Administração de Produção em Manutenção de Aeronaves

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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL 
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA 
UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN 
 
 
INGENIERÍA AERONÁUTICA 
 
SEMINARIO: 
ADMINISTRACIÓN DE LA PRODUCCIÓN 
EN EL MANTENIMIENTO DE AERONAVES 
 
 
“APLICACIÓN DE UN PROGRAMA DE CLASIFICACIÓN Y ANÁLISIS DE 
FALLAS DE LOS SISTEMAS ELÉCTRICO Y NEUMÁTICO DE LA 
AERONAVE ATR42-500” 
 
 
 
REPORTE FINAL DE INVESTIGACIÓN 
 
 
PARA OBTENER EL TÍTULO DE 
INGENIERO EN AERONÁUTICA 
P R E S E N T A N: 
 
LORA CASTILLO RAMIRO 
SÁNCHEZ TREJO CLAUDIO OMAR ALEJANDRO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 MÉXICO D.F. DICIEMBRE 2005 
 
 
 
 
 
 
 3
 
CONTENIDO 
 
 
JUSTIFICACIÓN………...........................................................................................I 
 
OBJETIVOS…………..……………………………………………………………..II 
 
INTRODUCCIÓN...………………………………….…………………………...IV 
 
CAPÍTULO I GENERALIDADES…………………...…..…………...………1 
 
1-1 Historia del Avión ATR42-500…………………………………………………2 
 
1-2 Características del Avión ATR42-500…………………………………...6 
 
1-3 Filosofía de la Alarma de Detección de Fallas……………………….8 
 
 1-3-1Generalidades...………………………………………………………….8 
 
1-3-2 Principios Básicos….…………………………………………………12 
 
1-3-3 Niveles de Alerta………………………………………………………13 
 
1-3-4 Ubicación de los Controles………………………………………17 
 
1-3-5 Operación sin fallas del Sistema Centralizado de 
 Alerta (CCAS)…………………………………………………………..21 
 
1-3-6 Operación con fallas del Sistema Centralizado de 
 Alerta (CCAS)………………………………………………………..…23 
 
CAPÍTULO II SISTEMA ELÉCTRICO………………………………….………33 
 
 2-1 Generalidades……………………………………………………………….……34 
 
 2-2 Energía de Corriente Directa (CD)……………………………….……34 
 
 2-2-1 Generación……………………………………………………….……34 
 
 2-2-2 Marchas / Generadores…………………………………………35 
 
 2-2-3 Baterías…………………………………………………………….....37 
 
 2-2-4 Distribución……………………………………………………………38 
 
 2-2-5 Hot Bat Buses…...…………………………………………….……39 
 4
 
 2-2-6 Transferencia…….………………………………………………..…41 
 
 2-2-7 Diagrama de Sistema CD/CA……………………………….43 
 
 2-2-8 Modo HOTEL o Falla GEN 1…………………………………..44 
 
 2-2-9 Abastecimiento Normal…………………………………………45 
 
 2-2-10 Abastecimiento de Emergencia Básico…………….…46 
 
 2-2-11 Abastecimiento de Emergencia más OVERRIDE…47 
 
 2-2-11a Panel de Energía Eléctrica: Generación.…48 
 
2-2-11b Tablero de Energía Eléctrica Principal: 
 Distribución…………………………………………..…50 
 
 2-3 Energía de Frecuencia Constante de Corriente Alterna…….54 
 
 2-3-1 Generación…………………………………………………………….54 
 
 2-3-2 Distribución……………………………………………………………56 
 
 2-3-2a Panel Principal de Energía Eléctrica……….…57 
 
 2-4 Energía de frecuencia Variable de Corriente Alterna……..…59 
 
 2-4-1 Generación…………………………………………………………….59 
 
 2-4-2 Distribución……………………………………………………………61 
 
 2-4-3 Presentación General…………………………………………….62 
 
 2-4-3a Panel de Energía Eléctrica de CA Variable.64 
 
 2-5 Energía Externa………………………………………………………………….66 
 
 2-5-1 Generalidades……………………………………..…………………66 
 
 2-5-2 Abastecimiento de CD…………………………..………………66 
 
 2-5-3 Abastecimiento de ACW…………………………..……………67 
 
 2-5-4 Tablero del Receptáculo de Energía Externa de 
CA………………………………………………………………….……….68 
 
 
 5
 2-5-5 Tablero del Receptáculo de Energía Externa de 
CD……………………………………………………………………….….69 
 
 2-5-6 Tablero de Sobrecargos…………………………………………70 
 
 2-5-7 Tablero Lateral de Mantenimiento……………………..…73 
 
 2-5-7a Lecturas………………………………………………………74 
 
CAPÍTULO III SISTEMA NEUMÁTICO…………………………………77 
 
 3-1 Generalidades……………………………………………….……………………78 
 
 3-2 Selección de Extracción de Aire…………………………………………78 
 
 3-3 Aislamiento…………………………………………………………….……………82 
 
 3-4 Alimentación Cruzada…………………………………………….………….83 
 
 3-5 Ventilación del Borde de Ataque de Ala………………….…………83 
 
 3-6 Sistema de Detección de Fuego………………………………..………85 
 
 3-7 Tablero de Extracción de Aire…………………………………….………87 
 
 3-8 Ubicación de los controles…………………………………………….……89 
 
 3-9 Tablero Lateral de Mantenimiento…………………………………..…90 
 
 3-10 Aire Acondicionado……………………………………………………………93 
 
 3-10-1 Generalidades……………………………………………….......93 
 
 3-10-2 Paquetes………………………………………………………………95 
 
3-10-3 Protección………………………………………………………….…96 
 
3-10-4 Sobrecalentamiento…………………………………………...96 
 
3-10-5 Paquetes de Aire Acondicionado…………………………99 
 
3-10-6 Control de Temperatura……………………………………101 
 
3-10-7 Distribución de Aire……………………………………………102 
 
3-10-8 Ubicación de los Controles………………………………..105 
 
 6
 3-11 Presurización………………………………………………………………....111 
 
 3-11-1 Generalidades……………………………………………………111 
 
 3-11-2 Modo Automático……………………………………………….111 
 
3-11-3 Modo Manual……………………………………………………..112 
 
3-11-4 Función DUMP…………………………………………………..112 
 
3-11-5 Ubicación de los Controles……………………………..…114 
 
CAPÍTULO IV PALTAFORMA DEL PROGRAMA 
(ACCES 2003)………………………………………………………………..…120 
 
 4-1 Introducción al Programa ACCESS 2003…………………………121 
 4-2 ¿Qué es una Base de Datos?......................................121 
 4-3 Tablas……………………………………………………………………………….123 
 4-3-1 Campos………………………………………………………………..123 
 4-3-2 Nombre del Campo …………………………………………….123 
 4-3-3 Registro……………………………………………………………….123 
 4-4 Tipos de Datos………………………………………………………………….124 
 4-5 Clave Principal………………………………………………………………….125 
 4-5-1 Tipos de Clave Principal………………………………………126 
 4-6 Consultas a la Base de Datos…………………………………………..127 
 4-7 ¿Qué puede hacer una consulta?.................................128 
 4-7-1 Tipos de Consultas……………………………………………...129 
 4-8 ¿Cómo crear una consulta?........................................130 
 4-9 Formularios e Informes…………………………………………………….131 
 4-10 Búsquedas……………………………………………………………………...133 
 4-11 Macros…………………………………………………………………………….133 
 4-12 Módulos…………………………………………………………………………..134 
 4-13 Menús de Access…………………………………………………………….134 
 4-14 Creación de una Base de Datos con Access………………….137 
 
 
 7
CAPÍTULO V PROGRAMA (APLICACIÓN Y EJEMPLO)……….143 
 5-1 Programa (Aplicación y Ejemplo)…………………………………….144 
 5-1-1 Pantalla Principal del Sistema…………………………….144 
 5-2 Consulta de Fallas por Avión……………………………………………145 
 5-3 Consulta de Fallas por Código ATA………………………………….149 
 
GLOSARIO DE TÉRMINOS………………………………………………..155 
 
CONCLUSIONES…………………………………………………….…………161 
 
BIBLIOGRAFÍA………………………………………………………………….162 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 I
JUSTIFICACIÓN 
 
 
 
 
El presente programa busca reducir los tiempos de atención de 
mantenimiento en línea de la aeronave ATR-42-500 al presentarse 
una falla durante su operación. Las demoras y cancelaciones de un 
vuelo ajustado a un itinerario de una aeronave por razones de 
mantenimiento, genera la necesidad de contar con herramientas que 
permitan a los Técnicos de Aviación, simplificar la búsqueda de fallas 
y optimizar el tiempo de atención de las mismas. La optimización de 
estos tiempos busca reducir el impacto económico generado por la 
demoras debido a fallas de mantenimiento y con esto reducir los 
costos, siendo este, un punto que la mayoría de las empresas aéreas 
busca conseguir y solidificar, esto aunado a una buena capacitación y 
preparación de su personal técnico de mantenimiento. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 II
OBJETIVO GENERAL 
 
 
Hacer más eficaz el proceso de análisis de fallas, las cuáles 
comúnmente ocurren en vuelo, y que solamente la tripulación puede 
observar en el momento en que se presentan. Por tanto, proporcionar 
un medio a los seguidores o analistas de fallas para que puedan 
comprender mas rápidamente lo que la tripulación esta viendo y 
conjuntamente (tripulación y técnicos de mantenimiento; ya sean 
seguidores o mecánicos) encuentren la manera de optimizar los 
recursos materiales (componentes y equipo), humanos (mecánicos, 
supervisores, ingenieros, inspectores) y los financieros (costos y 
capital); que es lo que actualmente se busca en todas las empresas y 
aun mas en el medio aeronáutico, queha sido tan castigado en los 
últimos años. Para tener una aeronave lista y “aeronavegable” en el 
menor tiempo posible después de habérsele detectado una falla. 
 
 
OBJETIVOS PARTICULARES 
 
 
I. Reducir los tiempos de mantenimiento de las aeronaves en la 
línea, ahorrando con ello horas-hombre y horas de uso del 
equipo especializado de mantenimiento. 
 
II. Tener un inventario en almacén mas especifico y menos 
robusto, que basado en la clasificación y el análisis de las fallas 
nos permita saber que componentes son los que mas se ocupan 
y de que sistema, reduciendo así los gastos que se generan por 
la compra de material que no se ocupa. 
 
 III
III. Mejorar la comunicación entre el personal de operaciones 
(tripulación) y el personal de mantenimiento (mecánicos, 
seguidores de fallas) para crear un “grupo” de trabajo 
especializado que fomente el trabajo en equipo y que coopere 
en la detección, análisis, clasificación y reparación de fallas, que 
reduzca tiempos de reparación y en donde las fronteras entre 
un área y otra no sean tan marcadas. 
 
IV. Agilizar y facilitar el trabajo de los seguidores o analistas de 
fallas proporcionándoles una herramienta mas que les ayude en 
la detección y reparación de fallas, que puedan ocasionar 
demoras o cancelaciones que disminuyan las utilidades de la 
empresa y lo mas importante, que repercutan en una mala 
reputación para la misma, lo cual es el principio del fin para las 
empresas, cualquiera que sea su giro. 
 
V. Consecuentemente, reducir los periodos de estancia de las 
aeronaves en reparación mayor, para solo realizarles los 
trabajos mayores programados correspondientes y no 
extenderse por trabajos no programados. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 IV
INTRODUCCIÓN 
 
 
Uno de los aspectos más importantes a considerar en las líneas 
aéreas en cuanto a la operación de a la flota se refiere es, después 
del combustible, el tiempo. Este es un factor que se incluye en el 
transcurrir de la operación diaria: tiempo de espera, tiempo de 
demora, tiempo de tránsito, tiempo de mantenimiento, tiempo de 
servicio, etc. Todo se mide en tiempo, que es el principal factor para 
medir la calidad de una aerolínea; menores tiempos de demora, 
mayor calidad. 
 
En el presente trabajo se propone una alternativa para disminuir esos 
tiempos en uno de los procesos esenciales de las aerolíneas, el 
mantenimiento. 
 
De una manera simple y sencilla se trata de presentar una forma de 
ayudar al personal técnico aeronáutico a detectar rápida, correcta y 
eficazmente las fallas y así solucionarlas comenzando a trabajar en 
ellas incluso antes de que el avión toque tierra. 
 
El ejemplo que se aborda en este trabajo es aplicable a la aeronave 
ATR42-500, turbohélice de transporte regional, pero obviamente se 
puede extrapolar a otros modelos, dependiendo de las necesidades 
de cada operador. El capítulo I habla de manera breve del 
surgimiento de este tipo de aeronave, de sus características técnicas 
principales, de la filosofía de su construcción y de los principios del 
Sistema de Alarma y Detección de Fallas que maneja. 
 
En los capítulos II y III se abordan más a fondo los sistemas que son 
parte de la investigación, explicando su funcionamiento y 
 V
proporcionando así la herramienta teórica que se necesita para el 
inicio del proceso de análisis de fallas, que es cuando solo reciben la 
información sobre los detalles de la misma por parte de la tripulación. 
 
En el capítulo IV se encuentra la información sobre la plataforma en 
la que se desarrollo el Programa de Detección y Análisis de Fallas, 
explicando como maneja la información (campos, registros, 
formularios, etc.) y como se concibió el programa mencionado. 
 
En el capítulo V damos un ejemplo de cómo funciona y que es lo que 
podemos obtener mediante la “interrogación” correcta al programa 
mostrando una variedad de opciones para obtener información que 
van desde la matricula del avión, pasando por los capítulos ATA o la 
estación en la que se registro la falla; abriendo así la posibilidad de 
mejorar el programa de forma que se puedan obtener todos los datos 
que se piense puedan ser de ayuda para la reparación de la falla, 
como pueden ser: nombre del técnico que ha atendido fallas 
similares, diagramas específicos con componentes y números de 
parte que puedan estar ocasionando la falla y generar la propuesta 
de algún procedimiento para el tratamiento específico de cada tipo de 
falla en particular, claro, previa aprobación del fabricante o las 
autoridades competentes. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 1 -
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CAPÍTULO I 
 
 
GENERALIDADES 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 2 -
Capítulo I 
 
 
1-1 Historia del avión ATR-42-500 
 
 
 
 
 
 
 
Aerospatiale y Aeroitalia (ahora Alenia) establecieron Aviones de 
Transporte Regional (ATR) como un grupo de interés económico bajo 
la ley francesa para desarrollar una familia de aviones de pasajeros 
regionales. El ATR-42 era el primer avión del consorcio y fue lanzado 
en octubre de 1981. 
El primero de dos prototipos del ATR-42 voló por primera vez el 16 de 
agosto de 1984. Las autoridades Francesas e italianas concedieron la 
certificación en septiembre de 1985 y el primer ATR-42 entro en 
servicio el 9 de diciembre de 1985. 
El ATR-42 inicial era la versión de la producción estándar de la familia 
ATR-42 hasta 1996 y ofrece mayor gama de carga útil y un mayor 
peso de despegue que los prototipos. El ATR-42-320 se diferenció en 
tener los motores de mayor alcance PW-121 para un mejor 
rendimiento. 
 El ATR-42-500 es la primer versión significativamente mejorada del 
avión y ofrece un mejor interior, mayor potencia gracias a sus 
 - 3 -
motores PW-127 que proporcionan un significativo aumento en la 
velocidad de crucero (565 Km./hr/305 kt) que conducen seis palas, 
un rango máximo de 1850 km. (1000nm). La primera entrega del 
ATR-42-500 fue en octubre de 1995. 
La nueva generación de aviones Turbohélice. 
Los nuevos aviones regionales están siendo equipados con motores 
de turbina acoplados a hélices de perfil optimizado. Esta combinación 
permite utilizar los mejor de ambos sistemas de propulsión la eficacia 
de la hélice junto con la confiabilidad de la turbina. Gracias a este 
sistema combinado de propulsión, los grandes constructores están 
diseñando y fabricando aviones de 30 a 80 asientos que permiten 
cubrir distancias medias-cortas con una eficacia superior a la del 
“Jet”. 
Esta nueva generación de aviones combina una gran flexibilidad 
operacional debido a los adelantos de la aeronáutica moderna, 
contribuyendo, a su vez a la protección del medio ambiente. 
 
ATR SÍMBOLO DE CONFORT 
 
Gracias a sus potentes motores, el ATR alcanza una altitud de crucero 
de 7, 600 metros sobre el nivel del mar, volando por encima de las 
nubes y fuera de condiciones atmosféricas desfavorables. 
Su nueva línea y las mediadas tomadas para reducir el ruido y las 
vibraciones, contribuyen a obtener el mismo nivel de confort que se 
encuentra en aviones a reacción de la misma categoría. 
 
UNA NUEVA ESTÉTICA 
 
La cabina de pasajeros se concibió y modeló con la intención de 
crear una calidad atmosférica, en la cual el pasajero puede contar con 
más espacio y luz. 
 - 4 -
El moderno diseño, del techo de los paneles laterales y de los 
compartimientos de equipaje, logra que la cabina resulte más 
armoniosa y equilibrada, aumentando el placer de viajar. 
Un mejor alumbrado lateral indirecto proporciona una luminosidad 
suave. Los compartimentos de equipaje tienen dos puertas que dan 
acceso a u espacio de 2 m de longitud dentro del cual caben objetos 
largos y voluminosos. La capacidad total para el equipaje de mano es 
la mejor de su categoría. En esta configuración, los equipos de 
seguridad se alojan en compartimentosespecíficos. 
 El panel de servicio de pasajeros, moderno, con sus formas 
redondeadas y sin asperezas, esta equipado de botones táctiles. 
La instalación de un discreto pasamanos permite a los pasajeros 
desplazarse sin problemas en la cabina y ayuda al personal de abordo 
a brindar un mejor servicio. 
 
MAYOR CONFORT ACÚSTICO 
 
Para aumentar aún más e 
l confort en la cabina de pasajeros, se llevó a cabo una amplia 
investigación que consistió en identificar el origen del ruido ambiental 
y parásito, así como las vibraciones. 
Esta dio lugar a la aplicación de varias modificaciones, incluyendo las 
siguientes innovaciones tecnológicas. 
- Un tratamiento estructural pasivo que consiste en aumentar la 
rigidez de ciertas cuadernas, instalando sobre ellas 
amortiguadores dinámicos de vibración. 
- La utilización de nuevos materiales de aislamiento fónico. 
- La supresión de ruidos parásitos emitidos por ciertos sistemas. 
- La instalación de una avanzada hélice Hamilton Estándar Ratier 
568 F, equipada con un nuevo sistema electrónico de regulación 
para mejorar al sincronización de sus 6 aspas. 
 - 5 -
- La posibilidad de colocar un nuevo sistema de control activo de 
ruido con el objetivo de reducir aquel producido por las hélices 
dentro de la cabina. 
 
LA CABINA DE MANDO MÁS MODERNA 
 
El diseño de la cabina de mando del ATR es similar a la del Airbus 
A310. Cuenta con los más avanzados sistemas de navegación y 
comunicación aérea. 
 
ÓPTIMAS FACILIDADES PARA EL SERVICIO A BORDO 
 
Las amplias dimensiones de la cabina de pasajeros, junto a un área 
de servicio adecuada, permiten brindar a los viajeros una atención 
abordo habitualmente reservada a los “Jets” de gran tamaño. 
 
EL ATR: SÍMBOLO DEL SIGLO XXI 
 
Después de la invención del “Jet”, la aparición de nuevos aviones, 
como el ATR, constituye la segunda revolución aeronáutica de 
nuestros tiempos. 
Con un nuevo motor Pratt & Whitney 127E, el ATR 42-500 ofrece 
mayores rendimientos, conservando las cualidades fundamentales de 
la familia de aviones ATR, es decir su bajo costo de operación y alta 
confiabilidad. 
 
 
 
 
 
 
 
 - 6 -
1-2 Características del avión ATR-42-500 
 
-Rapidez. 
Velocidad de crucero: 290kt (540 Km. /hr). 
Tiempo de ascenso: 9.9 minutos para alcanzar 17,000 ft (5,100 m). 
-Carga de pago transportada 5450 Kg., con un peso máximo al 
despegue de 18600 kg. 
-Radio de acción con carga de pago máxima (48 pasajeros con 
equipajes): el ATR42-500 puede recorrer una distancia de 1,890 Km. 
o una etapa de 944 NM. Ida y vuelta, sin abastecimiento de 
combustible. 
 
DIMENSIONES PRINCIPALES 
 
Longitud: 22.67 m 
Envergadura: 24.57 m 
Altura total: 7.59 m 
Superficie alar: 54.5 m 
 
MOTOR PRATT & WHITNEY PW 127E 
 
Potencia al despegue 2,160 shp. 
 
HÉLICE 
 
Hamilton Standard 568F, seis palas. 
 
PESO 
 
Peso máximo al despegue 18600 Kg. 
Peso máximo al aterrizaje 18300 Kg. 
Peso máximo sin combustible 16700 Kg. 
 - 7 -
Peso en vacio 11250 Kg. 
Carga de paga máxima 5450 Kg. 
Combustible máximo 4500 Kg. 
 
RENDIMIENTOS 
 
Longitud de campo Altitud 0 ISA 940 m 
Distancia de aterrizaje altitud 0 ISA 1005 m 
Velocidad de crucero máxima ISA 563 Km. /hr 
Techo de crucero 7600 m 
Radio de acción (48 pasajeros mas equipaje) 1889 Km. 
 
 
 
 
 
 - 8 -
1-3 Filosofía de la Alarma de Detección de Fallas 
 
 
1-3-1 Generalidades 
 
Un sistema Centralizado de Alerta a la Tripulación (CCAS) esta 
verificando continuamente todos los sistemas del avión para dar la 
siguiente información: 
 
• Alerta a la tripulación sobre el mal funcionamiento de algún 
sistema o una configuración peligrosa para el avión con una 
clara indicación del grado de emergencia de la situación 
 
• Identifica el mal funcionamiento o situación sin ambigüedad. 
 
• Dirigir la acción para corregir adecuadamente la falla sin 
confusión 
 
El corazón del CCAS es una Computadora de Alerta a la Tripulación 
(CAC) la cual detecta y procesa fallas en los sistemas y los compara 
con las señales de la envolvente de vuelo y genera avisos audibles y 
visuales. 
 
Se utilizan tres tipos de alarmas audibles y visuales: 
 
→ LUCES DE MASTER WARNING (MW) Y MASTER CAUTION (MC) 
 
Estas luces intermitentes se usan como “distractores” de la 
tripulación. Junto con las señales auditivas permiten a la tripulación 
detectar una falla e identificar el grado de emergencia. Pueden ser 
apagadas oprimiendo el botón iluminado. Esta acción de 
reconocimiento de la tripulación apaga también la señal auditiva. 
 
 - 9 -
→ LUCES DEL TABLERO DE ALERTA DE LA TRIPULACIÓN 
 
Agrupadas en un tablero central, estas luces sirven para identificar el 
origen de una falla. Dan información concreta de las fallas en los 
sistemas o de una configuración anormal de la aeronave. 
 
→ LUCES DE ALERTA LOCAL 
 
Estas luces generalmente están integradas en la estructura del 
sistema. Dan información sobre la falla y también dirigen la acción 
para corregirla estando combinada, en lo posible, con el control de 
acción correctiva. El proceso de iluminación del foco Alerta Local es 
independiente del CAC, la luz de Alerta Local continuará operativa 
aún desactivando la del CAC. 
 
Unas cuantas señales auditivas atraen la atención de la tripulación a 
través de dos altavoces. 
 
INTERRUPTORES DE BOTÓN (PB) 
 
Los indicadores de estados y fallas están integrados en los 
interruptores de botón, PB. 
Las posiciones de los PB y las indicaciones iluminadas se basan en el 
concepto de “luz apagada” para condiciones normales y continuas de 
operación. Salvo excepciones, la luz encendida indica una falla o una 
condición anormal. 
Casi siempre, la alerta de una falla esta integrada en el PB y tendrá 
que operarse para corregir la falla. 
 
 
 
 
 
 
 - 10 -
FILOSOFÍA DEL PB 
 
POSICIÓN FUNCIÓN BÁSICA 
 
IN (PRESIONADO) 
 
ON, AUTO, NORM 
 
OUT (NO PRESIONADO) 
 
OFF, MAN, ALTN, SHUT 
 
INDICACIONES 
 
COLOR INDICACION 
 
NINGUNA LUZ ILUMINADA 
EXCEPTO LAS BARRAS DE FLUJO 
 
OPERACIÓN NORMAL BÁSICA 
 
AZUL 
 
SISTEMA REQUERIDO 
TEMPORALMEMNTE EN 
OPERACIÓN NORMAL 
 
VERDE 
 
SISTEMA DE SOPORTE O 
SELECCIONADO ALTERNAMENTE 
 
BLANCO 
 
SELECCIÓN DIFERENTE A LA DE 
OPERACIÓN NORMAL BÁSICA 
 
AMBAR 
 
INDICACIÓN DE PRECAUCIÓN 
 
ROJO 
 
INDICACIÓN DE PELIGRO 
 
 
›Cabina oscura para operación normal básica 
 
›Iluminación en rojo, ámbar, blanco o azul; significa: 
 
›ROJO → EMERGENCIA → ACCIÓN INEMDIATA 
 
›AMBAR → PRECAUCIÓN → NO NECESARIA ACCIÓN 
 INMEDIATA 
 
 - 11 -
›BLANCO → POSICION ANORMAL, RESULTADO DE UNA ACCIÓN 
DESPUÉS DE UNA FALLA 
 
›AZUL → SELECCIÓN DE SISTEMA, NORMALMENTE USADO 
SOLO TEMPORALMENTE (EJ: SEÑAL DE 
“FASTEN SEAT BELTS) 
 
 
Además de los avisos en rojo y en ámbar se añade una señal 
auditiva. 
 
 
FIG. 1 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 12 -
1-3-2 Principios Básicos 
 
Se han adoptado los principios siguientes: 
 
1. El concepto de “todas las luces de la cabina apagadas” 
 
En operación normal, todas las luces están apagadas (salvo en 
ocasiones luces verdes o azules que se utilizan en fases 
transitivas) 
 
 
2. Secuencia de detección 
 
La secuencia de detección comprende tres diferentes fases: 
 
 
 
 
FASE 
 
FUNCIÓN 
MEDIO DE 
DETECCIÓN 
 
1 
 
ALERTA 
AURAL + LUCES 
MW/MC 
 
2 
 
IDENTIFICACIÓN CAP 
 
3 
 
AISLAMIENTO ALERTA LOCAL 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 13 -
1-3-3 Niveles de Alerta 
 
 
Las emergencias están clasificadas en CUATRO NIVELES de acuerdo 
a su importancia y la urgencia que la acción correctiva requiere, 
siendo el número mayor la de mayor criticidad. 
 
NIVEL 3 EMERGENCIAS 
 
Este nivel corresponde al de situación de emergencia que requiere 
una acción correctiva inmediata por parte de la tripulación, las 
siguientes alertas caen en esta categoría: 
 
 El avión estaen una configuración peligrosa o en un limite de 
condiciones de vuelo (Ej.: alerta de desplome) 
 
 Una falla grave de un sistema (Ej.: fuego en el motor) 
 
Estas emergencias se identifican por: 
 
 La luz roja MW parpadeando acompañada de una secuencia de 
campanada continua (CXC) y una luz roja de emergencia en el 
CAP (tablero de alerte a la tripulación) 
 
 Una señal auditiva específica. 
 
NIVEL 2 PRECACUCIONES 
 
Este corresponde a una situación anormal de la aeronave, 
requiriéndose acción correctiva por parte de la tripulación. El tiempo 
requerido para tomar la acción se dejará a criterio de la tripulación. 
 
 - 14 -
Las precauciones se identifican por la luz ámbar MC parpadeando, 
acompañada por una campanada y una luz ámbar en el CAP. 
 
NIVEL 1 AVISOS 
 
Este nivel corresponde a situaciones que requieren que la tripulación 
vigile la situación, comprende principalmente fallas que conllevan a la 
degradación o a la perdida de un sistema. 
 
Estos avisos se identifican por una luz local ámbar y no hay ninguna 
clase señal auditiva. 
 
NIVEL 0 INFORMACIÓN 
 
Este nivel corresponde a una situación de información y no requiere 
acción especial (Ej., DME sostenido). 
Esta información se da con luces azules verdes y blancas, en el, 
tablero de control. 
 
Nota: La CAC no toma en cuenta los niveles 1 y 0. 
 
CANCELACIÓN DE LA ALERTA 
 
Para evitar alertas cuando no se desean se siguen las siguientes 
reglas para su cancelación: 
 
 
• Todas las luces ámbar CAP excepto PRKG BRK (Freno de 
Estacionamiento), GPWS FAULT (Sistema de Alarma de 
Aproximación a Tierra), CCAS (Sistema Centralizado de Alerta) 
y MTX PANEL; pueden ser apagadas oprimiendo el botón CLR 
(Borrar) en el CAP. 
 - 15 -
 
• Si se oprime el botón TO/INHI (Despegue / Apagado o 
Cortado) antes del despegue se cancelan todas las 
precauciones y las señales de no fumar. 
 
Esta cancelación se reactiva: 
 
o Automáticamente después de jalar la palanca del tren de 
aterrizaje 
 
o Oprimiendo del botón RCL (Llamar) 
 
 
• Un interruptor para la cancelación del audio de emergencia 
permite a la tripulación cancelar la señal auditiva durante todo 
el vuelo. La señal auditiva correspondiente se reactivará en la 
siguiente energización de la aeronave (CAC reset) 
 
SEÑALES AUDITIVAS 
 
Se han definido tres tipos de señales para alertar a la tripulación: 
 
 Una secuencia continua de campanadas repetitivas (CRC) se 
utiliza para todos los avisos de emergencia directamente 
identificados por una luz CAP específica. 
 
 Una campanada (SC) se utiliza para todos los avisos de 
precaución directamente identificados por una luz del sistema 
del CAP. 
 
 - 16 -
PRE- 
CAU- 
CIO- 
NES 
EMER- 
GEN- 
CIAS 
 Señales auditivas específicas para alertas no directamente 
identificadas por una luz en el CAP y que son de un significado 
de operación particular: 
 
1. desplome (sonido de grillo) 
2. sobre velocidad ( sonido de cacareo de gallina) 
3. AP (Piloto Automático) desconectado (sonido de ataque 
de caballería) 
4. compensación en movimiento 
5. alerta de altitud (sonido de cuerda en “Do”) 
6. llamadas (sonido de timbre) 
 
Nota: Se ha definido un orden de prioridad para las señales 
auditivas para el caso en que varias emergencias ocurran 
simultáneamente: 
 
1. desplome (sonido de grillo) 
 
2. sobre velocidad (sonido de cacareo de gallina) 
 
3. flaps sin seguro (CRC) 
 
4. configuración (CRC) 
 
5. fuego en el motor (CRC) 
 
6. desconexión del piloto automático (AP) (carga de 
caballería) 
 
7. compensación en movimiento 
 
8. tren de aterrizaje no ha extendido (CRC) 
 - 17 -
1-3-4 Ubicación de los Controles 
 
 
FIG. 2 
A.- CAP 
B.- LUCES MW/MC 
C.- TABLERO DE CONTROL 
 
 
 - 18 -
A.- CAP 
 
FIG. 3 
 
1. luces de alarmas: luces color rojo 
 
2. luces de precaución: luces color ámbar 
3. luces de precaución: estas luces de color ámbar solo pueden 
ser apagadas después de una acción correctiva. 
 
4. interruptor (PB) RCL (llamar): si se oprime, todas las luces de 
precaución que habían sido canceladas se iluminarán si el 
sistema correspondiente continúa dañado. Esto se puede hacer 
mediante cualquier fase de operación. 
 
5. interruptor (PB) CLR (borrar): si se oprime, todas las luces de 
precaución en la Zona 2 se apagarán 
 
6. interruptor (PB) TO/INHI (apagado o cortado): si se oprime, la 
luz INHI se ilumina en azul y todas las luces ámbar del CAP, la 
 - 19 -
señal de “no fumar” y las señales auditivas correspondientes, 
se apagan. 
La cancelación automática de TO/INHI se dispara cuando el tren 
de aterrizaje se desasegura antes de la retracción. 
Se puede obtener una cancelación manual mediante el botón 
RCL. 
La luz azul se apaga cuando la función TO/INHI se cancela. 
 
B.- LUCES MW/MC 
 
FIG. 4 
1. Luz MW: se ilumina en caso de emergencia acompañada de 
una luz roja en el CAP. Cuando se le oprime, la luz se apaga y 
la señal auditiva se cancela. 
 
2. Luz MC: se ilumina en caso de precaución acompañada de una 
luz ámbar en el CAP. Si se oprime la luz se apaga. 
 
C.- TABLERO DE CONTROL 
 
FIG. 5 
 - 20 -
 
1. Botón (PB) TO CONFIG TEST: se utiliza antes del despegue 
para: 
 
o Verificar si la configuración del avión es correcta para 
el despegue simulando los aceleradores en la posición 
TO (excepto PARK BRAKE) 
 
o Ejecutar un RECALL automático 
 
 
2. Interruptor EMER AUDIO CANCEL: esta guardado con un cable 
de seguridad. Si una indicación falsa de un sistema genera una 
señal continua indebida, el uso de este interruptor cancela la 
señal auditiva de esta falla. 
 
 
Ejemplo: si este interruptor se utiliza para cancelar una falla “n” del 
sistema CRC, el CRC no se cancela por otros sistemas que no sean 
el sistema “n”. 
 
La señal auditiva correspondiente se reactivará en la siguiente 
energización de la aeronave (reinicio del CAC). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 21 -
1-3-5 Operación sin Fallas del CCAS 
 
Sin fallas en el sistema de la aeronave 
Después de que los motores se encienden: 
 
o No hay ninguna luz de alerta iluminada en la cabina excepto 
PRKG-BRK en el CAP si el freno de estacionamiento está 
puesto. 
 
Antes del despegue: 
 
Oprima el botón TO CONFIG TEST 
 
o Si la nave esta en configuración correcta no se ilumina ninguna 
luz 
o Si la aeronave no está en configuración correcta: 
• La luz de MW centelleará en rojo 
• Se generará una señal auditiva (CRC) 
• La luz roja CONFIG en el CAP se iluminará 
acompañada de: 
o FLT CTL si esta ajustado y/o los flaps no están 
en la configuración TO 
o ENG cuando PWR MGT no están en posición TO 
 
Oprima el botón TO/INHI del CAP, INHI se iluminará en azul. El 
despegue se puede iniciar con la retracción del tren, se desengancha 
la inhibición, se apaga la luz INHI. 
Antes de comenzar el descenso: 
Oprima el botón RCC en el CAP 
Ninguna luz en el CAP se iluminará si no ha ocurrido ninguna falla en 
el vuelo. 
 
 - 22 -
LÍMITE EN LA ENVOLVENTE DE VUELO 
 
Se generará una señal auditiva, que persistirá hasta que se vuelva a 
la envolvente de vuelo normal. 
 
ALERTA DE DESPLOME 
 
Para generar esta alerta, la aeronave cuenta con dos sonidos de 
ataque, una a cada lado de la parte delantera del fuselaje. 
 
 
FIG. 6 
 
La información de los sonidos y la posición de los flaps se procesan 
directamente por el CCAS. 
Una posición crítica detectada por las sondas provoca una alerta 
auditiva de acuerdo con la posición de los flaps. 
 
POSICIÓN DE FLAPS INCIDENCIA CRÍTICA 
ALERTA 
OPERCIÓN CON 
LA PALANCA 0º 
EXTENDIDOS 12º 
12.5º 
15 
15.3º 
 
 - 23 -
Cuando se ha seleccionado un sistema de antihielo o deshielo en un 
desplome, el umbral de alerta es de 8.5º, cualquiera que sea la 
posición de los flaps. 
 
La alerta de desplome se cancela cuando la aeronave esta en tierra.1-3-6 Operación con Fallas del CCAS 
 
En caso de falla de la CAC, la luz de CCAS se ilumina en ámbar en el 
CAP. Las alertas del nivel 2 ya no se procesan, la tripulación tiene 
que vigilar el tablero superior en el cual las alertas locales todavía 
están activas. Las alertas del nivel 3 se procesan normalmente. 
 
 
CON FALLAS EN EL SISTEMA DE LA AERONAVE 
 
NIVEL 3 NIVEL 2 
DETECCIÓN DE LA FALLA 
 
• ALERTA AUDIBLE CRC 
• LUZ INTERMITENTE ROJA MW 
• LUZ ROJA DE ALARMA EN EL CAP 
IDENTIFICANDO LA FALLA 
• EN ALGUNOS CASOS UNA LUZ 
ROJA EN EL TABLERO DE 
CONTROL DEL SISTEMA 
AFECTADO 
 
• ALERTA AUDIBLE SSC 
• LUZ ÁMBAR INTERMITENTE MC 
• UNA LUZ ÁMBAR DE 
PRECAUCIÓN EN EL CAP 
IDENTIFICANDO LA FALLA 
• LUZ DE ALERTA LOCAL EN EL 
TABLERO DE CONTROL DEL 
SISTEMA AFECTADO 
RECONOCIMIENTO DE UNA FALLA POR LA TRIPULACIÓN 
 
-OPRIMA LA LUZ MW 
 
• LA LUZ MW SE APAGA 
 
• LA ALERTA AUDITIVA SE CANCELA 
 
-OPRIMA LA LUZ MC 
 
• LA LUZ MC SE APAGA 
ACCIÓN CORRECTIVA 
 - 24 -
 
• SI LA FALLA DESAPARECE, LAS 
LUCES DE ALERTA LOCAL 
CORRESPONDIENTES Y LA DE LA 
CAP SE APAGAN. 
 
• SI LA FALLA NO DESPARECE, LAS 
LUCES DE ALERTA LOCAL 
CORRESPONDIENTE Y LA LUZ DEL 
CAP PERMANECEN ILUMINADAS: 
OPRIMA CLR EN EL CAP. 
 
• LA LUZ DEL CAP NO SE APAGA. 
 
 
• LA LUZ DEL CAP SE APAGA 
ANTES DE COMENZAR EL 
DESCENSO, OPRIMA RCL EN EL 
CAP 
 
• SE ILUMINARÁ LA LUZ DEL CAP 
CORRESPONDIENTE A UNA 
FALLA QUE AUN PERSISTE O 
UNA LUZ BLANCA EN EL 
TABLERO DE CONTROL 
ASOCIADO. 
 
 SI ES NECESARIO, TOMAR EN 
CUENTA LAS CONSECUENCIAS DE 
LAS FALLAS A LA HORA DE ATERRIZAR 
 
• OPRIMIR CLR EN EL CAP 
 
Nota: las luces de alerta local siempre refleja directamente el 
estado del sistema: nunca se cancelan ni pueden ser apagadas 
a menos que se restaure el funcionamiento normal. Cuando la 
luz de alerta local desaparece, los otros elementos de alerta 
(luces MW/MC en el CAP, señales audibles) también 
desaparecen. 
 
ALERTAS CCAS 
En el tablero de mantenimiento del lado izquierdo, una sección del 
CCAS permite probar varias alertas que no se pueden probar en su 
propio sistema. 
 
FIG. 7 
 - 25 -
 
1. SELECTOR GIRATORIO: 
Se utiliza para activar el sistema de emergencia deseado. 
 
o PROP BRK: MW, CRC, Luz roja “PROP BRK” sobre el CAP 
o CAP EXCESS ALT: MW, CRC, Luz roja “EXCESS ALT” sobre 
el CAP 
o VMO: chasquido VMO 
o STICK PUSHER : 
-YES: alarma de desplome, ambas luces de “CHAN 
1” y “CHAN 2” se prenden, la palanca de control 
esta operativa después de 10 seg. de retraso. 
-FAULT: la palanca de control ya no está operativa. 
La luz “STICK PUSH FAULT” se ilumina en ámbar 
después de 4 seg. de retraso 
-NO: alarma de desplome, sólo si se selecciona un 
sistema de antihielo (la luz “ANTI-ICE” se ilumina en 
azul) 
 
2. LUCES “CHAN” : 
 
Vienen en color ámbar, verifican la operación correcta de los 
canales de las sondas de ataque. 
 
3. COMPUTADORA DEL INDICADOR MAGNÉTICO: 
 
Indica que una falla ha sido detectada por el sistema de 
verificación interno de la computadora: 
 - 26 -
 
 
FIG. 8 
 
FALLA DE SISTEMA 
FALLA DE LA RED DEL SISTEMA 
 
FALLA DE LA RED DEL SISTEMA DESPUÉS DE LA ACCIÓN DE LA 
TRIPULACIÓN: EL FUEGO ESTÁ APAGADO. 
 
• Se atrae la atención de la tripulación por medio de: 
o Una señal audible, repetitiva y continua 
o Una señal visual intermitente de color rojo centelleando 
en los tableros de instrumentos del capitán y del primer 
oficial. 
 
 - 27 -
• Una luz roja de emergencia se enciende en el tablero de alerta 
de la tripulación indicando la falla que ha activado la alarma. 
• Una indicación en rojo en el tablero de control del sistema 
afectado que guiará la acción de la tripulación (palanca de 
fuego en el motor, leva del tren de aterrizaje, etc.) 
 
 
 
FIG. 9 
 
 
 
 
 
 
 - 28 -
FALLA DE LA RED DEL SISTEMA DESPUÉS DE PRESIONAR LA 
INDICACIÓN DE ALARMA MAESTRA 
 
• La tripulación ejecuta la acción correctiva necesaria: 
o Si la falla desparece; solo los avisos locales 
permanecerán encendidos indicando la acción de la 
tripulación y las luces locales permanecerán encendidas. 
 
• La tripulación oprime una de las luces de alarma principales 
• Las luces de alarma principales se apagan 
• La señal audible de emergencia (campanadas en secuencia) se 
cancela. 
 
 
FIG. 10 
 - 29 -
INDICADOR CAUTION (ÁMBAR) 
 
• Se atrae la atención por medio de: 
o Una campanada 
o El parpadeo de luces de MC color ámbar en los tableros 
principales de instrumentos del capitán y del primer 
oficial. Además la luz de precaución correspondiente en el 
tablero de alerta y la luz local se encienden. 
 
 
FIG. 11 
 
 
 
 
 - 30 -
CONDICIÓN DEPUÉS DE LA ACCIÓN CORRECTIVA DE 
LATRIPULACIÓN 
 
• La tripulación ejecuta la acción correctiva. 
o La luz blanca de aviso correspondiente a esta acción se 
ilumina en los tableros de control e indicación. 
o La luz ámbar local se apaga (eventualmente) 
 
 
FIG. 12 
 
 
 
 
 - 31 -
CONDICIÓN DESPUÉS DE PRESIONAR EL INDICADOR DE MC. 
 
• La tripulación oprime uno de los indicadores de luces de MC 
o El indicador de MC se apaga. 
 
 
 
FIG. 13 
 
 
 
 
 
 
 
 - 32 -
CONDICIÓN DESPUÉS DE LA ACCIÓN DE NORMALIZACIÓN EN EL 
TABLERO DE ALERTA DE LA TRIPULACIÓN. 
 
• La tripulación oprime el botón CRL en el tablero de alerta: 
o La luz ámbar de precaución se apaga en el tablero de 
alerta de la tripulación 
 
• Si posteriormente (por ejemplo; antes de una aproximación) la 
tripulación oprime el botón RCL, se prenderán las luces en el 
tablero de alerta de la tripulación (ninguna campanada sonará y 
la luz de MC no se prenderá) correspondiente a un sistema en 
el cual la falla aun persiste (o para los cuales la luz blanca del 
anunciador esta prendida en el tablero superior). 
 
Si se oprime el botón CLR las luces del tablero de alerta de la 
tripulación se apagarán. 
 
 
FIG. 14 
 - 33 -
 
 
 
 
 
 
CAPÍTULO II 
 
 
SISTEMA ELÉCTRICO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 34 -
Capítulo II 
 
 
2-1 Generalidades 
 
La energía eléctrica de CD se proporciona a la aeronave mediante dos 
marchas/generadores independientes controladas por el motor (Caja 
de Engranes de Accesorios). 
 
Se proporcionan dos baterías. 
 
- La batería normal asegura la energía de emergencia y la 
autonomía de arranque. 
- La batería de emergencia asegura la energía de emergencia 
solamente. 
 
La energía de CA de frecuencia constante se obtiene de la generación 
de energía de CD mediante dos inversores, uno para cada canal 
principal. 
Además, dos generadores movidos por las hélices (RGB), 
proporcionan la energía de CA de frecuencia aleatoria (ACW). 
La energía en tierra puede ser conectada al sistema de distribución de 
CD y ACW de la aeronave a través de dos conexiones en tierra. 
 
2-2 Energía de CD 
 
2-2-1 Generación 
 
Se pueden utilizar cinco fuentes para el abastecimiento normal de 28 
VCD: 
- Dos marchas/generadores impulsadas por el motor. 
Dos baterías: 
 - 35 -
- Una batería principal. 
- Una batería de emergencia, que sólo es utilizada por el 
abastecimiento de emergencia de 28 V CD, excluyendo la 
función de arranque START. 
- Energía externa. 
 
-------fig. 1---------- 
 
 
 
2-2-2 Marchas/Generadores 
 
Las dos marchas/generadores de CD son impulsadas por la caja de 
engranes de accesorios del motor. Actúan como generadores a partir 
de 61.5% de NH. 
Cada generador es del tipo enfriado por cepillos de larga duración y 
se estima que entregan: 
- Energía de salida nominal: 12 KW (400 A). 
- Voltaje de operación nominal: 27 a 31 V (nominal: 28.5 V). 
 
 - 36 -
 
Modo de arranque 
 
En el modo de arranque, la marcha/generador se conecta al START 
BUS mediante el START CONECTOR (SC). 
Durante la operación de arranque, el START BUS es abastecido ya 
sea: 
- Por la batería principal de la aeronave a travésdel BATTERY 
START CONTACTOR (BSC), o 
- Por energía externa a través de l EXTERNAL POWER 
CONTACTOR (EPC), o 
- Por la batería principal de la aeronave y el otro generador 
corriendo, en tierra solamente (arranque cruzado). 
 
En este modo, la marcha/generador gira el motor hasta el punto de 
auto sostenimiento (el indicador START ON del motor asociado se 
iluminará en el tablero de ENG START). Al final de la secuencia de 
arranque (45% NH), se abrirá el contacto de arranque (el foco START 
ON del motor asociado se apagará). 
 
Modo generador 
 
Cuando se está acelerando, el motor alcanza 61.5% de NH, y la 
marcha/generador actúa como un generador. 
Cuando se selecciona el bus principal del DC GEN asociado y el EXT 
PWR no se usa, cada generador alimenta al DC BUS correspondiente 
a través de un GENERATOR CONTACTOR (GC). Asociado con cada 
generador, un GENERATOR CONTROL UNIT (GCU) proporciona el 
control para los contactos del generador de arranque. 
El GCU monitorea el punto de regulación, donde el voltaje se 
mantiene constante mientras la carga varia, y proporciona 
información de detección de fallas y protección. 
 - 37 -
 
• Sobre / bajo voltaje. 
• Baja velocidad. 
• Falta de corriente diferencial. 
• Sobrecargo del generador. 
• Limitante de energía y falta de corriente. 
• Desasegurado de la barra de acoplamiento (bus). 
• Corriente invertida. 
• Carga equivalente. 
 
El BUS TIE CONTACTOR (BTC) permite que los BUS 1 y 2 estén en 
línea cuando un solo generador está corriendo (como en el caso de 
operación en modo HOTEL), o cuando la aeronave es arrancada 
desde el EXT PWR. 
Un BUS POWER CONTROL UNIT (BCPU) único proporciona el control 
para las funciones del BUS TIE CONTACTOR, del BATTERY START 
CONTACTOR, la emisión de carga y del EXTERNAL POWER. 
 
2-2-3 Baterías 
 
Se cuenta con una batería de 24 V de Ni-Cd de 43 Ah para el 
arranque de motores y para el abastecimiento de energía de 
emergencia incluyendo el cambio de paso de la hélice (batería 
principal). 
Una batería de 24 V de Ni-Cd de 15 Ah que, además de su papel 
secundario de evitar cambios en la energía de equipos críticos 
durante el arranque de los motores, asegura la energía a la red de 
emergencia aún si la batería principal ha sido consumida 
completamente por intentos de arranque repetidos. 
 
 - 38 -
Nota: En condiciones de operación normal, la batería de emergencia 
energiza el equipo crítico mientras el selector giratorio de arranque es 
puesto en START. 
 
Las baterías son controladas por dos BATERRY PROTECTION UNIT 
(BPU) que tienen dos funciones principales: 
• Conectar la batería al DC BUS asociado para cargarla. 
• Analizar la corriente de carga y / o el voltaje del DC BUS 
asociado para prevenir la condición de operación anormal de la 
batería o el calentamiento descontrolado. 
 
2-2-4 Distribución 
 
La red de distribución de CD de la aeronave cosiste de once barras 
(buses): 
 
- Dos barras (buses) principales: DC BUS 1 y 2. 
- HOT MAIN BAT BUS Y HOR EMER BAT BUS. 
- DC EMER BUS, DC ESS BUS Y DC STBY BUS. 
- UTLY BUS 1 Y 2. 
- DC SVCE BUS. 
- GND HDLG BUS. 
 
Normalmente EL DC BUS 1 Es Abastecido Por El Generador LH 
(Izquierdo) Y El DC BUS 2 Por El Generador RH (Derecho) 
 
Notas: En caso de falla del generador, el DC BUS asociado será 
abastecido automáticamente por el otro generador a través del BUS 
TIE CONTACTOR. 
En cuanto se conecta el EXT PWR, se verifica aceptable por el BPCU y 
se selecciona ON, este tiene prioridad sobre los generadores. 
 
 - 39 -
El DC BUS 1 abastece normalmente: 
 
HOT EMER BATS BUS 
DC EMER BUS 
DC STBY BUS 
UTLY BUS 1 
INV 1 
DC SVCE BUS 
 
El DC BUS 2 abastece normalmente: 
 
HOT MAIN BAT BUS 
DC ESS BUS 
UTLY BUS 2 
INV 2 
 
2-2-5 Hot Bat Busses 
 
El HOT MAIN BAT BUS y el HOT EMER BAT BUS están conectados 
directamente a sus baterías respectivas. Son abastecidos por el DC 
BUS correspondiente durante el período de carga de la batería. 
 
DC ESS BUS/DC EMER BUS/DC STBY BUS 
 
En operación normal, el DC EMER BUS es abastecido por el HOT 
EMER BAT BUS, el DC ESS BUS y el DC STBY BUS son abastecidos 
por el HOT MAIN BAT BUS. 
En caso de sobrecalentamiento en una de las dos baterías, las barras 
correspondientes son transferidas por el EMER BUS TRANSFER 
CONTACTOR o el HOT BAT BUS TRANSFER CONTACTOR 1 para 
abastecerse del DC BUS 1. 
 - 40 -
Si el DC BUS 1 no es energizado, estas barras son transferidas por el 
MAIN BUS TRANSFER CONTACTOR para abastecerse del DC BUS 2. 
Se pierden ambos generadores de CD, el DC EMER BUS, el DC ESS 
BUS y el DC STBY BUS mantienen su abastecimiento normal. En caso 
de que el DC ESS BUS esté bajo en voltaje, el DC STBY BUS y el INV 
1 pueden ser transferidos para abastecerse del DC EMER BUS 
seleccionado OVERRIDE. 
 
 
Nota: Durante los arranques de motores, el DC STBY BUS 1 y el INV 
1 son abastecidos por el HOT EMER BAT BUS. 
 
UTLY BUS 1 y 2 
 
Las UTLY BUS 1 y 2 proporcionan energía para cargas que serán 
utilizadas en vuelo, y también en tierra durante las operaciones de 
servicio de la aeronave. 
El DC SVCE BUS se puede abastecer de: 
- EL DC BUS 1, cuando éste abastecido a través del SERVICE 
BUS SELECT RELAY (SSA). El interruptor maestro es el botón 
SVCE UTILITY BUS. Cuando se enciende, el asistente de cabina 
controla el abastecimiento del DC SVCE BUS desde un 
interruptor ubicado en su tablero de control. 
- EXT PWR, cuando el DC BUS 1 no es abastecido, a través del 
SERVICE BUS TRANSFER RELAY (STR). El interruptor maestro 
está ubicado en el tablero de sobrecargos. 
 
GND HDLG XFR BUS 
 
El GND HDLG XFR BUS proporciona las cargas de CD requeridas 
durante el servicio de la aeronave en tierra aún con el interruptor de 
BAT en OFF. 
 - 41 -
Ya que estas cargas no son requeridas en vuelo, el GND HDLG XFR 
BUS es desabastecido de energía en vuelo. 
El GND HDLG XFR BUS se puede abastecer de: 
- EXT PWR a través del EXTERNAL GROUND HANDLING RELAY 
(EGHR), o 
- HOT MAIN BAT BUS a través del BATTERY XFR RELAY (BXR). 
 
Sin EXT PWR, el interruptor del BXR se controla mediante la apertura 
de uno de los siguientes tableros: 
 
- El tablero de la puerta de carga. 
- La puerta del tablero de reabastecimiento de combustible. 
- La puerta de entrada. 
 
Un foco rojo en el tablero de control de la puerta de carga, visible 
mientras la puerta está abierta, indica que el GND HDGL XFR BUS 
está energizado por el HOT MAIN BAT BUS. 
 
PRECAUCIÓN: La luz roja indica que la batería principal se está 
descargando, aún si el interruptor maestro está en la posición OFF. 
 
2-2-6 Transferencia 
 
Con el interruptor en posición normal, la energía de transferencia de 
CD se obtiene abriendo y/o cerrando automáticamente los 
relevadores eléctricos de acuerdo a las condiciones eléctricas 
particulares. 
 
En vuelo 
- Ambos generadores operando: 
- El generador 1 abastece el DC BUS 1 mediante el gc1. 
- El generador 2 abastece el DC BUS 2 mediante el gc2. 
 - 42 -
- El BTC está abierto. 
 
- Si un generador falla: 
 - El GC fallado se abre. 
 - El BTC se cierra. 
 - Toda la red eléctrica es energizada por el generador restante. 
 
- Si ambos generadores fallan: 
 - Ambos GC’s se abren. 
 - Ambos relevadores de HOT BAT BUS XFR se cierran. 
 - Los DC ESS BUS, DC STBY BUS y AC EMER BUS son 
 abastecidos a través del INV 1 desde la batería principal. 
 -El DC EMER BUS es abastecido desde la batería de 
 emergencia. 
 
Nota: Cuando el DC STBY BUS se encuentra en bajo voltaje, este bus 
y el AC STBY (a través del INV 1) pueden ser recuperados 
seleccionando OVERRIDE. 
 
- En tierra 
 
La transferencia de energía eléctrica se obtiene de la misma manera 
que en vuelo mientras el EXT PWR no esté conectado. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 43 -
2-2-7 Diagrama del Sistema DC/AC 
 
MODO DE EXT PWR 
 
 - 44 -
2-2-8 Modo HOTEL o Falla GEN 1- 45 -
2-2-9 Abastecimiento Normal 
 
 
 
 
 
 - 46 -
2-2-10 Abastecimiento de Emergencia Básico 
 
 
 
 
 
 
 
 - 47 -
2-2-11 Abastecimiento de Emergencia + OVERRIDE 
 
 
 
 
 
 
 - 48 -
2-2-11a Panel de Energía Eléctrica principal: 
 Generación 
 
 
1.- Interruptor (PB) DC GEN 
 
Controla la energización del generador correspondiente o el rearmado 
del sistema de protección después de una falla. 
 
ON (PB) presionado el generador correspondiente es energizado y 
el relevador del generador asociado se cierra si los parámetros 
eléctricos de la red son normales. 
 
OFF (PB) no presionado el generador correspondiente es 
desabastecido de energía y el relevador del generador asociado 
es abierto. El foco de OFF se prende en blanco. 
 
FAULT Se ilumina en color ámbar y el CCAS es activado en caso 
de: 
- Un corte de protección iniciado por el GCU asociado. Si éste es 
causado por baja velocidad del generador, el reinicio será 
automático. Para los otros casos, se debe efectuar un reinicio 
manual. 
- Una apertura de un relevador de generador excepto si el PB se 
selecciona en OFF. En ambos casos, el BUS TIE CONTACTOR se 
 - 49 -
cierra y el DC BUS afectado se abastece automáticamente del 
generador remanente. 
 
2.- Interruptor (PB) BTC 
Este PB protegido controla el DC BUS TIE CONTACTOR (BTC) y el AC 
BUS TIE RELAY (AC BTR) que, cuando están cerrados, conectan en 
paralelo ambos DC BUS principales y ambos AC BUS principales. 
 
NORM (PB presionado) el BPCU controla automáticamente el BTC y 
una separación lógica controla el ACR BTR: 
 
- En condiciones normales con ambos generadores corriendo, el 
BTC se abre permitiendo la operación aislada de ambos canales 
de generación. No es visible ninguna indicación. 
- En caso de operación de energía externa, modo Hotel o falla de 
un solo canal, el BTC se cierra automáticamente, y la barra de 
flujo se ilumina. 
 
ISOL (PB no presionado) el BTC y el AC BTR se abren, el foco de 
aislado de prende blanco. La barra de flujo integrado no es visible. 
 
3.- interruptor (PB) EXT PWR 
Diríjase a la sección de ENERGÍA EXTERNA. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 50 -
2-2-11b Tablero de Energía Eléctrica Principal: 
 DISTRIBUCIÓN 
 
 
 
1.- Foco de DC BUS OFF 
 
Se ilumina en ámbar cuando no se abastece al DC BUS asociado. 
- Si el DC BUS 1 está en OFF, el CCAS se activará. 
- Si el DC BUS está en OFF, no se proporcionará alerta central 
debido a que la parte digital del CCAS no estará siendo 
abastecida. 
 
2.- Interruptor (PB) CGH 
 
Controla la operación de la BATERRY PROTECTION UNIT (BPU) 
correspondiente. 
 
 - 51 -
ON (PB presionado) el BPU ésta operando. Controla 
automáticamente la conexión/desconexión del HOT BAT BUS al 
DC BUS asociado abriendo / cerrando el BATTERY CHARGE 
CONTACTOR (BCC). 
EL BPU entrará en ciclo de carga como resultado de: 
- una caída de voltaje de la batería debajo de 25.5 V por un 
período mayor a 1.5 segundos, o 
- una señal indicando el final de la operación de una secuencia de 
arranque de motor, o 
- una señal indicando el final de la operación del cambio de paso 
de una hélice. 
 
OFF (PB no presionado) el BPU no ésta en operación. El BCC está 
abierto. El foco de OFF se pone blanco. 
 
El foco de FAULT se ilumina en ámbar y el CCAS se activa en caso de: 
 
- que el BPU detecte un sobrecalentamiento en el interruptor 
térmico de la batería. En este caso, el BCC se abre 
automáticamente. 
- una falla en la operación de BCC. 
- una falla del sistema de control de carga. 
 
3.- Interruptor múltiple de BAT. 
El interruptor de tres posiciones de BAT se utiliza para proporcionar 
energía eléctrica de CD. 
- desde la batería de emergencia al EMER BUS. 
- desde la batería principal al ESS BUS y al DC STBY BUS, y 
mediante el INV 1 al AC STBY BUS. 
 
OFF - el ESS BUSS y el INV 1 son aislados del HOT MAIN BAT BUS, 
 - 52 -
 - el EMER BUS y el DC STBY BUS son asilados del HOT EMER 
BAT BUS. 
 
ON - con los generadores y el EXT PWR apagado, el ESS BUS, el 
STBY BUS y el INV 1 son abastecidos desde le HOT MAIN BAT 
BUS. El EMER BAT BUS es energizado desde el HOT EMER BAT 
BUS. 
 El STBY BUS y el INV 1 se pueden transferir para 
abastecimiento desde el HOT EMER BAT BUS utilizando el 
interruptor de OVERRIDE (5). 
 Con la generación de energía diferente a la disponible en 
batería, el ESS BUS y el INV 1 son abastecidos por el HOT 
EMER BAT BUS. 
 
OVRD El BUS y el INV 1 se abastecen directamente desde el HOT 
MAIN BAT BUS; el EMER BUS y el STBY BUS desde el HOT 
EMER BAT BUS, nulificando todos los demás, lógicos y de 
protección. 
 Esta posición del interruptor es protegida por un interruptor a 
palanca. 
 
4.- indicador de abastecimiento de emergencia. 
La flecha derecha se ilumina en color ámbar cuando el DC ESS BUS 
se abastece desde el HOT MAIN BUS. 
La flecha izquierda se ilumina en color ámbar cuando el DC EMER 
BUS se abastece desde el HOT EMER BAT BUS. 
 
5.- Interruptores (PB) STBY BUS e INV OVRD 
Cuando se hace el abastecimiento desde las baterías, éste interruptor 
protegido permite que el DC STBY BUS y el INV 1 sean transferidos 
desde el abastecimiento del HOT MAIN BAT BUS al abastecimiento del 
HOT EMER BAT BUS. 
 - 53 -
 
NORM (PB sin presionar) el DC STBY y el INV 1 son abastecidos 
desde la misma fuente que el DC ESS BUS. 
OVRD (PB presionad) el DC STBY BUS y el INV 1 son 
abastecidos de la misma fuente que el DC EMER BUS. El 
foco de OVRD se prende blanco. 
UNDV el foco se prende ámbar para indicar que el voltaje del DC 
STBY BUS es inferior a 19.5 V. 
 
6.- Indicador del DC AMP. 
Indica la corriente de carga (CH/descarga (DCH)) de la batería 
seleccionada. 
 
7.- Selector de lectura BAT AMP 
Permite seleccionar la batería verificada por el amperímetro (6) 
 
8. - Interruptor (PB) SVCE ADN UTILITY BUS 
Controla la conexión / desconexión del DC SVCE BUS y ambos UTLY 
BUS con los correspondientes DC BUS principales. 
 
NORM (PB presionado) el DC SVCE BUS (si el interruptor del DC 
SVCE BUS esta en ON en el tablero de sobrecargos) y 
ambos UTLY BUS están disponibles a menos que el BPCU 
proporcione una señal de carga. 
OFF (PB sin presionar) el DC SVCE BUS y ambos UTLY BUS 
son desconectados de los correspondientes DC BUS 
principales. El foco de OFF se prende en color blanco. 
 
SHED se ilumina en color ámbar y se activa el CCAS cuando se 
presenta una condición se señal de carga controlado por 
el BCPU y por lo menos un UTLY BUS es desconectado del 
correspondiente DC BUS principal. 
 - 54 -
 
Nota: cuando DC BUS 1 está energizado, el PB del SVCE AND UTLY 
BUS actúa como interruptor de control maestro para el DC SVCE BUS 
y debe ser presionado junto con el interruptor del DC SVCE BUS en el 
tablero de sobrecargos parta energizar el DC SVCE BUS. 
 
 
2-3 Energía de Frecuencia Constante de CA 
 
2-3-1 Generación 
 
La fuente de energía de CA de frecuencia constante (400 Hz) consiste 
de dos inversores estáticos (INV). 
Los inversores empaquetados están montados en cremalleras y son 
enfriados por aire a presión con dispositivos para enfriamiento por 
convección natural. 
Las características de diseño del inversor estático son las siguientes: 
 
- Energía 500 VA 
- Voltaje de salida 115 V 4 V y 26 V 1V 
- Frecuencia 400 Hz 5Hz 
- Tipo Fase sencilla 
 
Los dos inversores son energizados por los DC BUS 1 y 2 
respectivamente. 
El rango de voltaje de entrada está entre 18 VDC y 31 VCD para 
operación satisfactoria. 
En el caso en que se pierda un DC BUS, no se abastece el inversor 
correspondiente, sino que el AC BUS correspondiente es abastecido 
por el AC BTR. 
 - 55 -
En el caso de la pérdida de ambos DC BUS, el INV 1 es abastecido 
automáticamente por el HOT MAIN BAT BUS, o por el HOT EMER BAT 
BUS en configuración OVRD. 
Las barras de una sola fase de 26 VAC400 Hz nominal son 
abastecidas directamente desde una salida separada de los 
inversores estáticos. 
La energía disponible en las barras de 26 VAC es de 259 VA máximo 
cada uno. 
 
Nota: Dos redes eléctricas de CA son abastecidas por los inversores: 
115 VAC y 26 VAC. Solamente se muestra uno en el diagrama. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 56 -
2-3-2 Distribución 
 
El IVN 1 abastece normalmente: 
 
- AC BUS 1 115v y 26v 
- AC STBY BUS 115v y 26v 
 
 
 - 57 -
El INV 2 abastece normalmente: 
 
- AC BUS 2 115 v y 26 v 
 
En el caso de falla de un inversor o pérdida o energía de entrada, 
el AC BUS asociado se aísla del inversor asociado y, dado que el 
interruptor del BTC está puesto en ON, Los AC BUS 1 y 2 son 
conectados (unidos) automáticamente. 
 
En caso de falla del INV 1 o pérdida o energía de entrada el AC 
STBY BUS es abastecido automáticamente por el INV 2. 
 
2-3-2a Panel Principal de Energía Eléctrica 
 
 
 - 58 -
1.- Indicador de INV FAULT 
 
Se ilumina en ámbar y se activa el CCAS cuando se detecta un 
bajo/sobre voltaje en la salida del inversor asociado (V 123V 2V o 
V 102V 2V). Esto puede ser provocado por una falla de inversor o 
una pérdida de abastecimiento de energía. 
 
2.- Indicador de BUS OFF. 
 
Se ilumina en ámbar y se activa el CCAS cuando el AC BUS 
asociado se dejo sin energía. 
 
3.- Interruptores (PB) de STBY BUS e INV 1 OVRD. 
Cuando se abastece por baterías, éste interruptor protegido permite 
al INV 1, y por lo tanto al AC STBY BUS, ser transferidos desde el 
abastecimiento del HOT MAIN BATA BUS, ser transferidos desde el 
abastecimiento del HOT MAIN BAT BUS para abastecerse del HOT 
EMER BAT BUS. 
 
NORM (PB sin presionar) el INV 1 y el AC STBY BUS son 
abastecidos desde la misma fuente que el DC ESS BUS. 
 
OVRD (PB presionado) el INV 1 y el AC STBY BUS son 
abastecidos desde el DC EMER BUS. OVRD se prende de 
blanco. 
 
UNDV se ilumina en ámbar para indicar que el voltaje del DC 
STBY BUS es inferior a 19.5 V. Ya no se asegura la 
operación correcta del INV 1 (el voltaje mínimo es de 18 
V). 
 
 
 - 59 -
4.- Interruptor (PB) del BTC 
 
Este PB asegurado controla el DC BUS TIE CONTACTOR (BTC) y el AC 
BUS TIE RELAY (AC BTR) los cuales, cuando están cerrados, conectan 
ambas barras de CD y/o ambas barras de CA en paralelo. 
 
NORM (PB presionado). El BPCU controla automáticamente el 
BTC y un lógico separado controla el AC BTR. 
 En condiciones normales, con ambos inversores corriendo, 
el AC BTR se abre permitiendo la operación aislada de 
ambos canales de generación. 
 En caso de falla de inversor, el AC BTR se cierra 
automáticamente. El indicador INV FAULT se ilumina pero 
el correspondiente indicador de BUS OFF se mantiene 
apagado. 
 
ISOL (PB sin presionar). El BTC y AC BTR están abiertos – el 
indicador de ISOL se prende en color blanco. 
 
2-4 Energía de Frecuencia Variable de CA 
 
2-4-1 Generación 
 
El sistema de generación de ACW consiste de dos generadores de tres 
fases movidos por las hélices (RGB). 
Cada generador es del tipo enfriado por aire sin cepillos y 
proporcionan 20 KVA para operación continua. 
El voltaje nominal es de 115 V/200V. 
El rango de frecuencias de operación normal es: 341 a 448 Hz (70 a 
100 % NP) 
 - 60 -
Cada generador es controlado por una Unidad de Control de 
Generador (GCU), que proporciona las siguientes funciones de control 
y protección. 
 
• Sobrevoltaje. 
• Limitación de energía y falta de corriente. 
• Desasegurado de la barra de acoplamiento. 
• Bajo voltaje. 
• Protección diferencial. 
• Baja frecuencia. 
• Fase abierta. 
• Sobre-frecuencia. 
• Regulación de voltaje. 
 
Una única de Control de Energía de BUS (BPCU) efectúa las funciones 
requeridas para el control y la protección del EXT PWR, el TIE BUS y 
el SVCE BUS. 
 
DIAGRAMA 
 
 
 
 - 61 -
2-4-2 Distribución 
 
La red de distribución de ACW de la aeronave consiste de tres barras: 
- dos barras principales de ACW BUS 1 y 2. 
- ACW SVCE BUS 
 
ACW BUS 1y 2 
 
El ACW BUS 1 es abastecido normalmente por el generador del motor 
izquierdo y el ACW BUS 2 por el generador del motor derecho. 
 
Notas: en caso de falla de generador, el ACW BUS asociado se 
abastecerá automáticamente desde el otro generador a través de los 
BUS TIE CONTACTORS (1 y 2). 
Tan pronto como el EXT PWR es conectado, puesto en ON y verificado 
“aceptable” en voltaje, frecuencia, fase y corriente por el BPCU, éste 
tiene prioridad sobre los generadores. 
 
ACW SVCE BUS 
 
El ACW SVCE BUS abastece de energía a las cargas en vuelo que 
serán utilizadas también en tierra durante las operaciones de servicio 
de la aeronave. El ACW SVCE BUS puede ser abastecido desde el EXT 
PWR o el ACW BUS 1, un interruptor ubicado en el tablero de 
sobrecargos controla la energía al ACW SVCE BUS. 
Cuando el ACW BUS esta en ON, la energía que está siendo 
proporcionada por el generador o el EXT PWR a través del BTC 
1, el ACW SVCE BUS es alimentado automáticamente desde el 
ACW BUS 1 a través del conector GXC. 
Cuando al aeronave esta operando desde el EXT PWR o ACW 
BUS 1 en OFF, el ACW SVCE BUS es alimentado desde el EXT 
PWR a través del conector EXC. 
 - 62 -
 Nota: El ACW SVCE BUS es alimentado automáticamente cuando un 
generador esta fuera de línea. 
 
2-4-3 Presentación General 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 63 -
UBIACIÓN DE LOS CONTROLES 
 
 
 
 
 
 
 
 - 64 -
2-4-3a Panel de Energía Eléctrica de CA Variable 
 
 
 
1.- Interruptor (PB) del ACW GEN. 
 
Controla la energización del generador asociado o el rearmado de la 
protección después de la falla. 
 
ON (PB presionado) el generador asociado es energizado y su 
conector se cierra si los parámetros eléctricos de la red son 
normales. 
OFF (PB sin presionar) el generador asociado es desabastecido de 
energía y su conector se abre. El foco de OFF se prende en 
blanco. 
FAULT se ilumina en ámbar y el CCAS se activa en caso de: 
 
1. Que se inicie un corte de protección por el GCU asociado. Si es 
causado por baja velocidad de un generador, el reinicio será 
automático. Para los otros casos, se debe efectuar un reinicio 
manual. 
 - 65 -
2. una apertura de un conector de u generado, excepto si el PB 
esta en puesto en OFF. 
En ambos casos, el BUS TIE CONECTOR se cierra y el ACW BUS 
afectado es abastecido automáticamente desde el generador 
remanente. El foco se paga y el circuito de falla es reiniciado cuando 
el PB es ciclado a la posición de salida. 
 
2.- Foco de ACW BUS OFF 
 
Se ilumina en ámbar y el CCAS se activa cuando el ACW BUS 
asociado no está siendo abastecido. 
 
3.- Interruptor (PB) del BTC. 
 
Este PB protegido controla el ACW BUS TIE CONECTOR (BTC 1 Y 2) 
que, cuando están cerrados, conectan en paralelo ambos ACW 
principales. 
 
NORM (PB presionado) el BPCU controla automáticamente los BTC 1 y 
2. 
- En condiciones normales, con ambos generadores corriendo, los 
BTC 1 y 2 están abiertos, permitiendo la operación aislada de 
ambos canales de generación. Ninguna indicación es visible. 
- En caso de operación de energía externa, o falla de un solo 
canal, los BTC 1 y 2 se cierran automáticamente. Se ilumina la 
barra de flujo. 
ISOL (PB sin presionar) los BTC 1 y 2 están abiertos, el foco de ISOL 
se prende en blanco no es visible la barra de flujo integrado. 
 
4.- Interruptor (PB) de EXT PWR. 
 
Diríjase a la sección de ENERGÍA EXTERNA. 
 - 66 -
2-5 Energía Externa 
 
2-5-1 Generalidades 
 
El sistema de energía eléctrica de CD y ACW puede ser abastecido 
desde fuentes de energía en tierra, conectado a través de los 
receptáculos separados “EXTERNAL POWER” que están ubicados en el 
lado derecho inferior del fuselaje, exactamente atrás del tren de 
nariz. 
 
 
2-5-2 Abastecimiento de CD 
 
- La energía es controlada a travésdel BUS POWER CONTROL UNIT 
(BPCU) el cual proporciona las siguientes características de 
protección: 
- Sobrevoltaje 
- Bajo voltaje. 
- Sobre corriente. 
- Polaridad correcta. 
Cuando las condiciones anteriores se encuentran correctas, e EXT 
POWER se considera que está a un nivel de calidad aceptable. El foco 
de AVAIL se prende en verde en el interruptor (PB) del DC EXT 
POWER. 
 
- Estando iluminado el foco de AVAIL, el PB del EXT PWR se 
puede poner en ON en cuyo momento el conector del EXT PWR 
(EEPC) y el BTC se cerrarán. El foco de AVAIL permanecerá 
iluminado y el foco de ON se prenderá en azul. 
 
 - 67 -
Nota: Tan pronto como el EXT PWR es conectado, verificado de 
aceptable por BPCU y puesto en ON, este tiene prioridad sobre los 
generadores. 
 
2-5-3 Abastecimiento de ACW 
 
• La energía es controlado vía el BUS POWER CONTROL UNIT 
(BPCU). 
El cual cuenta con las siguientes cualidades de protección: 
 
- Límites de voltaje correcto, 
- Secuencia de fase correcta, 
- Límites de frecuencia correcta, 
- Fase no abierta, 
- No sobrecarga. 
 
Cuando las condiciones anteriores son correctas, el EXT PWR se 
considerará de calidad aceptable, el foco de AVAIL se ilumina en 
verde en el PB del ACW EXT POWER. 
 
• Estando iluminado el foco de AVAIL se puede poner en ON el PB 
del ACW SVCE BUS en le tablero del asistente de cabina y el 
ACW SVCE BUS será abastecido el EXT PWR a través del 
conector EXC. 
 
• Estando iluminado el foco de AVAIL se puede poner en ON el PB 
del ACW EXT PWR momento en el que se cierra el conector del 
EXT PWR (EPC) y los conectores de amarre de buses (BTC 1 y 
2). El foco de AVAIL se mantendrá iluminado y el foco de ON se 
iluminará en azul. En estas condiciones, el ACW SVC BUS será 
abastecido por el EXT PWR a través del EPC, el BTC 1 y el GXC. 
 
 - 68 -
Nota: Tan pronto como se conecte el EXT PWR, verificado de 
aceptable por el BPCU y puesto en ON, este tiene prioridad sobre los 
generadores. 
 
2-5-4 Tablero del Receptáculo de Energía Externa de CA 
 
 
 
RECEPTÁCULOS DE ENERGÍA EXTERNA 
 
 
 
 
1.- Interruptor de la luz de Servicio del Tren de Nariz 
 
Permite encender el foco de servicio en el compartimiento del tren de 
nariz. 
 
2. - Foco de “AC Power not used” (blanco) 
 - 69 -
 
Se prende cuando la energía externa de CA es conectada y el 
conector de energía externa de CA se abre. 
 
3.- Foco de “AC CONNECTED” (blanco) 
 
Se prende cuando la energía externa de CA es conectada. 
 
2-5-5 Tablero del Receptáculo de Energía Externa de CD 
 
 
 
1.- Foco “DC CONNECTED” (blanco) 
 
Se prende cuando la energía externa de CD es conectada a la 
aeronave. 
 
2. - Foco “DC POWER NOT CONNECTED” (blanco) 
 
Se prende cuando la energía externa de DC esta conectada a la 
aeronave y el conector de energía externa de CD esta abierto. 
 
3.- Enchufe de Interfón 
 
 - 70 -
Puede utilizarlo el mecánico de tierra para conectar sus audífonos y 
comunicarse con la tripulación en cabina. 
 
4.- Botón de llamada del piloto 
 
 Cuando se presiona, envía una señal de llamada (audible y visual) a 
la cabina: el foco de “MECHANIC CALL” se prende en el tablero 
superior. 
 
2-5-6 Tablero de Sobrecargos 
 
 
 
 
1.- Interruptor (PB) del DC SVCE BUS 
 
Conecta el DC SVCE BUS a la fuente de EXT PWR cuando el DC BUS 
1 no está energizado. 
 
El control maestro del DC SVCE BUS se transfiere al PB del SVCE & 
UTLY BUS cuando el DC SVCE BUS está energizado. 
 
ON (PB presionado) El foco se prende en blanco siempre que una 
fuente de energía esté disponible en la aeronave. 
 
OFF (PB sin presionar) El DC SVCE BUS es desconectado de la 
fuente de energía disponible. El foco de ON se apaga. 
 
 - 71 -
SHED Se prende en color ámbar cuando: 
 
- EXT PWR esta disponible para energizar el DC SVCE BUS y 
ocurre una alimentación de sobrecarga cuando el PB está 
presionado o suelto, o 
- El DC SVCE BUS es energizado desde el DC BUS 1 y ocurre una 
alimentación de sobrecarga, sin importar la posición del PB (sin 
presionar o presionado). 
 
2.- Interruptor (PB) del ACW SVCE BUS 
 
Conecta el ACW SVCE BUS a la fuente de EXT PWR cuando el ACW 
BUS 1 no está energizado. 
 
ON (PB presionado) siempre que esté disponible el EXT PWR de 
calidad aceptable, se cierra EXC para suministrar al SVCE BUS con el 
EXT PWR. El foco se prende blanco. 
 
OFF (PB sin presionar) el SVCE BUS se desconecta desde el EXT 
PWR. El foco ON se apaga. 
 
SHED se ilumina en ámbar cuando: 
 
- el EXT PWR esté disponible y el PB este en OFF, o si 
- el PB está en ON y ocurra la alimentación del EXT PWR, o si 
- el ACW SVCE BUS es energizado desde el ACW BUS 1 y la 
alimentación ocurre independientemente de la posición del PB 
(sin presionar o presionado). 
 
 
 
 
 - 72 -
PRESENTACIÓN GENERAL.- ENERGÍA EXTERNA DE CD 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 73 -
 
ENERGÍA EXTERNA DE CA.- OPERACIÓN 
 
 
 
2-5-7 Tablero Lateral de Mantenimiento 
 
GENERAL 
 
Sobre el tablero de mantenimiento del lado derecho, se cuenta con 
un selector giratorio con varias indicaciones. Estos dispositivos solo 
se pueden utilizar para propósitos de mantenimiento. El tablero de 
mantenimiento se encuentra protegido con una cubierta transparente 
para que no sea utilizado durante las operaciones de vuelo. 
 
 
 
 
 
 - 74 -
2-5-7a Lecturas 
 
 
 
1.- Selector Giratorio 
Permite conectar los puntos seleccionados de la red eléctrica a los 
indicadores. 
La posición “GEN” selecciona el generador de CD en los indicadores 
de CD y el generador de CA variable en los indicadores de CA. 
 
2.- Indicador de voltaje de CD 
 
Indica el voltaje en el punto seleccionado por el selector giratorio. 
 
LECTURA DE BATERÍA NORMAL 
 
Para baterías sin carga: 25 a 28 volts. 
 - 75 -
Batería bajo carga: 23 a 28 volts. 
 
3.- Indicador de CD 
 
Indica la corriente generada por las fuentes seccionadas. 
La lectura normal para cada generador es: menor a 300 A. 
 
4.- Indicador de energía de CA 
 
Indica en cien por ciento la carga de la fuente de AC seleccionada. 
Lectura normal: debajo de 0.5. 
 
5.- Indicador de frecuencia 
 
Indica en Hz la frecuencia de fuente de CA seleccionada. 
Lectura normal: 400 Hz +- 5 Hz. 
 
6.- Indicador de voltaje de CA 
Indica el voltaje de la fuente de CA seleccionada. 
Lectura normal: 115 V +- 4 V. 
 
 
 SELECTOR DE OPERACIÓN DE LOS CONECTORES DE ENLACE DE 
BARRA 
 
Es utilizado para abrir el conector de enlace de barra de CA variable 
correspondiente (la configuración normal en tierra es ambos BTC 
cerrados). 
 
 
 
 - 76 -
DETECTORES DE SOBRECALENTAMIENTO DE LOS ALIMENTADORES 
DE CD 
 
1.- Indicadores magnéticos 
 
Cada uno indica que el alimentador de CD asociado es afectado por 
una discontinuidad o un sobrecalentamiento. 
 
2.- Botón de prueba 
 
Permite que sean verificados ambos canales de detección. Cuando 
está presionado, se prenden ambos indicadores magnéticos (1). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 77 -
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CAPÍTULO III 
 
 
SISTEMA NEUMÁTICO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 - 78 -
Capítulo III 
 
3-1 Generalidades. 
El sistema neumático está compuesto por todos los sistemas 
diseñados para abastecer de aire a los diferentes sistemas de la 
aeronave, zonas o motores, con los correspondientes componentes 
de control, monitoreo e indicación. 
 
El sistema neumático ofrece aire a alta presión para: 
 Aire acondicionado. 
 Presurización. 
 Sistema antihielo. 
 
El aire comprimido es extraído de los compresores del motor en las 
etapas CP o MP. Se cuenta con una protección contra el 
sobrecalentamiento debido a una posible fuga alrededor de los ductos 
de aire caliente, así como con una ventilación en el borde de ataque 
del ala. 
 
3-2 Selección de Extracciónde aire. 
El sistema está diseñado para: 
 Seleccionar la estación del compresor de la que el aire es 
extraído, dependiendo de la presión y/o la temperatura 
existente en estas estaciones. 
 Regular la presión del aire extraído para evitar presiones 
excesivas. 
 
El aire generalmente es extraído del nivel bajo del compresor (LP). A 
baja velocidad del motor cuando la presión del nivel LP es 
insuficiente, la fuente de aire es automáticamente cambiada al 
compresor de alto nivel (HP). En particular, este es el caso para 
algunos puntos de espera y durante el descenso en F1. 
 - 79 -
 
La transferencia de extracción de aire es llevada a cabo por una 
válvula de mariposa controlada eléctrica y neumáticamente. La 
válvula HP permanece cerrada en ausencia de energía eléctrica: 
 Cuando la válvula HP está cerrada, el aire es extraído 
directamente del nivel HP a través de las válvulas check LP de 
extracción de aire. 
 Cuando la válvula HP está abierta, la presión de aire HP entra 
al ducto neumático LP y cierra la válvula check, entonces el 
aire es extraído solamente del nivel HP sin ninguna 
recirculación dentro del motor. 
 
LP. HP. SUMINISTRO DE 
AIRE. 
PRESIÓN DE 
ENTREGA. 
P>19 
PSI. 
Cualquier P. LP. LU. 
P<19 
PSI. 
T<260°C 
(500°F). 
HP. La Menor (19 PSI, HP). 
P<19 
PSI. 
T>260°C 
(500°F). 
LP. LP. 
P<19 
PSI. 
P<10 PSI. NINGUNA. 
(No hay presión 
suficiente para abrir la 
válvula de extracción) 
0. 
 
NOTA: Cuando el motor derecho es usado en modo HOTEL (freno de 
la hélice puesto) los 19 PSI anteriores conmutando entre LP y 
HP son reemplazados por una conmutación de 35 PSI. Entonces 
el aire es abastecido por el nivel HP y la presión de entrega es 
controlada automáticamente a 35 PSI. 
 - 80 -
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PUERTO DE 
BAJA 
PRESIÓN. 
VÁLVULA 
MODERADORA 
DE EXTRACCIÓN 
LP. 
VÁLVULA DE 
EXTRACCIÓN 
HP. 
PUERTO DE 
ALTA 
PRESIÓN. 
VÁLVULA 
MODERADORA 
DE EXTRACCIÓN 
LP. 
VÁLVULA DE 
EXTRACCIÓN 
HP. 
MOTOR IZQUIERDO. MOTOR DERECHO. 
SISTEMA NEUMÁTICO – DIAGRAMA DE BLOQUE. 
A LA IZQ. 
SISTEMA 
ANTIHIELO. 
A LA DER. 
SISTEMA 
ANTIHIELO. 
VÁLVULA DE CERRADO DE EXTRACCIÓN 
DE AIRE. 
VÁLVULA MODERADORA DE EXTRACCIÓN 
DE AIRE. 
VÁLVULA DE CERRADO DE EXTRACCIÓN 
DE AIRE. 
VÁLVULA MODERADORA DE EXTRACCIÓN 
DE AIRE. 
VÁLVULA DE ALIMENTACIÓN CRUZADA. 
UNIDAD DE AIRE 
ACONDIC. IZQ. 
UNIDAD DE AIRE 
ACONDIC. DER.
PUERTO DE 
BAJA 
PRESIÓN. 
PUERTO DE 
ALTA 
PRESIÓN. 
 - 81 -
 
 
 
FIG. 1 
 
 
 
 - 82 -
 
FIG. 2 
 
3-3 Aislamiento. 
 
Corriente abajo de los ductos LP y HP, el aire es admitido en el ducto 
por una válvula de mariposa de extracción operada neumaticamente 
y controlada electricamente que actua como válvula de corte. Esta 
incluye un solenoide que asegura el cierre de la válvula cuando está 
desernegizada. 
 
La válvula de extracción se cierrra automáticamente en los siguientes 
casos: 
 - 83 -
 Conducto de extracción OVHT (T>274° C /525° F). 
 Conducto de extracción LEAK (T>124° C /275° F). 
 Activación de las manijas ENG FIRE asociadas. 
 FRENO DE HÉLICE seleccionada en ON (para la válvula de 
extracción izquierda solamente). 
En la ausencia de presión de aire, la válvula es cerrada por un resorte 
a presión, independientemente de la energía eléctrica. 
 
3-4 Alimentación cruzada. 
 
La válvula de alimentación cruzada en el conducto de alimentación 
cruzada está diseñada para aislar los sistemas de extracción de aire 
izquierdo y derecho. Solo se abre en tierra, cuando la extracción de 
aire es obtenida del motor derecho funcionando en modo HOTEL. 
 
Esta es una válvula de corte neumática controlada por un solenoide 
cerrado por un resorte. La válvula se cierra cuando el solenoide está 
desabastecido de energía. 
 
3-5 Ventilación del Borde de Ataque del Ala. 
 
La ventilación de la sección del borde de ataque del ala, localizada 
entre el fuselaje y la cubierta del motor, donde el conducto de 
extracción está dirigido, está dotado de una entrada de aire NACA 
localizada en la cubierta superior del motor. El aire sale a través de 
los orificios en el borde de ataque. La ventilación solo funciona en 
vuelo. 
No se cuenta con control ni monitoreo. 
 
 
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FIG. 3 
 
 
 
 
 
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FIG. 4 
 
3-6 Sistema de Detección de Fuego. 
 
Se tiene instalado un sistema de monitoreo continuo para detectar un 
eventual sobrecalentamiento debido a una fuga en el ducto. 
Este sistema está instalado para proteger la estructura y 
componentes cerca de los conductos de aire caliente y los paneles 
interiores: 
 Borde de ataque del ala y la pared lateral ala-fuselaje. 
 Pisos superior e inferior del fuselaje. 
 Área del paquete de aire acondicionado. 
 
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El sistema sensitivo incluye dos conjuntos de detección de retorno 
sencillo, uno para el sistema de conducto de extracción derecho y 
otro para el izquierdo. 
Los elementos sensitivos constan de un control conductor (alambre 
de níquel) protegido con un material aislante y están integrados en 
un tubo de inconel conectados a la tierra de la aeronave. 
Cada elemento sensor está permanentemente sujeto a la 
temperatura del compartimiento que lo protege. Para cualquier 
temperatura superior al valor prefijado de 124° C (225° F) aplicado a 
una parte del elemento sensitivo, la resistencia de la mezcla eutéctica 
decrece rápidamente y el conductor central hace tierra. Esto resulta 
en una señal de alerta procesada en una unidad de control con 
letreros iluminados de LEAK (fuga). Después de una espera de un 
segundo, la válvula de paquete asociado, HP y la válvula BLEED 
(extracción) (y la válvula GRD X FEED si la línea izquierda es 
afectada) son automáticamente cerrados. 
 
NOTA: Hay una diferencia filosófica entre LEAK y OVHT. 
En el caso de OVHT, el sistema de extracción asociado puede ser 
recuperado después de un período de enfriamiento. 
En el caso de LEAK, la tripulación debe considerar el sistema de 
extracción asociado como inoperativo por el resto del vuelo. 
 
 
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FIG. 5 
 
3-7 Tablero de Extracción de Aire. 
 
 
FIG. 6 
 
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1. Interruptor (PB) ENG BLEED. 
Válvula de control HP asociada y válvula BLEED. 
 ON (PB presionado). Las HP asociadas y los solenoides de 
las válvulas de extracción están energizados. Las válvulas 
se abrirán si hay presión. 
 OFF (PB liberado) las válvulas HP y de extracción 
asociadas están cerradas. El indicador de OFF se enciende 
en blanco. 
 FAULT. El indicador se prende de color ámbar y el CCAS 
se activa cuando la posición de la válvula de extracción se 
ajusta a la posición elegida o en el caso de 
sobrecalentamiento o fuga. 
 
2. Indicador OVHT. 
La luz se prende en ámbar y el CCAS es activado cuando opera 
cualquiera de los interruptores de sobrecalentamiento de los ductos 
de extracción de aire respectivo (T>274° C /525° F). 
 
NOTA: En caso de OVHT o LEAK, la válvula HP de extracción asociada 
se cierra automáticamente. 
 
3. Indicador LEAK. 
La luz se prende en ámbar y el CCAS es activado cuando el sistema 
de detección de fugas indica una alerta (T>124° C /255° F). 
 
4. Indicador X VALVE OPEN. 
La luz se prende en ámbar cuando la válvula GRD X FEED está 
abierta. Esto ocurre en tierra solamente cuando el freno de la hélice 
del motor derecho es fijado en operación de modo hotel y la 
extracción de aire del motor derecho está disponible. 
 
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3-8 Ubicación de los Controles. 
 
 
 
FIG. 7 
 
 
 
 
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3-9 Tablero Lateral de Mantenimiento. 
 
GENERALIDADES 
 
En el tablero de mantenimiento del lado derecho, se cuenta con los 
indicadores magnéticos y el botón de prueba de fuga, se dan 
solamente para el mantenimiento del sistema de extracción de aire. 
 
 
FIG. 8 
 
 
1. Indicador de válvula magnética HP. 
Se enciende cuando