para suministrar 12 VDC de potencia auxiliar para conexiones en la cabina para uso de pasajeros. Operación (con inversores tipo estático).

La BATTERY BUS suministra al inversor 1 con 28 VDC através del ruptor de circuito INV 1 CB241. Cuando el interruptor INV en la EPMP se coloca en BAT, el pin on/off del inversor estático 1 esta conectado a tierra. Esta posición del inversor 1 a on, la cual da una salida de 26 VAC a la AC BUS 26V através de los contactos de el (desenergizado) relevador inversor maestro K241.La línea común AC del inversor del inversor 1 pasa también por los contactos del relevador inversor maestro a tierra.

La GENERATOR 1 BUS suministra al inversor 2 con 28 VDC através del ruptor de circuito INV 2 CB242. Solo suministra la energía para energizar la bobina del relevador inversor maestro. Cuando el interruptor INV en el EPMP es colocado en GEN:
Desconecta al pin on/off del inversor estático 1 de tierra, el cual coloca el inversor 1 a OFF
Conecta la bobina energizada del relevador inversor maestro K241 a tierra, la cual energiza el relevador SISTEMA ELECTRICO LEVANTAMIENTO Y APUNTALAMIENTO ACCESOS DE ABASTECIMIENTO ZONAS DE LA AERONAVE
La aeronave se divide dentro de zonas que pueden ser usadas para dar la ubicación de las áreas o componentes. Las áreas mas grandes de la aeronave son las zonas primarias. Cada zona primaria esta dividida dentro de áreas mas pequeñas que son las zonas secundarias. Los paneles en una zona secundaria toman el numero de esta zona. El fuselaje del PILATUS se conforma por cuantos mamparos.

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43 PARTES ESTRUCTURALES
Los mamparos en el fuselaje y las costillas en las alas y los estabilizadores vertical y horizontal son definidos por números para hacer la ubicación de estructura y componentes mas fácil.
El primer mamparo del fuselaje es el mamparo 10, el mamparo de presión frontal y el ultimo mamparo es el mamparo 43.
La primera costilla de cada ala es costilla 1, en la raíz del ala, y la ultima es la 20, al final del ala. Una punta de ala esta instalada al exterior de esta costilla.
La primera costilla del estabilizador vertical es la1, en la parte inferior y la ultima costilla es la 6, en la parte superior.
Las costillas del estabilizador horizontal son medidas en milímetros desde su centro, costilla cero. Las ultimas costillas del estabilizador horizontal son costillas 2269, en cada punta. La medida del terreno a la parte superior del estabilizador horizontal es correcta cuando_____________.

cuando la aeronave esta fuera de tierra.

la aeronave esta sobre el terreno, los tanques de combustible vacíos y una persona esta en el compartimiento de vuelo. Undertemperature Protection
In automatic mode the duct sensor monitors the temperature in the bleed-air duct. If the temperature is less than 2° C the duct sensor makes sure the control valve does not let more cold air go into the distribution system. The cabin temperature does not decrease and the control valve operates to the minimum duct temperature.
There is no undertemperature protection during manual mode operation. Long operation with duct temperatures below 0° C will cause ice to collect in the delivery duct. Overtemperature Protection
In automatic mode the duct sensor monitors the temperature in the bleed-air duct. If the temperature is more than 85° C the duct sensor makes sure the control valve does not let more hot bleed-air go into the distribution system. The cabin temperature does not increase and the control valve operates to the maximum duct temperature.
The duct overtemperature switch monitors the temperature in the bleed-air duct. If the temperature rises above 105° C the overtemperature switch will close the primary shut-off valve. Operation
During engine start the starting control relay disconnects the 28 VDC supply to the temperature control system. When the engine start is complete the starting control relay connects the 28 VDC supply. The temperature control system has two modes:
Automatic Mode
The ECS control switch is set to AUTO. This makes the temperature controller operate the control valve.
The temperature controller compares the temperature that the temperature selector is set to with the temperature that the cabin sensor detects. If they are different it operates the control valve which:
Pre SB 21-003. Mixes the hot and cold air supplies from the bleed-air supply and heat exchanger.
Post SB 21-003 and MSN 181-999. Increases or decreases the amount of bleed-air supply sent to the heat exchanger and the mixing chamber downstream of the heat exchanger.
This gives a bleed-air supply through the distribution system to make the temperature correct. The temperature control system controls the temperature of the air in the flight compartment and the passenger compartment.
The temperature control system has these components:
–   A control valve
–   A temperature controller
–   A TEMPERATURE switch
–   A temperature selector
–   A cabin sensor
–   A duct temperature sensor
–   A temperature sensor
–   A cabin temperature indicator The temperature conditioning system has an air conditioning system and a secondary heating system. The air conditioning system supplies cooled engine bleed-air to the distribution system for the air conditioning and the pressurization of the flight and passenger compartments. The secondary heating system supplies heated air to the distribution system to increase the temperature in the flight and passenger compartments (Pre SB 21-002) or passenger compartment (Post SB 21-002 and MSN 181-320 without a modified auxiliary heating system installed) in cold ambient temperatures. An optional footwarmer (Post SB 21-004) supplies heated air to foot outlets in the flight compartment.
The air conditioning system has these primary components:
–   A non-return valve
–   A P3 pressure switch
–   A High Pressure (HP) flow-control venturi
–   A High Pressure (HP) shut-off valve
–   An overtemperature switch
–   A primary shut-off valve
–   A flow control venturi
–   An overpressure switch
–   A refrigeration unit
–   A water separator
–   A duct overtemperature switch
–   A temperature control latch-relay
–   An ECS control switch Manual Operation
If a failure of the outflow valve controller occurs the manual control valve is used to control the cabin pressure. The manual control valve lets air from the outflow valve control-line go to atmosphere and reduce the reference pressure in the control chamber of the outflow valve. Maximum Differential Control
The differential control valves in the outflow valve and the safety valve operate when one of these conditions occurs:
–   When the aircraft climbs too quickly for the rate-of-change set on the outflow valve controller
–   When the aircraft is at an altitude that makes the difference between the cabin pressure and the atmospheric pressure more than the permitted limit
The reference pressure in the control chambers of the outflow valve and the safety valve becomes more than the static atmospheric pressure and the force of the differential control springs. The differential control valves open and the air at reference pressure flows out of the control chambers to atmosphere.
This decreases the air pressure in the control chambers of the safety valve and the outflow valve to a pressure that is below the cabin pressure. The poppet valves in the outflow valve and the safety valve open and reduce the cabin pressure until it is in limits.
When the cabin pressure is out of limits, the maximum differential switch and/or the maximum altitude switch operate and send a signal to the CAWS. This makes the red CAB PRESS warning on the CAWS display unit come on.
When the cabin pressure is in limits the maximum differential switch and/or the maximum altitude switch operate and remove the signal to the CAWS. This makes the red CAB PRESS warning on the CAWS display unit go off. Aircraft Climb
The cabin altitude set on the outflow valve controller is increased to the necessary height and the rate-of-change is set as necessary. This compresses the absolute bellows and the reference pressure metering-valve opens. The reference pressure changes at the rate set on the rate control valve until the cabin altitude is correct. The absolute bellows expands and closes the reference pressure metering-valve. The pressure in the reference chamber of the outflow valve decreases at the same rate and to the same pressure as the reference chamber in the outflow valve controller. The flow of air into the aircraft from the temperature control system increases the cabin pressure. This increases the difference between the cabin pressure and the reference pressure in the outflow valve controller and the outflow valve control chamber.
When the difference between the cabin pressure and the reference pressure is more than the force of the poppet valve return-spring, the poppet valve in the outflow valve opens. The air at cabin pressure goes to atmosphere and the cabin pressure decrease. When the pressure difference is less than the force of the poppet-valve return spring the poppet valve closes. This makes the cabin pressure change at the same rate as the reference pressure.
When the cabin pressure is correct for the cabin altitude set on the outflow valve controller, the absolute bellows expands to a modulating position. This moves the reference pressure metering-valve towards the closed position which decreases the flow of reference pressure air to decrease the reference pressure rate-of-change. The reference pressure and rate-of-change pressure become the same, thus there is no pressure difference across the rate diaphragm and the absolute bellows directly controls the reference pressure metering-valve. The poppet valve in the outflow valve opens and closes as necessary to keep the set cabin pressure. When the condition lever is set to GROUND IDLE and the engine starts, the 28 VDC supply to the two solenoid valves (Pre SB 21-001 or solenoid valve Post SB 21-001) stays and they keep the same position. Bleed-air is supplied to the jet ejector.
The jet ejector makes low air pressure for the low pressure line. The air pressure in the control chamber of the safety valve decreases because the solenoid valve (No. 2 Pre SB 21-001) is open. The air pressure decreases sufficiently to let the cabin pressure become more than the pressure in the control chamber and the poppet valve return-spring. This causes the poppet valve to open and let the cabin air pressure go to atmosphere. The aircraft stays depressurized.
When the condition lever is set to FLIGHT IDLE, the condition lever switch opens and disconnects the 28 VDC supply from:
Pre SB 21-001. The two solenoid valves. Solenoid valve 1 opens and solenoid valve 2 closes.
Post SB 21-001 and MSN 141-999. The solenoid valve. The solenoid valve closes.
Air at cabin pressure goes into the control chamber of the safety valve through the inlet and the air pressure in the control chamber becomes the same as the cabin pressure. The poppet valve return-spring makes the poppet valve close.
At the same time the low air pressure in the low pressure line decrease the pressure in the reference chamber of the outflow valve controller. Aircraft On The Ground
A) Before Engine Start
When the aircraft is on the ground and the aircraft electrical system is energized, the left weight-on-wheels proximity switch is closed and the left weight-on-wheels relay energizes to the closed position. Because the condition lever is set to CUT-OFF/FEATHER and the ECS DUMP/AUTO switch is set to AUTO, 28 VDC goes through the condition lever switch and the left weight-on-wheels relay to:
The solenoid valve. This keeps the solenoid valve open. Operacion Cool air from the vapour cooling system (if installed) is supplied to the rear connections of the overhead panel which distribute the air to the passenger and flight compartments. Cool air is also supplied from the flood outlet at the rear of the passenger compartment. On aircraft without a vapour cooling system installed the blowers supply recirculated air to rear connections of the overhead panel which distribute the air to the passenger and flight compartments.
The pressurization system uses the air from the distribution system to pressurize the aircraft. This helps circulation of the air inside the flight compartment and the passenger compartment and keeps the air fresh. The air goes out of the aircraft through the outflow valve or the safety valve of the pressurization system.
In an emergency, operation of the ECS EMERG SHUT-OFF lever closes the firewall shut-off valve and opens the emergency ram-air scoop. The supply of air from the temperature conditioning system to the distribution system stops and the microswitch on the firewall shut-off valve disengages the temperature-control latch relay of the temperature conditioning system. This closes the primary shut-off valve in the engine compartment and the amber ECS caution on the CAWS panel comes on. The emergency ram-air scoop lets air from outside the aircraft go into the distribution system through the valve. The air conditioning system is described in these sub-systems:
The Distribution System
The Pressurization System
The Temperature Conditioning System
The Vapour Cycle Cooling System
The Temperature Control System Aire acondicionado When the flap position lever is moved, the position sensor gives a flap set-position signal to the FCWU. The FCWU then connects a 28 VDC ‘PDU up’ or ‘PDU down’ supply through the INTERRUPT - FLAP switch (set at the NORM position) and the contacts of the direction control relay. The direction control relay connects the 28 VDC supply to the RCCB panel field relay. The RCCB field relay connects the up/down command from the FCWU to the motor contactor relay. The motor contactor relay connects 28 VDC supply from the POWERLINE BUS through CB 34 (flap power) and the RCCB to the PDU. The field relay also connects 28 VDC from CB 035 to the field control panel and the direction control relay.
Post SB 27-014. The field current of the PDU is also routed through the auxiliary contacts of the motor relay.
The 28 VDC supply to the field coil is also connected to the Flight Control Computer (FCC) of the autopilot system, through circuit breaker CB 906. This 28 VDC input to the FCC makes the stabilizer trim operate faster during flap movement. Circuit breaker CB 906 protects the FCC against a high circuit current.
The FCWU monitors the signals from the flap position-lever position-sensor, the left flap position sensor and the up and down limit switches. It calculates the direction that the flaps must move to get to the selected position, then energizes the motor relay and, when applicable, the direction control relay. The FCWU de-energizes or energizes the direction control relay to control the direction of the 28 VDC supply through the PDU field coil. This operates the PDU in the applicable direction to extend or retract the flaps until the FCWU de-energizes the motor relay. When the flap position-lever position-sensor is set to the fully up or fully down position, the FCWU causes the PDU to operate until the up or down limit switch is reached. The limit switch changes a grounding circuit over which de-energizes the motor relay and sends a signal to the FCWU that the flaps are fully extended or retracted. Unsafe Position For Takeoff
When the aircraft is on the ground and the horizontal stabilizer is not in a correct position for take-off for more than 5 seconds with a CACU91-2 installed or more than 60 seconds (Post SB 04-002 and MSN 181-320 and 322-400) with a CACU91-3 installed:
–   On the CAWS display unit, the red STAB TRIM warning caption comes on
–   MSN 321 and 401-999 Pre SB 31-004. A “Warning Trim” voice call out is sent to the audio integrating system.
MSN 321 and 401-999 Post SB 31-004. Before engine start, the horizontal stabilizer input to the CAWS and the voice call out to the audio integrating system is stopped, until 60 seconds after the engine has got to 50% Ng. If the horizontal stabilizer is not in a correct position, the red STAB TRIM warning caption will not be seen and the “Warning Trim” voice call out will not be heard, until 60 seconds after the CAWS audio output has become operational. Manual Trim Interrupt Operation
The INTERRUPT - TRIM switch is used to de-energize the trim interrupt relays K3 and K4 if a trim runaway occurs during manual or autopilot operation. When the trim interrupt relays de-energize, the 28 VDC supplies to the horizontal stabilizer trim actuator and the autopilot pitch trim adapter are disconnected.
Horizontal Stabilizer Warnings
Horizontal Stabilizer Trim Runaway
A signal is sent to the warning tone generator in the speed and attitude correction system when a horizontal stabilizer trim runaway is caused by a fault in the manual trim circuit. The warning tone generator then sends a warble tone to the audio integrating system. The trim actuator extends or retracts to move the horizontal stabilizer up or down. The horizontal stabilizer stops when the trim switch is released. The horizontal stabilizer trim actuator sends a position signal to the triple trim indicator, which gives an indication of the amount of horizontal stabilizer trim. The position signal is also sent to the CAWS, where it is used in the STAB TRIM caption circuit. There is also a trim angle indication on the vertical stabilizer adjacent to the nose of the horizontal stabilizer.
Alternate Stab Trim Operation
If a failure of the main motor of the trim actuator occurs, the ALTERNATE - STAB TRIM switch is used to manually control the second motor.
The trim interrupt relay K4 gives a 28 VDC power supply to the ALTERNATE - STAB TRIM switch. When the switch is set to the UP or DN position, a 28 VDC power supply is given to the second motor of the trim actuator and to the autopilot pitch trim adapter.
The supply to the autopilot pitch trim adapter is used as a disengage signal to stop the autopilot input. It de-energizes the auto trim relay, which connects the ALTERNATE - STAB TRIM switch to the second motor of the horizontal stabilizer trim actuator. The trim actuator extends or retracts to move the horizontal stabilizer up or down. The actuator stops when the ALTERNATE - STAB TRIM switch is released. Movement of the control column forward and aft turns the control column assembly around its bottom pivot position. This turns the bellcrank and moves the cable system. The cable system moves the bellcrank and rod in the vertical stabilizer and the elevators move down or up together.
When the control column moves forward the elevators move down. When the control column moves to the rear the elevators move up. The control wheels can be moved forward or aft approximately 1 in (25,4 mm) more when the stops on the elevator bracket touch the horizontal stabilizer.
The inputs from the autopilot system and the speed and altitude correction system move the cable system with no input from the control wheels. The autopilot system moves the elevators down and up. The stick pusher system moves the elevators down. The control wheels move when the autopilot and stickpusher systems operate the cable system. ELEVATOR SYSTEM
The elevator system controls the pitch attitude of the aircraft.
The elevator system has:
–   A control column assembly
–   A cable system
–   Two elevators When the rudder trim switch is pushed and held at its left or right position, 28 VDC energizes the left rudder-trim relay (K12) or the right rudder-trim relay (K11).
When the left rudder-trim relay (K12) is energized, the 28 VDC goes through the contacts of the trim-interrupt relay K3 and the left rudder-trim relay (K12) to the rudder trim actuator. The return from the rudder trim actuator goes through a second set of contacts of the left rudder-trim relay (K12) to ground.
When the right rudder-trim relay (K11) is energized, the 28 VDC goes through the contacts of the trim-interrupt relay K3, the (de-energized) left rudder-trim relay (K12) and the right rudder-trim relay (K11) to the rudder trim actuator. The return from the rudder trim actuator goes through a second set of contacts of the right rudder-trim relay (K11) and the left rudder-trim relay (K12) to ground.
The rudder trim actuator extends or retracts to move the rudder trim tab left or right. The rudder actuator stops when the trim switch is released or when the trim actuator limit switches operate. The rudder trim actuator sends a position signal to the triple trim indicator which gives an indication of the amount of rudder trim. The trim interrupt switch is used to energize the trim interrupt relays if a trim runaway occurs during manual or autopilot operation. When the trim interrupt relays energize, one set of K3 contacts disconnect the 28 VDC supply from the rudder trim actuator. At the same time, other contacts on the trim interrupt relays (K3 and K4) disconnect the main 28 VDC power supply from the autopilot pitch trim adapter and the aileron and horizontal stabilizer trim actuators (Ref. \ifatt(seq="0")\else, \endif27-15-00  and \ifatt(seq="0")\else, \endif27-40-00 ).
The yaw servo actuator in the autopilot system automatically controls the rudder trim when the yaw damper is engaged. RUDDER SYSTEM
The rudder system controls the yaw attitude of the aircraft.
The rudder system has:
–   Pilot and co-pilot rudder pedals
–   A cable system
–   A rudder When the trim engage trigger switch is pushed, a 28 VDC supply is connected to the trim switch. At the same time, it connects a 28 VDC supply from the autopilot system to the ‘manual trim mode’ signal pin on the autopilot FCC. This disconnects the autopilot.
When the trim switch is pushed and held to the RH or LH position, 28 VDC energizes the right aileron-trim relay (K1) or the left aileron-trim relay (K2).
When the right aileron-trim relay (K1) is energized, a 28 VDC supply goes through the contacts of the trim-interrupt relay K3 and the right aileron-trim relay (K1) to the aileron trim actuator. The return from the aileron trim actuator goes through a second set of contacts of the right aileron-trim relay (K1) to ground.
When the left aileron-trim relay (K2) is energized, a 28 VDC supply goes to the aileron trim actuator through the contacts of the trim-interrupt relay K3, the (de-energized) right aileron-trim relay (K1) and the (energized) left aileron-trim relay K2. The return from the aileron trim actuator goes through a second set of contacts of the left aileron-trim relay (K2) and the right aileron-trim relay (K1) to ground.
The aileron trim actuator extends or retracts to move the aileron trim tab up or down. The actuator stops when the trim switch is released or when the aileron trim actuator limit switches operate. The aileron trim actuator sends a position signal to the triple trim indicator which gives an indication of the amount of aileron trim.
The autopilot pitch trim adapter monitors the aileron trim system circuit during autopilot operation and will disengage the autopilot when it detects an aileron trim runaway. The trim interrupt switch is manually operated to energize the trim interrupt relays (K3 and K4) when a trim runaway occurs.
When the trim interrupt relays energize, one set of K3 contacts disconnect the 28 VDC supply from the aileron trim actuator. At the same time, a set of K4 contacts disconnect the main 28 VDC power supply from the autopilot pitch trim adapter. The other trim actuators are also disconnected from the 28 VDC supply AILERON TRIM
The aileron trim system is used to make small changes to the aircraft attitude (roll). This lets the aircraft fly level with no input from the control wheels. The aileron trim system has:
–   Two trim switches (pilot and co-pilot)
–   A trim interrupt switch
–   An aileron trim actuator
–   Two trim engage switches (pilot and co-pilot)
–   A triple trim indicator.
The aileron trim system sends:
–   An aileron trim monitoring signal to the autopilot pitch trim adapter
–   A manual trim mode signal to the autopilot Flight Control Computer (FCC). Operation
Aileron System
When a control wheel turns to the left or the right the chain wheel on the end of the control wheel shaft turns. This makes the chains move the chain connection. The chain connection operates the cable system to turn the cable segment. The cable segment operates the rods and bellcranks system and the ailerons move. Because the ailerons are connected, when one aileron moves up the other aileron moves down.
The input from the autopilot system to the aileron controls turns the cable segment with no input from the control wheels. This moves the ailerons and turns the control wheels. The Aileron System
The aileron system controls the roll attitude of the aircraft. The system has an aileron/rudder interconnection system which connects the aileron system to the rudder system when the flaps are extended. It helps control yaw of the aircraft with less input through the rudder pedals when the aircraft takes-off and lands.

The aileron system has:
–   Pilot and co-pilot control wheels
–   A control column
–   A cable system
–   A cable segment
–   An aileron/rudder interconnection system
–   A rods and bellcranks system
–   Two ailerons The flight control systems are described in these sub-systems:

The Aileron System
The Aileron Trim System
The Rudder System
The Rudder Trim System
The Elevator System
The Horizontal Stabilizer System
The Flaps System
The Gust Lock Luz de aterrizaje
Sujetada al frente de la pierna del tren de aterrizaje esta una luz de aterrizaje. Esta luz es operada desde el interruptor en cabina LANDING, localizado en la sección de EXTERNAL LIGHTS el panel overhead. Selecciona el interruptor de luz LANDING en ON la luz no se activa al menos que el FCWU reciba una indicación de tren de aterrizaje principal abajo. Indicación en cabina de la posicion del tren de nariz es por medio de una luz verde y roja. Estas luces, localizadas adyacente a la palanca selectora de tren de aterrizaje, indica la posicion de el Flap Control Warning Unit (FCWU) la cual recibe información de los interruptores de proximidad. Durante retracción del tren de nariz/ extensión o desbloqueo la indicación de posicion será roja. Cuando el tren de nariz este completamente arriba la indicación no será dada. Cuando este completamente arriba y asegurado la indicación será verde.
Sujetada al frente de la pierna del tren de nariz esta una luz de taxeo. esta luz desde el interruptor de TAXI en cabina. Localizada en el grupo de EXTERNAL LIGHTS lado izquierdo. Seleccionando la el interruptor de la luz de taxeo en ON no activara la luz al menos que el FCWU reciba una indicación tren de nariz abajo. Sujetado a la parte media de el brazo de barra de dirección esta el resorte soporte y actuador hidráulico de tren de nariz. Cuando el tren de nariz se extiende, desplegando la barra de dirección como el actuador se retracta, y el resorte soporte extiende para asistir el actuador. Por retracción el actuador extiende y repliega la barra de dirección através de la presión del resorte soporte. El resorte ayuda a extender el tren de nariz durante emergencia y mantiene la barra de dirección en la posicion de sobre-centro cuando la potencia hidráulica es removida.

El tren de nariz retracta hacia atrás dentro del compartimiento del tren de nariz, cuando esta completamente retractado, es encerrado por puertas que abren durante la extensión y cierran durante la retracción. Orquilla de articulación y varillas mecánicamente unen las puertas para que operen simultáneamente. La orquilla esta cargada a resorte a la posicion de abierta de la puerta y funciona como un mecanisme de aseguramiento de sobre-centro para mantener las puertas abiertas cuando el tren este completamente extendido. Tren de aterrizaje de nariz (NLG)
El tren de nariz (pierna) incorpora una orquilla de tren de nariz, conexiones articuladas y pierna de suspensión (la cual aloja un amortiguador). Sujeto a la pierna del tren de nariz y soporte de pierna esta un amortiguador de vibraciones que detiene vibraciones de la rueda de nariz durante aterrizaje y taxeo.
Conectado al soporte de pierna esta un ensamble de barra de dirección consistiendo de un palanca de unión y brazo de barra de dirección. Un pin donde la unión y palanca conectan en detenido sobrecentro y tren de nariz parado abajo. El ensamble de barra de dirección repliega cuando el tren de nariz esta arriba. EL LH interruptor y relevador de control activan y desactivan los siguientes sistemas:
Sistema de control de presurización cabina
En tierra (y con condición de palanca colocada en GROUND IDLE): la cabina no presurizara.
CAWS
En tierra: la luz (STAB TRIM) iluminara y una voz “Warning Trim” será escuchada si la compensación del estabilizador esta fuera del rango de despegue. La luz roja (PROP LOW P) será deshabilitada y la ámbar (PUSHER) será deshabilitada. Indicación

Indicación de tren principal abajo es proporcionado por un micro switch sujetado al actuador hidráulico, el cual es activado por una extensión completa del pistón interno del actuador. Un interruptor de proximidad localizado en el alojamiento del tren proporciona indicación de tren arriba cuando el “objetivo” incrustado en la puerta exterior, esta en proximidad de cierre. Indicación en cabina de vuelo de la posición del tren es aplicada por una luz roja y verde. Estas luces, localizadas adyacentes a la palanca selectora de tren de aterrizaje. Indican la posición de el Flap Control Warning Unit el cual recibe información del micro switches de proximidad. Durante extensión/retracción del tren o un desbloqueo la luz será roja y cuando esta completamente asegurado la luz será verde. El ensamble del tren principal retracta hacia adentro del alojamiento del tren y cuando esta completamente retractado y parcialmente encerrado por una puerta con bisagras la cual abre durante extensión y cierra durante retracción. La varilla de interconexión mecánicamente une la puerta con sus respectivos soporte para que operen simultáneamente. Cuando es completamente retractado, el ensamble de rueda principal sobresale aproximadamente 1 in debajo de la superficie del ala. El tren de aterrizaje se describe en los siguientes subsistemas.
Tren de aterrizaje principal (MLG)
Tren de aterrizaje de nariz (NLG)
Sistema de retraction y extension
Ruedas y frenos
Sistema de direccion rueda/nariz
Sistema de posicion y alarma del tren de aterrizaje TREN DE ATERRIZAJE SISTEMA ANTIHIELO HELICE
Este sistema usa calentadores para prevenir la formación de hielo en las palas de hélice, el sistema tiene estos componentes:
4 elementos calentadores
Un ensamble anillo colector
Un conjunto de escobillas
Un conjunto de oxido de metal
Un timer
Dos sensores de Temperatura de Aire Exterior (OAT)
Un interruptor DE ICING - PROP
Este sistema esta operacional solo cuando el motor esta corriendo o cuando la aeronave esta fuera de tierra. Un interruptor de presión en el sistema de aceite del motor da la entrada de “motor corriendo”. Un interruptor de proximidad en el sistema de tren de aterrizaje da la entrada “peso de las ruedas”.
El interruptor de mantenimiento AIR GND es usado para darle las entradas “motor corriendo” y “peso de las ruedas”, cuando la aeronave esta en prueba en tierra.
El sensor izquierdo OAT controla el modo de operación de los elementos de calentamiento. El sensor derecho OAT monitorea el sensor izquierdo por exactitud y falla. Operación
Modo medium
Cuando el interruptor LH WSHLD or RH WSHLD es colocado en MEDIUM, una tierra es dada al controlador relacionado. El controlador suministra un maximo de potencia de 10 A al elemento de calentamiento de parabrisas el cual calienta el area completa. El controlador solo envia una señal al CAWS lo cual causa que la leyenda verde WSHLD HEAT en el display CAWS encienda.
Modo HEAVY
Cuando el interruptor LH WSHLD or RH WSHLD es colocado en HEAVY una tierra es dada al controlador relacionado. El controlador suministra una potencia completa de 20 A al elemento calentador del parabrisas relacionado el cual solo calienta la zona media baja del parabrisas. El controlador solo envia una señal al CAWS lo cual causa que la leyenda verde WSHLD HEAT en el display CAWS encienda. SISTEMA ANTIHIELO PARABRISAS
Este sistema previene una cobertura de hielo o condensación en los parabrisas izquierdo y derecho, cuenta con los siguientes componentes:
2 controladores que cuentan con componentes electrónicos que controlan los modos HEAVY y MEDIUM.
2 interruptores DE-ICING WSHLD los cuales son LH WSHLD and RH WSHLD de 3 posiciones OFF, HEAVY y MEDIUM.

El sistema controla el suministro a los 2 sistemas calentadores y monitorea la salida de los 2 sensores de temperatura que son parte de los parabrisas. Sistema separador inercial

Este sistema es utilizado cuando la aeronave vuela en condiciones de formación de hielo. Cuando el interruptor DE ICING - INERT SEP es colocado en OPEN se retrae el actuador y las puertas de salida abren. Al mismo tiempo el interruptor INERT SEP conecta un circuito a tierra para el relevador de modo pusher ice k371. los 28 VDC para energizar al relevador viene del sistema anti-hielo de hélice cuando el interruptor DE ICING – PROP esta en ON. El relevador se energiza y conecta un circuito a tierra para la computadora de hélice. Esto cambia la operación de la computadora del modo normal al modo de hielo. El circuito aterrizado pusher ice esta conectado en paralelo con el interruptor ELECTRIC TESTS – PUSHE.
Cuando las puertas de salida están completamente abiertas, un interruptor limite en el actuador conecta una circuito a tierra en el CAWS. Esto hace que el aviso INERT SEP encienda .
Con las puertas de salida abiertas, la relación de presión através del motor incrementa. Esto acelera el aire en la toma de aire. Debido a su masa, las partículas de hielo pasan la toma de aire. Estas salen de la parte posterior del ducto e entrada, a través de la puerta de salida a la atmosfera. Operación
Sistema anti-hielo en el labio de la toma de aire
Cuando el motor opera, algunos de los gases del escape izquierdo pasan al tubo izquierdo dentro del labio de la toma de aire. El flujo de gases de escape alrededor del labio mantiene una temperatura que asegura que la formación de hielo no ocurra. Los gases de escape después salen del labio através del tubo derecho en el ducto de escape derecho. Cuando cada estructura de goma infla el interruptor de presión para que cada goma opera. Envía una señal al CAWS y este monitorea las señales de los interruptores de presión para la secuencia correcta y para el tiempo correcto. Si una señal no es correcta la leyenda ámbar DE ICE enciende y la verde DE ICE BOOTS parpadea.

Interruptor DE-ICING BOOTS colocado en 1 min
Cuando el interruptor es colocado en esta posición la leyenda verde DE ICE BOOTS en el CAWS enciende y el timer energiza cada solenoide en las válvulas de control de flujo por 8 segundos. El timer se detiene por 20 segundos después inicia la secuencia nuevamente. El CAWS continua monitoreando el sistema y da la misma advertencia que el ciclo de 3 min si una falla ocurre. Operación

Cuando el motor opera, purga de aire pasa al regulador de presión y al separador de agua a las válvulas de control de flujo impulsoras.
Cuando el sistema eléctrico esta energizado el timer consigue un permanente suministro de voltaje de 28 VDC. Si el interruptor DE-ICING BOOTS es temporalmente colocado de 1 a 3 min. , el timer completa una secuencia y cada válvula de control de flujo energiza y des-energiza.
A. interruptor DE-ICING BOOTS colocado en OFF
Cuando el interruptor DE-ICING BOOTS es clocado en OFF los solenoides en las válvulas de control flujo son des-energizaos. La purga de aire pasa a las válvulas de control de flujo y hacia las salidas al exterior. Esto causa un vacío en las estructuras de goma anti-hielo para mantenerlos en la condición deflectada. SISTEMA ANTI-HIELO Con un motor operando y un sistema de presión hidráulica menor de 2450 psi el relevador de potencia hidráulica operara. Esto suministra 28 VDC mediante el resistor de arranque suave en el motor DC. El motor DC operara la bomba hidráulica para presurizar el sistema hidráulico.
Cuando la aeronave esta en gatos no es necesario tener presión de aceite del motor por que el peso sobre las ruedas da una tierra para el relevador de potencia hidráulica. El relevador puede energizar y arrancar el motor DC.
Cuando la presión del sistema es mas de 1800 psi el interruptor de baja presión operara para hacer que la leyenda HYDR en el CAWS apague. El interruptor de presión del sistema operara para des-energizar el relevador de potencia hidráulica cuando el sistema de presión esta entre 2725 y 2875 psi. Esto detiene al motor DC.
La presión hidráulica es suministrada a la válvula-selector tren de aterrizaje La aeronave tiene dos sistemas hidráulicos:
El sistema hidráulico principal.
Suministra fluido bajo presión para extender y retractar el tren de aterrizaje y cuenta con estas instalaciones primarias (paquete de potencia, acumulador y un ensamble de bandeja de servicio)
El sistema hidráulico de emergencia.
Es usado para ayudar a extender un seguro al tren de aterrizaje si una falla en el sistema hidráulico principal ocurre, cuenta con estos componentes (bomba de mano y válvula de no retorno) SISTEMA HIDRAULICO Un extintor de fuego esta instalado en un soporte montante en el lado delantero de el primer oficial. Es usado para extinguir el fuego en la aeronave

Extinguidor de fuego

El cilindro es rojo y contiene 3 lbs (1.36 kg) de agente extintor. El mecanismo de operación esta instalado en la parte superior del cilindro, tiene una palanca y una válvula. Un pin atraviesa la palanca para prevenir la operación accidental. Un indicador de presión esta instalado entre la parte superior del cilindro y el mecanismo de operación. Cuando el cilindro esta completamente presurizado, el extinguidor pesa 5 lbs (2.26 kg). Una alarma de descarga esta instalada en el mecanismo de operación, una placa en el lado del cilindro da las instrucciones de operación. Avisador de fuego
Contiene gas el cual incrementa su presión como incrementa su temperatura, esta instalado alrededor del motor. Una terminal conecta al detector de fuego/superior.
Interruptor de prueba de fuego
Hace una prueba del sistema de deteccion, instalado en el panel ELECTRIC TESTS, el panel esta instalado en el lado izquierdo posterior del compartimiento de vuelo, cuenta con 2 posiciones y la leyenda FIRE Detector de fuego/superior

Detecta el incremento de la presión del gas en el avisador de incendios, envía una señal de alarma a el CAWS si el exterior del motor es demasiado caliento o fuego, o si una falla interna ocurre. Esta instalado en la parte posterior del motor. Contiene dos interruptores los cuales están sellados herméticamente en el alojamiento del detector. Un incremento en la presión del gas opera un interruptor para dar una advertencia de fuego. Un decremento en la presión del gas opera al otro interruptor para dar una advertencia de falla. Una terminal del alojamiento esta un conector para las conexiones del interruptor y el suministro de energía. La otra terminal del alojamiento esta un tapón terminal el cual conecta al avisador de incendios. El equipo de detección y extinción instalado en la aeronave es descrita en los siguientes subsistemas :

Sistema e detección de fuego panel superior
Extinción SISTEMA DE PROTECCION CONTRA FUEGO Operación
Cuando la palanca de control de potencia es movida para incrementar la potencia del motor desde baja potencia la velocidad de la hélice también incrementa. Cuando la velocidad de la helice llega a 1700 rpm y la velocidad del motor continua incrementando, la fuerza centrifuga de los contrapesos de rotacion del governador es mas que la presion de el resorte de control regulador de velocidad. HELICE

La hélice en el PC-12 es la Hartzell HC-E4A-3D/E10477K velocidad constante tipo propulsor. Tiene cuatro palas de aluminio y opera a una velocidad de 1700 rpm.
El ángulo de alabes, leer desde la estación de 42 in marcada en cada pala son las siguientes:
Grado de inclinación fino 19º +/- 1º
Máximo ángulo opuesto -17.5 +/- 0.5º
Paso variable 79.6º +/- 0.5º
El sistema de hélice tiene los siguientes componentes:
4 palas propulsoras
Maza de hélice
Gobernador propulsor
Un gobernador de sobre velocidad
Un interruptor de alarma de bajo ángulo SISTEMA DE HELICE El compresor y turbina de potencia son ubicadas en el centro aproximado del motor con sus respectivos ejes extendidos en direcciones opuestas. Esta configuración proporcionada por instalación simplificada y procedimientos de inspección. Los gases de escape de la turbina de potencia son acumulados y dirigidos en los ductos de escape y enviados a la atmosfera.
La temperatura de la inter turbina (T5) es monitoreada por una barra integral, probeta y ensamble arnés instalado entre el compresor y turbina de potencia con las probetas proyectando dentro del camino del gas. Un bloque terminal montado en la cubierta de gas generador brida C, proporciona un punto de conexión para instrumentación en cabina de vuelo.
Todos los accesorios impulsados por motor, con la excepción el gobernador de hélice, gobernador de sobre velocidad y generador tacómetro Nf, están montados en la caja de accesorios eb la parte posterior del motor. Estos componentes son impulsados por el compresor por medio e un eje de acoplamiento el cual extiende el impulso através de un tubo en el centro del tanque de aceite. La ubicación posterior de accesorios proporcionada para una motor limpio y facilitar los procedimientos de mantenimiento. Una fila de alabes estatores, localizados entre cada etapa de compresión, propaga el aire, incrementa la presión estática y lo dirige a la siguiente etapa de compresión. El aire comprimido pasa através de los tubos difusores los cuales giran el aire 90º y convierten la velocidad a presión estática. El aire difundido después pasa a través de alabes de enderezamiento a las ranuras alrededor de las cámaras de combustión.
Las cámaras de combustión consisten de dos cubiertas anulares sujetadas juntas. La línea de ensamble tiene perforaciones de varios tamaños que permite la entrada aire disponible del compresor. El flujo de las cámaras de combustión cambia de dirección 180º a su entrada y se mezcla con el combustible. La mezcla aire-combustible es quemada y la expansión de gases resultante son dirigidos a las turbinas. La ubicación de las líneas de reducción la necesitan para un eje largo entre el compresor y la turbina compresor, reduciendo la longitud total y peso de la aeronave.
Aire de entrada pasa al motor a través de una cámara de admisión, formada por la cubierta de entrada del compresor donde pasa adelante del compresor. El compresor consiste de 4 etapas axiales combinadas con una etapa centrifuga, ensamblada en una unidad integral. Los motores están solo equipados con un anillo de lavado de agua en la cubierta de entrada del compresor. La planta de potencia series PT6A es un motor e turbina de peso ligero. El motor utiliza dos secciones de turbina independiente una impulsa al compresor en la sección de generador de gas y la segunda (dos etapas de turbina de potencia) impulsa el eje de transmisión de la hélice através de una reducción de caja de engranes. El motor es autosuficiente desde su sistema de aceite impulsor generador de gas proporciona lubricación a todas las áreas de el motor, presión para el torquímetro y potencia para el control de paso de la hélice. Protecciones para fuego
Protecciones para fuego son instalados adelante del mampara de presión delantero. Estos protegen la estructura del fuselaje si hay una condición de fuego en el motor.
Entrada de aire
La entrada de aire del motor esta en la cubierta de nariz inferior. Gases de escape pasan para dar protección anti-hielo
Cámara de admisión
Asegura el flujo de aire de impacto hacia el interior del motor de la toma de aire desde la entrada de aire sea suave y constante. La cámara de admisión esta instalada alrededor de la entrada de aire del motor. Es una cubierta anular con un sello en la parte inferior, el sello previene fuga de aire de la conexión entre la entrada de aire y la cámara de admisión. Soporte montante del motor

El soporte montante del motor sujeta el motor al fuselaje. Pernos sujetan el soporte montante del motor al mamparo delantero de presión. La sujeción del motor a el soporte montante del motor con cinco soportes amortiguadores, para la vibración del motor através de la estructura del fuselaje. Los soportes amortiguadores sujetan a la cubierta del generador de gas motor a las 2, 4, 8, 10 y 12 horas posición. Cuatro pernos sujetan a cada montante a la cubierta del motor. Un perno sujeta cada montante a la cubierta de motor .
El motor esta instalado en el fuselaje a ángulos de 2º a la derecha y 2º debajo de la línea central del fuselaje. Esto previene el efecto de torque de motor y cambios de compensación del fuselaje durante el vuelo Motor
El motor es un PT6A-67B Pratt and Whitney Canada instalado al frente del fuselaje, es un motor de turbina libre el cual sumistra la potencia a la helice.

Cubiertas del motor
Hay 5 cubiertas de motor:
Cubierta de nariz superior
Cubierta de nariz inferior
Cubierta superior izquierda
Cubierta superior derecha
Cubierta inferior
Tornillos y pernos adhieren la cubierta inferior a la estructura de fuselaje, no es comun remover esta cubierta de la estructura del avion.
Operacion de pernos tipo leva-palanca remueve la cubierta de nariz supeior e inferior de la estructura del fuselaje como un ensamble completo.
Las cubiertas superior izquierda y derecha tienen bisagras. Estas cubiertas pueden ser abiertas por operacion de los pernos tipo lava-palanca. Estas cubiertas son removidas de la estructura del fuselaje como un ensamble completo. Operación
Indicación de cantidad de combustible

Los 4 sensores de cantidad de combustible en cada tanque miden el nivel de combustible en el tanque como una capacitancia. Los a la unidad de adquisición EIS. La unidad de adquisición EIS procesa la señal y la unidad display EIS muestra:
La cantidad de combustible en los tanques izquierdo y derecho
La cantidad de combustible total
La cantidad de combustible usada.
La relación de flujo de combustible
La autonomia
Después de una recarga o antes de un arranque de motor el interruptor reset de combustible en la unidad display EIS es empujado. Esto hace que la unidad de adquisición EIS calcule la nueva cantidad de combustible de las señales de lo dispositivos intermedios. La unidad de display EIS muestra la nueva cantidad de combustible y envía al display de cantidad de combustible usada a cero. SISTEMA DE INDICACION

El sistema de indicación da la cantidad de combustible en los tanques de combustible.
El sistema de indicación tiene los siguientes componentes:
8 sensores de cantidad de combustible (3 tanque principal y 1 en tanque colector)
4 interruptores de nivel bajo de combustible (2 interruptores en cada tanque colector arriba y abajo)
El sistema de indicación envía las señales de cantidad de combustible al sistema de instrumentos del motor y al sistema de balanceo. Envía señales de alarma de bajo nivel de combustible por cada tanque de combustible a la Central Advisory and Warning System (CAWS) SISTEMA DE BALANCEO
El sistema de balanceo mantiene la misma cantidad de combustible en los tanques izquierdo y derecho, recibe aportaciones del sistema de indicación.
El sistema de balanceo usa las dos bombas eléctricas para balancear el combustible Operación
Las bombas jet de distribución o las bombas eléctricas mueven el combustible de los tanques colectores. El combustible es enviado através de la válvula de corte de mantenimiento, al filtro de combustible, al separador de aire y válvula de corte por fuego a el EDP. El EDP envía el combustible al motor y a línea de flujo motriz. La línea de flujo motriz opera las bombas jet de transferencia y distribución. El combustible que el motor no usa regresa a los tanques principales a través de la línea FCU de retorno-derrame y la línea de ventilación cruzada.
Las bombas jet de transferencia mueven el combustible de los tanques principales a los tanques colectores. Cada ala cuenta con 2 tanques un tanque principal entre las costillas 6 y 16 y un tanque colector entre las costillas 3 y 6:

Cierto

Falso SISTEMA DE ALMACENAMIENTO

El sistema de combustible mantiene el combustible en el ala izquierda y derecha, Cada ala tiene estos 2 tanques
Un tanque principal, entre las costillas 6 y 16 al frente y detrás de los largueros principales, válvulas de drenado son instaladas en el punto mas bajo. Válvulas de llenado son instaladas en la parte superior de cada ala entre la costilla 15 y detrás de la viga principal.
Un tanque colector, entre las costillas 3 y 6 enfrente de la viga principal, válvulas de drenado instaladas en el punto interior mas bajo de este tanque, válvulas check flapper son instaladas en el punto mas bajo de la costilla 6. El sistema de combustible suministra combustible limpio al motor. El combustible es suministrado al motor a una relación y presión mayor que la máxima necesaria para operar al motor en todas las condiciones. El sistema de combustible tiene estos subsistemas.
Un sistema de almacenamiento
Un sistema de distribución
Un sistema de balanceo
Un sistema de indicación ENERGIA AUXILIAR 12 VDC (OPCIONAL)
El sistema de energía auxiliar 12 VDC suministra la energía DC de bajo voltaje para el equipo electrónico personal en la cabina, seis conexiones de salida de potencia son instaladas en diferentes ubicaciones en cabina para que los pasajeros puedan conectar equipo como computadoras portátiles o de bolsillo, impresoras, cargadores de celular y reproductores DVD. PLANTA EXTERNA
El sistema de planta externa suministra a todos los sistemas de la aeronave que usan energía DC cuando la aeronave esta en tierra y los motores están cortados. El sistema de planta externa tiene un receptáculo, instalado en el lado izquierdo parte posterior del fuselaje, un relevador de planta externa, un interruptor EXT PWR instalado en el EPM con dos posiciones ON y OFF o EXT PWR y OFF y una unidad de control para monitoreo del voltaje, el cual conecta o desconecta la planta externa cuando el voltaje es mas de 29.5 V o menos de 23 VDC, se encuentra instalada detrás del receptáculo

Una batería 24 VDC; instalada en la parte trasera del fuselaje con una “battery direct bus”, relevador de batería y relevador de circuito para la BATTERY BUS
Un receptáculo de planta externa con un relevador de planta externa y unidad de control
Dos barras de distribución CROSS TIE, cada una con barra de unión (aislamiento) ruptor de circuito
Un ruptor de circuito, relevador y filtro Radio Frecuencia (RF) para la AVIONIC 1 BUS
Un ruptor de circuito, relevador y filtro Radio Frecuencia (RF) para la AVIONIC 2 BUS
Un ruptor de circuito y relevador para la NON ESSENTIAL BUS
Sensores de corriente e indicadores de voltaje
ELECTRICAL POWER MANAGEMENT panel (EPM) GENERACION DE DC

El sistema de generación DC suministra potencia eléctrica DC a los diferentes sistemas en la aeronave.
Los componentes para el sistema de generación DC dependen del sistema de configuración, los componentes en una configuración típica incluye:

Un generador de arranque 1 instalado en la caja de accesorios del motor; con regulador de voltaje 1(parte central de la cubierta del motor), relevador generador 1 y ruptor de circuito para la GENERATOR 1 BUS
Un generador 2, con regulador de voltaje 2 (mamparo Nº 10 en el compartimiento del motor), relevador generador 2 y ruptor de circuito para la GENERATOR 2 BUS Una serie de contactos del relevador energizado conecta al pin off/on del inversor estático 2 a tierra, el cual coloca al inversor a on. El inversor 2 ahora da una salida de 26 VAC a la AC BUS 26V através de una segunda serie de contactos del relevador inversor maestro. Un tercer grupo de contactos es usado para cambiar la conexión de tierra de la línea común de AC del inversor estático 1 a el inversor estático 2.

La Central Advisory and Warning System (CAWS) monitorea el voltaje de AC en la 26V AC BUS. Cuando el inversor estatico seleccionado (BAT/inversor 1 o GEN/inversor 2) no da salida de energia AC a la 26V AC BUS:

El LED en el EPMP (si esta instalada) llega a encender.
La leyenda de precaución INVERTER en el panel CAWS llega a encender.
Un tono es escuchado en los headsets y speakers. Inversores
Instalados de bajo del piso del compartimiento de pasajeros entre los mamparos 16 y 17, cambian los 28 VDC de entrada a 26 VAC 400 Hz y 115 VAC 400 Hz los cuales no se usan. Un inversor puede suministrar la carga necesaria para el sistema de generación de AC
Interruptor INV
Es usado para la selección de un inversor esta instalado en el ELECTRICAL POWER MANAGEMENT Panel (EPMP). Cuenta con 2 posiciones GEN y BAT (rocker) o GEN 1 y BAT (palanca).
Relevador Inversor Maestro
Conecta los 26 VAC de salida del inversor 1 o 2 a la barra de 26V AC de la aeronave. El relevador solo cierra o abre una conexión de tierra a el pin on/off de uno de los inversores. El pin on/off del otro inversor esta conectado directamente a el INT INV en la EPMP, el relevador esta Instalado de bajo del piso del compartimiento de pasajeros entre los mamparos 16 y 17 GENERACION DE AC
El sistema de generación de AC suministra 26 VAC a la BUS 26V AC, el sistema tiene:
Dos inversores estáticos o un inversor de canal doble
Un interruptor INV
Un relevador inversor maestro
El suministro de potencia al sistema son:
28 VDC através del ruptor de circuito INV 1 (BATTERY BUS)
28 VDC através del ruptor de circuito INV 2 (GENERATOR 1 BUS) El sistema de potencia eléctrica suministra potencia eléctrica a los diferentes sistemas de la aeronave. Hay diferentes configuraciones del sistema de potencia eléctrica.
La potencia suministrada son 28V DC y 26V AC. El sistema eléctrico incluye los siguientes subsistemas:
Generación de AC
Generación de DC
Planta externa
Distribución de carga
12 VDC potencia auxiliar SISTEMAS La barra de remolque se encuentra ubicada dentro de la parte posterior del fuselaje:

Cierto

Falso La posición de los puntos de levantamiento principales se encuentran en la costilla numero 10.

Cierto

Falso La respuesta correcta es “b” La posición de los puntos de levantamiento principales se encuentran en la costilla numero 10.

Cierto

Falso LEVANTAMIENTO Y APUNTALAMIENTO

Obedecer las precauciones de seguridad.
Desenergizar el sistema eléctrico.
Poner los calzos de las ruedas (2) en la posición de cada rueda principal.
Colocar las señales de precaución de los gatos alrededor de la aeronave.
Poner los adaptadores de gato (3) y (5) en los gatos de cola y principal (1) y (4).
Poner los gatos principales (1) en posición debajo de los puntos de levantamiento principales en la costilla de ala 1, el gato de cola (4) debajo del punto de levantamiento de cola.
Lentamente extender los gatos (1) y (4) hasta que estos toquen ligeramente los puntos de levantamiento.
Ajustar la posición de los gatos (1) y (4) para asegurarse de que estos estén verticales y alineados con los puntos de levantamiento
Ajuste el freno de estacionamiento a off
Cierre la puerta de pasajeros y cabina. La ultima letra para identificar un panel significa:

La letra para la posición de los paneles de acceso en la zona secundaria.

La letra en la secuencia de los paneles de acceso en la zona secundaria. Paneles de acceso
Un numero identifica cada panel de acceso. El numero tiene tres partes:
El numero de la zona secundaria
La letra en la secuencia de los paneles de acceso en la zona secundaria.
La letra para la posición de los paneles de acceso en la zona secundaria.
Las letras para las diferentes posiciones en la zona secundaria son:
–   L Left
–   R Right
–   B Bottom
–   T Top
–   Z Internal. Los paneles y puertas dan acceso a componentes o estructura de la aeronave. Esta sección da la ubicación de cada panel y puerta y componentes a que estas dan acceso.
Puertas dan acceso a puntos de servicio y son usualmente articuladas y tienen gancho seguro-liberación. Paneles dan acceso para mantenimiento o inspección y son usualmente sujetadas con tornillos. Algunos paneles tienen sellos los cuales deben ser examinados por daño antes de que los paneles estén instalados. Los paneles en la parte inferior tienen agujeros dren y hay 2 válvulas de drenado de combustible en la parte inferior de cada ala. La ubicación de los agujeros dren y válvulas dren se observa en la siguiente figura.
Agujeros de drenado en la piel del fuselaje, alas, estabilizador horizontal y algunos paneles de acceso tienen agujeros de drenado donde los fluidos pueden acumularse y un daño por corrosión puede ocurrir. Es importante que los agujeros sean inspecciones durante inspecciones de corrosión para asegurarse de que estas se mantengan limpias. La zona primaria correspondiente al ala izquierda es la zona numero.

30

40

50 La respuesta correcta es “c” La zona primaria correspondiente al ala izquierda es la zona numero.

30

40

50 DIMENSIONES

Las dimensiones de la aeronave se muestran en pies-pulgadas y metros. La medida del terreno a la parte superior del estabilizador horizontal es correcta cuando la aeronave esta sobre el terreno, los tanques de combustible vacíos y una persona esta en el compartimiento de vuelo. La medida entre los centros del tren de nariz y tren principal es correcta cuando la aeronave esta fuera de tierra. Donde aplica, otras medidas son correctas cuando la aeronave esta en tierra y tanques de combustible vacíos. Este bloque nos mostrara las dimensiones principales y zonas estructurales de la aeronave. DIMENSIONES Y ZONAS FAMILIARIZACION
PILATUS PC-12 Air from the temperature conditioning system goes through the firewall shut-off valve and the non-return valve into the plenum chamber. The plenum chamber sends approximately 40 % of the air to the flight compartment and approximately 60 % of the air to the passenger compartment.
The air to the flight compartment goes through the ducting and into the flight compartment through the floor and body level outlets at the pilot and co-pilot positions. The air to the passenger compartment goes through the ducting and into the passenger compartment through the outlets at the bottom of the sidewalls.
The distribution system also uses hot air from the auxiliary heating system to increase the air temperature. MSN 101-320. The hot air from the heaters helps increase the temperature of the air that comes from the distribution outlets. MSN 321-999 and aircraft with a modified auxiliary heating system installed, the hot air from the cabin heater helps increase the temperature of the air that comes from the rear right distribution outlets. Operación The gust lock makes sure strong winds do not move the ailerons and elevators when the aircraft is parked. The gust lock does not lock the rudder, but the rudder is dampened through the nose-landing-gear steering actuator when the nose wheel is on the ground.
Component Description
The gust lock is a metal plate with a pin and is installed in the pilot control column. The pin goes through holes in the top support and the control shaft. This keeps the ailerons in the neutral position and the elevators in the fully down position. The gust lock is removed before flight or when maintenance work is done on the flight control systems. GUST LOCK The flaps are used to increase the lift of the wings during take-off, landing and low airspeed. The flaps extend from the trailing edge of the left and right wings.
The flaps system has:
–   A flap position lever
–   A Flap Control and Warning Unit (FCWU)
–   A Power Drive Unit (PDU)
–   Four flap drive shafts
–   Four flap screw actuators
–   Two rotation transmitters
–   Five position sensors
–   A FLAP MAINT switch
–   An INTERRUPT - FLAP switch
–   Up and down limit switches
–   A flap position indicator with A/S warning
–   A flap support mechanism
–   Two flaps FLAPS The horizontal stabilizer trim system makes small changes to the aircraft attitude (pitch). This lets the aircraft fly level with no input from the control wheel.
The horizontal stabilizer system has:
–   Two trim switches (pilot and co-pilot)
–   A trim interrupt switch
–   An ALTERNATE - STAB TRIM switch
–   A horizontal stabilizer trim actuator
–   Two trim engage switches (pilot and co-pilot)
–   A triple trim indicator. HORIZONTAL STABILIZER TRIM Cada ala cuenta con 2 tanques un tanque principal entre las costillas 6 y 16 y un tanque colector entre las costillas 3 y 6:

Cierto

Falso La respuesta correcta es “a” La barra de remolque se encuentra ubicada dentro de la parte posterior del fuselaje:

Cierto

Falso La respuesta correcta es “b” Remolque con barra de dirección

Obedecer las precauciones de seguridad
Remover la barra de dirección (2) de la barra de dirección adjunta (1) dentro de la parte posterior del fuselaje.
Conectar la barra de dirección (2) al poste del tren de nariz (3)
Remover los calzos de las ruedas del tren principal
Liberar el freno de estacionamiento
Mover la aeronave a la nueva ubicación
Poner los calzos en su ubicación
Desconectar la barra de dirección del poste del tren de nariz
Adherir la barra de dirección a la barra de dirección adjunta a la parte posterior del fuselaje. Remolque con barra de remolque

Obedecer las precauciones de seguridad
Conectar la barra de remolque (4) al poste del tren de nariz (3)
Conectar la barra de remolque al vehiculo de remolque
Remover los calzos de las ruedas del tren principal
Liberar el freno de estacionamiento
Mover la aeronave a la nueva ubicación
Poner los calzos en su ubicación
Desconectar el vehiculo de remolque de la barra de remolque
Desconectar la barra de remolque del poste del tren de nariz REMOLQUE La ultima letra para identificar un panel significa:

La letra para la posición de los paneles de acceso en la zona secundaria.

La letra en la secuencia de los paneles de acceso en la zona secundaria. La respuesta correcta es “a” Las zonas secundarias son:

Zone 11 Flight compartment below the floor
Zone 12 Passenger compartment below the floor
Zone 21 Flight compartment above the floor
Zone 22 Passenger compartment above the floor
Zone 23 Passenger/crew door
Zone 24 Cargo door
Zone 31 Rear fuselage
Zone 32 Vertical stabilizer
Zone 33 Horizontal stabilizer left
Zone 34 Horizontal stabilizer right
Zone 41 Propeller
Zone 42 Forward engine-compartment
Zone 43 Rear engine-compartment
Zone 51 Left wing inboard
Zone 52 Left wing outboard
Zone 61 Right wing inboard
Zone 62 Right wing outboard
Zone 71 Nose landing gear and doors
Zone 72 Left main landing gear and door
Zone 73 Right main landing gear and door Las zonas primarias son:

Zone 10 Fuselage below the floor
Zone 20 Fuselage above the floor
Zone 30 Empennage
Zone 40 Powerplant
Zone 50 Left wing
Zone 60 Right wing
Zone 70 Landing gear and doors El fuselaje del PILATUS se conforma por cuantos mamparos.

34

43 La respuesta correcta es “a” La medida del terreno a la parte superior del estabilizador horizontal es correcta cuando_____________.

cuando la aeronave esta fuera de tierra.

la aeronave esta sobre el terreno, los tanques de combustible vacíos y una persona esta en el compartimiento de vuelo. La respuesta correcta es “b” Aero
Transportes ASISTENCIA PUBLICA 552 3ER PISO, COL. FEDERAL C.P. 15700 MEXICO DF TEL 57 84 26 33 FAX 57 84 26 34 PILATUS PC-12 MANTENIMIENTO
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