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Motores de Turbina


Un motor de turbina de avión consta de una toma de aire, compresor, cámaras de combustión, una sección de turbina, y escape. El empuje es producido por el aumento de la velocidad del aire que fluye a través del motor. Los motores de turbina son plantas de poder altamente deseables en las aeronaves. Se caracterizan por un funcionamiento suave y una alta relación potencia-peso, y utilizan combustible para reactores fácilmente disponible. Antes de los recientes avances en los materiales, diseños de motores, y los procesos de fabricación, el uso de motores de reacción en aviones pequeños/livianos eran de un costo prohibitivo. En la actualidad, varios fabricantes de aviones están produciendo o planean producir aviones pequeños/ livianos con turbina. Estos pequeños aviones de reacción por lo general tienen capacidad de tres a siete pasajeros y se les conoce como jets muy livianos (VLJVery Light Jet) o microjet. [Figura 6-22]






Tipos de motores de turbina


Los motores de turbina se clasifican según el tipo de compresores que utilizan. Hay tres tipos de compresores: de flujo centrífugo, de flujo axial, y de flujo centrífugo-axial. La compresión del aire de entrada se consigue en un motor de flujo centrífugo, acelerando el aire hacia el exterior perpendicular al eje longitudinal del motor. El motor de flujo axial comprime el aire por una serie de álabes rotatorios y estacionarios moviendo el aire paralelo al eje longitudinal. El diseño de flujo centrífugo-axial utiliza

ambos tipos de compresores para lograr la compresión deseada.


El camino que toma el aire a través del motor y cómo se produce la potencia determina el tipo de motor. Hay cuatro tipos de motores de turbina: turborreactor, turbohélice, turboventilador, y turboeje.



Turborreactor



El turborreactor consta de cuatro secciones: compresor, cámara de combustión, sección de la turbina, y el escape. La sección del compresor pasa aire de entrada a una velocidad alta hacia la cámara de combustión. La cámara de combustión contiene la entrada de combustible y el encendido para la combustión. El aire se expande moviendo una turbina, que está conectada por un eje al compresor, manteniendo el motor en funcionamiento. Los gases de escape acelerados por el motor proporcionan empuje. Esta es básicamente una acción de comprimir aire, encender la mezcla aire combustible, produciendo potencia para auto-sostener

el funcionamiento del motor, y expulsar gases para la propulsión. [Figura 6-23]





Los turborreactores están limitados en alcance y autonomía. También son lentos para responder al acelerador a bajas velocidades de compresor.





Turbohélice


Un motor turbohélice es un motor de turbina que impulsa una hélice a través de un engranaje de reducción. Los gases de escape accionan una turbina de potencia conectada por un eje que acciona el conjunto de engranajes de reducción. Los engranajes de reducción son necesarios en los turbohélices, porque el rendimiento óptimo de la hélice se logra a velocidades mucho más lentas que las rpm de funcionamiento del motor. Los turbohélices son un compromiso entre turborreactores y motores de pistón. Los turbohélices son más eficientes a velocidades de entre 250 y 400 nudos y altitudes entre 18.000 y 30.000 pies. También funcionan bien a las bajas velocidades necesarias para el despegue y aterrizaje, y son eficientes con el combustible. El consumo mínimo específico de combustible del turbohélice está normalmente disponible en altitudes entre 25.000 pies y la tropopausa. [Figura 6-24]






Turbofan



Los turbofan o turboventiladores se desarrollaron para combinar algunas de las mejores características de los turborreactores y turbohélices. El turboventilador está diseñado para crear empuje adicional al desviar un flujo de aire secundario alrededor de la cámara de combustión. El aire derivado (bypass) del turbofan genera mayor empuje, enfría el motor, y ayuda en la supresión del ruido de escape. Esto proporciona velocidades de crucero como los turborreactores y un menor consumo de combustible.


El aire de entrada que pasa a través de un turbofan se divide en dos corrientes separadas de aire. Una corriente pasa a través del núcleo del motor, mientras que una segunda corriente no pasa por el núcleo. Es este aire derivado el que es responsable por el término "motor de derivación". La relación de derivación del turboventilador se refiere a la relación de la masa de aire que pasa a través del fan, dividido por la masa de aire que pasa a través del núcleo. [Figura 6-25]








Turboeje



El cuarto tipo común de motor a reacción es el turboeje. [Figura 6-26] Entrega potencia a un eje que impulsa algo que no sea una hélice. La mayor diferencia entre un turborreactor y un turboeje es que en un turboeje, la mayor parte de la energía producida por los gases en expansión se utiliza para girar una turbina en lugar de producir empuje. Muchos helicópteros utilizan un motor de turbina de gas o turboeje. Además, los motores turboeje son ampliamente utilizados como unidades de energía auxiliares en aeronaves de gran tamaño.







Instrumentos de motores de turbina






Los instrumentos del motor que indican la presión de aceite, temperatura de aceite, velocidad del motor, temperatura de los gases de escape, y flujo de combustible son comunes a los motores de turbina y de pistón. Sin embargo, hay algunos instrumentos que son únicos para motores de turbina. Estos instrumentos proporcionan indicaciones de la relación de presión del motor, presión de descarga de la turbina, y el torque.



Además, la mayoría de los motores de turbina de gas tienen múltiples instrumentos sensores de temperatura, llamados termocuplas, que proporcionan a los pilotos lecturas de temperatura en y cerca de la sección de la turbina.




Relación de presión del motor (EPR)




El medidor de relación de presión del motor (EPR – Engine Pressure Ratio) se utiliza para indicar la potencia de salida en un motor turborreactor/turbofan. EPR es la relación de presión de los gases entre la salida de la turbina y la de entrada del compresor. Las

mediciones de son registrados por sondas instaladas en la entrada y en el escape del motor. Una vez recogidos, los datos se envían a un transductor de presión diferencial, que se indica en cabina por el medidor EPR.


El diseño del sistema EPR compensa automáticamente los efectos de la velocidad y la altitud. Los cambios en la temperatura ambiente requieren que se aplique una corrección a las indicaciones del EPR para proporcionar ajustes precisos en la potencia del motor.




Temperatura de los gases de escape (EGT)




Un factor limitante en una turbina de gas es la temperatura de la sección de turbina. La temperatura de la sección de turbina debe controlarse de cerca para evitar el sobrecalentamiento de los álabes de la turbina y otros componentes de la sección de escape. Una forma común de controlar la temperatura de la sección de turbina es con un medidor EGT (Exhaust Gas Temperature). EGT es un límite de operación del motor usado para vigilar las condiciones generales operativas del motor.



Las variantes en los sistemas de EGT tienen nombres diferentes en función de la ubicación de los sensores de temperatura. Los sensores de temperatura comunes en la turbina incluyen el medidor de temperatura de entrada de la turbina (TIT), medidor de temperatura de salida de la turbina (CDC), medidor de temperatura entre etapas de la turbina (ITT), y el medidor de temperatura de la turbina de gas (TGT).




Torquímetro



La potencia de salida de un turbohélice/turboeje se mide con el torquímetro. El torque (o par) es una fuerza de torsión aplicada a un eje. El torquímetro mide la potencia aplicada al eje. Los turbohélices y turboejes están diseñados para producir torque para la girar una hélice. Los torquímetros se calibran en unidades porcentuales, libras/pie, o psi (libras por pulgada cuadrada).




Indicador N1



N1 representa la velocidad de rotación del compresor de baja presión y se presenta en el indicador como un porcentaje de las rpm de diseño. Después de arrancar la velocidad del compresor de baja presión es girado por la turbina N1. La turbina N1 está conectada al compresor de baja presión a través de un eje concéntrico.



Indicador N2



N2 representa la velocidad de rotación del compresor de alta presión y se presenta en el indicador como un porcentaje de las rpm de diseño. El compresor de alta presión es girado por la turbina N2. La turbina N2 está conectada al compresor de alta presión a través de un eje concéntrico. [Figura 6-27]







Consideraciones operativas en motores de turbina



La gran variedad de motores de turbina hace imposible cubrir los procedimientos operativos específicos, pero hay ciertas consideraciones operacionales comunes a todos los motores de turbina. Estos son límites de temperatura, daños por objetos extraños, arranque calientes, pérdida de compresor, y apagado.


Limitaciones de temperatura del motor


La temperatura más alta en cualquier motor de turbina se produce en la entrada de la turbina. La temperatura en la entrada de la turbina es por lo tanto, el factor limitante en la operación del motor de turbina.



Variaciones de empuje



El empuje de un motor de turbina varía directamente con la densidad del aire. Cuando la densidad del aire disminuye, también lo hace de empuje. Además, debido a que la densidad del aire disminuye con el aumento de la temperatura, un aumento de temperatura se traducirá en una disminución de empuje. Mientras que tanto los motores de turbina como los alternativos se ven afectados en alguna medida por humedad relativa alta, los motores de turbina experimentarán una mínima pérdida de empuje, mientras que los motores alternativos tendrán una pérdida de potencia al freno significativa.




Daños por objetos extraños (FOD)



Debido al diseño y función de la entrada de aire de un motor de turbina, siempre existe la posibilidad de la ingestión de desechos. Esto causa un daño significativo, particularmente a las secciones del compresor y la turbina. Cuando se produce la ingestión de desechos, se llama daños por objetos extraños (FOD-Foreign Object Damage). El FOD típico se compone de pequeñas muescas y abolladuras causadas por la ingestión de objetos pequeños en plataforma, calle de rodaje, o pista de aterrizaje, pero también se produce FOD causado por choques con aves o ingestión de hielo. A veces el FOD resulta en la destrucción total de un motor.


La prevención del FOD es de alta prioridad. Algunas entradas de motor tienen una tendencia a formar un vórtice entre el suelo y la toma de aire durante las operaciones en tierra. En estos motores se puede instalar un disipador de vórtice. También pueden ser

utilizados otros dispositivos, tales como pantallas y/o deflectores. Las comprobaciones de pre vuelo incluyen una inspección visual para detectar cualquier signo de FOD.



Arranque del motor de turbina caliente/colgado



Cuando la EGT excede el límite de seguridad de una aeronave, experimenta un "arranque en caliente". Es causado por la entrada en exceso de combustible a la cámara de combustión, o rpm de turbina insuficientes.


Cada vez que un motor tiene un arranque en caliente, consulte el manual de vuelo o un manual de mantenimiento adecuado para inspección.


Si el motor no acelera a la velocidad adecuada después de la ignición o no acelera a las rpm de ralentí, se ha producido un arranque colgado o falso. Un arranque colgado puede ser causado por una fuente de potencia de arranque insuficiente o el mal funcionamiento del control de combustible.



Pérdida de compresor



Los álabes del compresor son pequeños perfiles aerodinámicos y están sujetos a los mismos principios aerodinámicos que se aplican a cualquier perfil. Un álabe de compresor tiene un ángulo de ataque que es resultado de la velocidad de entrada de aire y la velocidad de rotación del compresor. Estas dos fuerzas se combinan para formar un vector, que define el ángulo de ataque real del perfil con el aire que ingresa.


Una pérdida de compresor es un desequilibrio entre las dos magnitudes vectoriales, la velocidad de entrada y la velocidad rotacional del compresor. Las pérdidas de compresor se producen cuando el ángulo de ataque de los álabes excede el ángulo de ataque crítico. En este punto, el flujo suave de aire se interrumpe y se crea turbulencia con fluctuaciones de la presión. La pérdida

de compresor, provoca que el aire en el compresor reduzca la velocidad y se estanque, a veces invirtiendo la dirección. [Figura 6-28]






La pérdida del compresor puede ser transitoria e intermitente o constante y severa. Las indicaciones de una pérdida temporal/intermitente son generalmente un "bang" intermitente como contra explosión y se lleva a cabo una inversión de flujo. Si la pérdida se desarrolla y se mantiene estable, puede desarrollarse una vibración y un ruido fuertes a partir de la continua inversión de flujo. A menudo, los instrumentos de cabina no muestran una pérdida leve o transitoria, pero sí indican una pérdida establecida.


Las indicaciones típicas de los instrumentos incluyen fluctuaciones en rpm y aumento de la temperatura de los gases de escape. La mayoría de las pérdidas transitorias no son perjudiciales para el motor y, a menudo se corrigen después de una o dos

pulsaciones. La posibilidad de daños graves al motor causados por un estado de pérdida estable es inmediata.


La recuperación debe llevarse a cabo mediante la rápida reducción de la potencia, disminuyendo el ángulo de ataque de la aeronave, y el aumento de la velocidad.



Aunque todos los motores de turbina están sujetos a pérdidas de compresor, la mayoría de los modelos tienen sistemas que las inhiben. Un sistema utiliza unas álabes guía de entrada variables (VIGV, variable inlet guide vane) y álabes variables de estator, que dirigen el aire entrante en los álabes del rotor en el ángulo apropiado. Para evitar pérdidas de presión de aire, opere el avión dentro de los parámetros establecidos por el fabricante. Si se desarrolla una pérdida de compresor, siga los procedimientos recomendados en el manual de vuelo.



Extinción de llama o Flameout


El flameout se produce al operar una turbina de gas en la cual la llama en el motor se apaga involuntariamente.


Si el límite de riqueza de la relación combustible/aire se excede en la cámara de combustión, la llama se extingue. Por lo general, resulta de la aceleración muy rápida del motor, en la que una mezcla excesivamente rica hace que la temperatura del combustible caiga por debajo de la temperatura de combustión. También puede ser causada por insuficiente flujo de aire para mantener la combustión.


Un flameout más común es debido a baja presión de combustible y bajas velocidades del motor, que normalmente están asociados con el vuelo a gran altitud. Esta situación también puede ocurrir al desacelerar el motor durante un descenso, que puede producir la condición de extinción por mezcla pobre.


Una mezcla pobre puede causar fácilmente la extinción de llama, incluso con un flujo de aire normal a través

del motor.


Cualquier interrupción del suministro de combustible puede resultar en un flameout. Esto puede ser debido a actitudes inusuales prolongadas, un fallo del sistema de control de combustible, turbulencia, engelamiento, o quedarse sin combustible.


Los síntomas de un flameout normalmente son los mismos que los de un fallo del motor. Si el flameout es debido a una condición transitoria, tal como un desbalance entre el flujo de combustible y la velocidad del motor, se puede intentar un arranque una vez que la condición se corrige. En cualquier caso, los pilotos deben seguir los procedimientos de emergencia

aplicables señalados en el AFM/POH. En general, estos procedimientos incluyen recomendaciones relativas a la altitud y la velocidad a la cual el arranque es más probable que tenga éxito.





Comparación de rendimiento


Es posible comparar la performance de un motor alternativo y diferentes tipos de motores de turbina.


Para que la comparación sea precisa, debe ser utilizada la potencia de empuje (potencia útil) para el motor alternativo en lugar de potencia al freno y empuje neto debe ser utilizado para los motores de turbina. Además, la configuración del diseño del avión y el tamaño deben ser aproximadamente los mismos. Al comparar el rendimiento, las siguientes definiciones son útiles:


Potencia al freno (BHP): potencia efectiva entregada al eje de salida. La potencia al freno es la potencia útil real.


Empuje neto: empuje producido por un turborreactor o turbohélice.


Potencia de empuje (THP): potencia equivalente al empuje producido por un turborreactor o turbofan.


Potencia al eje equivalente (ESHP): relativo a turbohélices, la suma de la potencia al eje (SHP) entregada a la hélice y THP producida por los gases de escape.



La figura 6-29 muestra cómo se compara el empuje neto de cuatro tipos de motores, al incrementar la velocidad del aire. Esta figura es con fines explicativos solamente y no para modelos específicos de motores.






Los cuatro tipos de motores son los siguientes:



• Motor alternativo

• Turbina, combinado con hélice (turbohélice)

• Turbina incorporando un ventilador (turbofan)

• Turborreactor (chorro puro)





Al trazar la curva de rendimiento para cada motor, se puede hacer una comparación de la variación de la velocidad máxima de la aeronave con el tipo de motor utilizado. Dado que el gráfico es sólo un medio de comparación, los valores numéricos de empuje neto, velocidad del avión, y resistencia no están incluidos.


La comparación de los cuatro motores basado en el empuje neto hace evidente ciertas capacidades de rendimiento. En la gama de velocidades a la izquierda de la línea A, el motor alternativo supera los otros tres tipos. El turbohélice supera al turbofan en el rango a la izquierda de la línea C.


El turbofan supera al turborreactor en el rango a la izquierda de la línea F. El turboventilador supera al alternativo a la derecha de la línea B y el turbohélice a la derecha de la línea C. El turborreactor supera al motor alternativo a la derecha de la línea D, el turbohélice a la derecha de la línea E, y el turbofan a la derecha de la línea F.


Los puntos donde la curva de resistencia intercepta las curvas de empuje neto son las velocidades máximas del avión. Las líneas verticales de cada uno de los puntos a la línea de base del gráfico indican que la aeronave con turborreactor puede alcanzar una velocidad máxima superior que las aeronaves equipadas con los otros tipos de motores. Las aeronaves equipadas con turbofan alcanzan una velocidad máxima superior a las aeronaves equipadas con turbohélice, o alternativo.




Sistemas en el fuselaje


Los sistemas en el fuselaje se componen de sistemas de combustible, eléctrico, hidráulico y de oxígeno.


Sistema de combustible.


El sistema de combustible está diseñado para proporcionar un flujo ininterrumpido de combustible desde los depósitos al motor. El combustible debe estar disponible para el motor en cualquier condición de potencia del motor, altitud, actitud y durante todas las maniobras de vuelo aprobadas. Comúnmente se aplican dos clasificaciones a los sistemas de combustible en aeronaves pequeñas: sistemas de alimentación por gravedad y con bombeo de combustible.



Sistema de alimentación por gravedad


El sistema de alimentación por gravedad utiliza la fuerza de la gravedad para transferir el combustible desde los tanques al motor. Por ejemplo, en aviones de ala alta, los tanques de combustible están instalados en las alas. Esto coloca los depósitos de combustible por encima del carburador, y el combustible es alimentado por gravedad a través del sistema al carburador. Si el diseño de la aeronave es tal que la gravedad no se puede utilizar para transferir combustible, se instalan bombas de combustible. Por ejemplo, en aviones de ala baja, los depósitos en las alas se encuentran por debajo del carburador. [Figura 6-30]





Sistema de bombeo de combustible



Las aeronaves con sistemas de bombeo de combustible disponen de dos bombas de combustible. El sistema de bomba principal es accionado por el motor con una bomba eléctrica auxiliar provista para su uso en el arranque del motor y en caso de fallo de la bomba de motor. La bomba auxiliar, también conocida como boost, proporciona mayor fiabilidad al sistema de combustible. La bomba eléctrica auxiliar está controlada por un interruptor en la cabina de vuelo.




Primer (cebado)


Ambos sistemas de alimentación por gravedad y bombeo de combustible pueden incorporar un cebador en el sistema de combustible. El cebador (o primer) se utiliza para extraer combustible de los tanques para vaporizarlo directamente en los cilindros antes del arranque del motor. Durante tiempo frío, cuando los motores son difíciles de arrancar, el primer ayuda porque no hay suficiente calor disponible para vaporizar el combustible en el carburador. Es importante bloquear el cebador en su lugar cuando no está en uso. Si el mando es libre de moverse, puede salir durante el vuelo y puede causar una mezcla excesivamente rica. Para evitar el sobre cebado, lea las instrucciones de cebado de la aeronave.





Tanque de combustible


Los tanques de combustible, normalmente situados dentro de las alas de un avión, tienen una abertura de llenado en la parte superior del ala a través de la cual pueden ser llenados. Un tapón cubre esta abertura. Los tanques se ventilan al exterior para mantener la presión atmosférica dentro del tanque. Pueden ser ventilados a través de la tapa o a través de un tubo que se extiende a través de la superficie del ala. Los tanques de combustible también incluyen un drenaje que puede ser independiente o estar colocado con la ventilación del tanque de combustible. Esto permite que el combustible se expanda con los aumentos de temperatura sin daños en el propio depósito. Si los tanques han sido llenados en un día caluroso, no es raro ver combustible saliendo del drenaje.



Indicadores de combustible



Los medidores de cantidad de combustible indican la cantidad de combustible medida por un sensor en cada tanque y se muestra en galones o libras. Las normas de certificación de aeronaves requieren precisión en los indicadores de combustible sólo cuando se lee "vacío".


Cualquier otra lectura distinta a "vacío" debe ser verificada. No dependa únicamente de la exactitud de los medidores de cantidad de combustible. Siempre verifique visualmente el nivel de combustible en cada tanque durante la inspección de prevuelo, y luego compárelo con la indicación de cantidad de combustible correspondiente.


Si una bomba de combustible está instalada en el sistema de combustible, también se incluye un medidor de presión de combustible. Este medidor indica la presión en las líneas de combustible. La presión de operación normal se puede encontrar en el AFM/POH o en el indicador codificado por color.



Selectores de combustible



La válvula selectora de combustible permite la selección de combustible desde diferentes tanques. Un tipo común de válvula selectora tiene cuatro posiciones: IZQUIERDA, DERECHA, AMBOS, y CERRADA.


Seleccionando la posición IZQUIERDA o DERECHA permite que el combustible sea alimentado solo de ese tanque, mientras que la selección de la posición BOTH el combustible se alimenta de ambos tanques. La posición IZQUIERDA o DERECHA se pueden utilizar para equilibrar la cantidad de combustible que queda en cada tanque de ala. [Figura 6-31]






Carteles de combustible muestran limitaciones en el uso del tanque de combustible, tales como "solo en vuelo nivelado" y/o "ambos" para los aterrizajes y despegues.


Independientemente del tipo de selector de combustible en uso, el consumo de combustible se debe controlar cuidadosamente para asegurarse que un tanque no se queda sin combustible completamente. Vaciando un tanque de combustible no sólo hará que el motor se detenga, sino que funcionando durante períodos prolongados con un tanque provoca un desequilibrio de cargas entre los tanques. Vaciando completamente un tanque puede permitir que entre aire en el sistema de combustible y causar un bloqueo por vapor, lo que hace difícil arrancar el motor. En motores de inyección, el combustible se vuelve tan caliente que se evapora en la línea de combustible, no permitiendo que el combustible llegue a los cilindros.



Filtros de combustible, sumideros y drenajes



Después de salir del tanque y antes de entrar en el carburador, el combustible pasa a través de un filtro que elimina humedad y otros sedimentos en el sistema.


Puesto que estos contaminantes son más pesados que el combustible de aviación, se asientan en un sumidero en la parte inferior del sistema de filtro. Un sumidero es un punto bajo en un sistema y/o tanque de combustible. El sistema de combustible puede contener sumidero, filtro de combustible, y drenajes en el tanque de combustible.


El filtro de combustible debe ser drenado antes de cada vuelo. Muestras de combustible deben ser drenadas y controladas visualmente por agua y contaminantes.




El agua en el sumidero es peligrosa porque cuando hace frío el agua se puede congelar y bloquear los conductos de combustible. En climas cálidos, puede fluir al carburador y parar el motor. Si hay agua presente en el sumidero, es probable que haya más agua en los tanques y que deben ser drenados hasta que no haya evidencia de agua. Nunca despegue hasta que toda el agua y los contaminantes se han eliminado del sistema de combustible del motor.


Debido a la variación en los sistemas de combustible, familiarícese con los sistemas de la aeronave que está volando. Consulte el manual de vuelo/POH para los procedimientos operativos específicos.




Tipos de combustibles



El combustible de aviación (AVGAS – Aviation Gasoline) se identifica por un número de octano o performance (grado), que designa el valor antidetonante o resistencia a la detonación de la mezcla de combustible en el cilindro del motor. Cuanto mayor sea el grado, mayor presión puede soportar el combustible sin detonación. Grados de combustible inferiores se utilizan en motores de baja compresión debido a que estos combustibles se encienden a una temperatura más baja. Los grados superiores se utilizan en motores de alta compresión, porque se encienden a temperaturas más altas, pero no prematuramente. Si no está disponible el grado apropiado de combustible, utilice el grado inmediatamente superior como sustituto. Nunca utilice un grado inferior al recomendado. Esto puede causar que la temperatura del motor (CHT) y la del aceite excedan el rango operativo normal, lo que puede dar lugar a la detonación.



El combustible de aviación (AVGAS – Aviation Gasoline) se identifica por un número de octano o performance (grado), que designa el valor antidetonante o resistencia a la detonación de la mezcla de combustible en el cilindro del motor. Cuanto mayor sea el grado, mayor presión puede soportar el combustible sin detonación. Grados de combustible inferiores se utilizan en motores de baja compresión debido a que estos combustibles se encienden a una temperatura más baja. Los grados superiores se utilizan en motores de alta compresión, porque se encienden a temperaturas más altas, pero no prematuramente. Si no está disponible el grado apropiado de combustible, utilice el grado inmediatamente superior como sustituto. Nunca utilice un grado inferior al recomendado. Esto puede causar que la temperatura del motor (CHT) y la del aceite excedan el rango operativo normal, lo que puede dar lugar a la detonación.


Varios grados de AVGAS están disponibles. Se debe tener cuidado para asegurarse que se usa el grado correcto para el tipo específico de motor. El grado de combustible adecuado se indica en el AFM/POH, en carteles en la cabina, y al lado de las tapas de llenado.


El combustible de automóviles NUNCA debe ser usado en motores de avión a menos que la aeronave haya sido modificada con un Certificado de Tipo Suplementario (STC) emitido por organismo correspondiente.


El método actual identifica AVGAS para aviones con motores alternativos por el número de octano y de performance, junto con la abreviatura AVGAS. Estas aeronaves utilizan AVGAS 80, 100, y 100LL. Aunque AVGAS 100LL se desempeña como el de grado 100, "LL" indica que tiene un bajo contenido de plomo. El combustible para los aviones con motores de turbina se clasifica como JET A, JET A-1, y JET B. Este combustible es, básicamente, kerosene y tiene el olor característico a kerosene. Puesto que el uso del combustible correcto es crítico, se añaden colorantes para ayudar a identificar el tipo y grado de combustible. [Figura 6-32]





Además del color propio del combustible, el sistema de codificación por color se extiende a las calcomanías y diversos equipos de manipulación del combustible en aeropuertos. Por ejemplo, todos los AVGAS se identifican por su nombre, con letras blancas sobre un fondo rojo. Por el contrario, los combustibles de turbina se identifican por letras blancas sobre un fondo negro.




Contaminación del combustible




Los accidentes atribuidos a fallas del motor por combustible contaminado han sido relacionados con:


• Chequeo pre vuelo inadecuado por parte del piloto.

• Servicio de aeronaves con combustible mal filtrado de pequeños tanques o tambores.

• Almacenamiento de aviones con tanques de combustible parcialmente llenos.

• Falta de mantenimiento apropiado



El combustible debe ser drenado del filtro de combustible y de cada tanque de combustible en un recipiente transparente, y después chequeado por suciedad y agua. Cuando el filtro de combustible está siendo drenado, el agua en el tanque puede no aparecer hasta que ha sido drenado todo el combustible de las líneas que conducen al depósito. Esto indica que el agua permanece en el tanque, y no está forzando el combustible fuera de las líneas de combustible que conducen al filtro. Por lo tanto, drene suficiente combustible del filtro de combustible para estar seguro de que el combustible está siendo drenado del tanque.

La cantidad dependerá de la longitud de la línea de combustible desde el tanque hasta el drenaje. Si agua u otros contaminantes se encuentran en la primera muestra, drene más muestras hasta que no aparezcan rastros.



El agua también puede permanecer en los tanques después de que el drenaje del filtro ha dejado de mostrar rastros de agua. Esta agua residual puede ser removida solamente por drenaje del tanque de combustible.


El agua es el principal contaminante del combustible. Gotas de agua suspendidas en el combustible pueden ser identificadas por una apariencia turbia del combustible, o por la clara separación de agua del combustible coloreado, que se produce después de que el agua se ha depositado en el fondo del tanque. Como medida de seguridad, el combustible debe ser drenado antes de cada vuelo durante la inspección pre vuelo.


Los tanques de combustible deben llenarse después de cada vuelo o después del último vuelo del día para evitar la condensación de humedad dentro del tanque.


Para evitar la contaminación del combustible, evite la recarga de combustible de latas y tambores.


En zonas remotas o situaciones de emergencia, puede que no haya alternativa a la recarga de combustible de fuentes con insuficientes sistemas anti-contaminación.


Mientras que una piel de gamuza y un embudo puede ser el único medio posible de filtrar el combustible, su uso es peligroso. Recuerde, el uso de una gamuza no siempre garantiza un combustible descontaminado. Una gamuza desgastada no filtrará el agua; tampoco lo hará una gamuza nueva, limpia, que ya esté mojada o húmeda. La mayoría de pieles de imitación gamuza no filtran el agua.




Procedimientos de reabastecimiento de combustible



La electricidad estática se forma por la fricción de aire que pasa sobre las superficies de una aeronave en vuelo y por el flujo de combustible a través de la manguera y la boca durante la carga. La ropa de nylon, dacrón, o de lana es especialmente propensa a acumular y descargar electricidad estática de la persona al embudo o boca.


Para protegerse contra la posibilidad de que vapores de combustible se enciendan por la electricidad estática, debe ser conectado un cable a tierra desde la aeronave antes de retirar la tapa de combustible del tanque.


Debido a que tanto la aeronave como la manguera tienen diferentes cargas estáticas, la unión de ambos componentes entre sí es crítica. Uniendo ambos componentes entre sí, la carga estática diferencial se iguala. La manguera de recarga de combustible debe ser unida a la aeronave antes de que comience el reabastecimiento y debe permanecer unida durante todo el proceso de reabastecimiento de combustible. Cuando se utiliza un camión de combustible, debe ser conectado a tierra antes de que la manguera de combustible entre en contacto con la aeronave.


Si es necesaria la carga desde tambores o latas, es importante la unión y toma a tierra. Los tambores deben ser colocados cerca de la puesta a tierra y seguir la siguiente secuencia de las conexiones:


1. Tambor a tierra

2. Aeronave a tierra

3. Unir el tambor a la aeronave o boca de la aeronave antes de que la tapa de combustible sea retirada



Al desconectar, invierta el orden.


El paso de combustible a través de una gamuza aumenta la carga de electricidad estática y el peligro de chispas. La aeronave debe estar debidamente conectada a tierra y la boca, el filtro de gamuza, y el embudo unidos a la aeronave. Si se utiliza una lata, debe ser conectada a la puesta a tierra o al embudo. Bajo ninguna circunstancia debe usarse un balde de plástico o recipientes no conductivos similares en esta operación.




Sistema eléctrico



La mayoría de los aviones están equipados con un sistema de corriente eléctrica continua de 14 o 28 voltios. Un sistema eléctrico básico de aeronaves se compone de los siguientes componentes:


• Alternador/generador

• Batería

• Interruptor maestro/batería

• Interruptor alternador/generador

• Barra de bus, fusibles y disyuntores

• Regulador de voltaje

• Amperímetro

• Cableado eléctrico asociado



Los alternadores o generadores movidos por el motor suministran corriente eléctrica al sistema eléctrico.


También mantienen una suficiente carga eléctrica en la batería. La energía eléctrica almacenada en una batería proporciona una fuente de energía eléctrica para arrancar el motor y una fuente de energía eléctrica limitada para su uso en el caso de que el alternador o el generador fallen.


La mayoría de los generadores de corriente continua no producen una cantidad suficiente de corriente eléctrica a bajas revoluciones del motor para hacer funcionar el sistema eléctrico. Durante las operaciones a bajas rpm, las necesidades eléctricas deben ser extraídas de la batería, la que puede ser rápidamente agotada.


Los alternadores tienen varias ventajas sobre los generadores. Los alternadores producen corriente suficiente para hacer funcionar todo el sistema eléctrico, incluso a velocidades de motor más lentas, mediante la producción de corriente alterna, que se convierte en corriente continua. La salida eléctrica de un alternador es más constante a lo largo de una amplia gama de velocidades del motor.




Algunos aviones tienen conectores a los que pueden ser conectados una unidad de potencia externa de tierra (GPU – Ground Power Unit) para proporcionar energía eléctrica para el arranque. Estas son muy útiles, sobre todo durante el tiempo de arranque en frío. Siga las recomendaciones del fabricante para arrancar el motor con una GPU.


El sistema eléctrico se enciende o apaga con un interruptor principal (master). Colocando el master en la posición ON proporciona energía eléctrica a todos los circuitos de equipos eléctricos, excepto el sistema de encendido. Los equipos que comúnmente utilizan el sistema eléctrico como fuente de energía incluyen:


• Luces de posición

• Luces anticolisión

• Luces de aterrizaje

• Luces de rodaje

• Luces interiores de cabina

• Luces de instrumentos

• Equipos de radio

• Indicador de giro

• Indicadores de combustible

• Bomba eléctrica de combustible

• Sistema de alerta de pérdida

• Calentador del Pitot

• Motor de arranque




Muchos aviones están equipados con un interruptor de batería que controla la potencia eléctrica de la aeronave en una manera similar al master. Además, está instalado un interruptor de alternador que permite al piloto excluir el alternador del sistema eléctrico en caso de fallo del alternador. [Figura 6-33]





Con el medio interruptor del alternador en la posición OFF, toda la carga eléctrica la tiene la batería. Todos los equipos eléctricos no esenciales deben estar apagados para conservar la carga de la batería.


Una barra de bus se utiliza como terminal en el sistema eléctrico de la aeronave para conectar el sistema eléctrico principal al equipamiento que utiliza la electricidad como fuente de energía. Esto simplifica el sistema de cableado y proporciona un punto común de donde la tensión puede ser distribuida por todo el sistema. [Figura 6-34]




Los fusibles o los interruptores térmicos (circuit breaker) se utilizan en el sistema eléctrico para proteger los circuitos y equipos de una sobrecarga eléctrica.


Fusibles de repuesto con límite de amperaje adecuado deben ser transportados en la aeronave para reemplazar los fusibles defectuosos o fundidos. Los circuits breakers tienen la misma función que un fusible, pero se pueden restablecer manualmente, en lugar de cambiarlos, si se produce una condición de sobrecarga en el sistema eléctrico. Carteles en el panel de fusibles o circuits breakers identifican el circuito por su nombre y muestran el límite de amperaje.



Un amperímetro se utiliza para supervisar el funcionamiento del sistema eléctrico de la aeronave. El amperímetro muestra si el alternador/generador está produciendo un suministro adecuado de energía eléctrica. También indica si la batería está recibiendo una carga eléctrica o no.


Los amperímetros están diseñados con el punto cero en el centro del instrumento y una indicación positiva o negativa en cada lado. [Figura 6-35] Cuando la aguja del amperímetro está en el lado positivo, muestra la velocidad de carga de la batería. Una indicación negativa significa que se está sacando más energía de la batería que la que está siendo reemplazada. Una deflexión negativa total indica un mal funcionamiento del alternador/generador. Una desviación positiva total indica un mal funcionamiento del regulador.




En cualquier caso, consulte con el AFM o POH para tomar la acción apropiada.


No todos los aviones están equipados con un amperímetro. Algunos tienen una luz de advertencia que, cuando está iluminada, indica una descarga en el sistema como un mal funcionamiento del generador/ alternador. Consulte el AFM o POH para tomar la acción apropiada.


Otro indicador de control eléctrico es un indicador de carga o loadmeter. Este tipo de medidor tiene una escala que comienza con cero y muestra la carga colocada en el alternador/ generador. [Figura 6-35] El loadmeter refleja el porcentaje total de carga colocada en la capacidad de generación del sistema eléctrico por los accesorios eléctricos y la batería. Cuando todos los componentes eléctricos se apagan, sólo refleja la cantidad de corriente de carga exigida por la batería.








Un regulador de voltaje controla la velocidad de carga de la batería estabilizando la salida eléctrica del generador o del alternador. El voltaje de salida del generador/alternador debe ser mayor que el voltaje de la batería. Por ejemplo, una batería de 12 voltios se alimenta por un sistema generador/alternador de aproximadamente 14 voltios. La diferencia de voltaje mantiene la batería cargada.



Sistemas hidráulicos



Hay varias aplicaciones para uso hidráulico en las aeronaves, dependiendo de la complejidad de esta. Por ejemplo, el sistema hidráulico se utiliza con frecuencia en aviones pequeños para accionar los frenos de las ruedas, tren de aterrizaje retráctil, y algunas hélices de velocidad constante. En aviones grandes, el sistema hidráulico se utiliza para las superficies de control de vuelo, flaps, spoilers y otros sistemas.


Un sistema hidráulico básico consiste en un depósito, bomba (ya sea impulsada a mano, eléctrica, o por el motor), un filtro para mantener el fluido limpio, válvula selectora para controlar la dirección del flujo, válvula de alivio para aliviar el exceso de presión, y un actuador. [Figura 6-36]


El fluido hidráulico se bombea a través del sistema a un actuador o servo. Un servo es un cilindro con un pistón en el interior que transforma la energía del fluido en trabajo y crea la potencia necesaria para mover un sistema de la aeronave o de control de vuelo. Los servos pueden ser de simple o doble acción, basado en las necesidades del sistema. Esto significa que el fluido se puede aplicar en uno o ambos lados del servo, dependiendo del tipo de servo. Un servo de simple acción proporciona potencia en una dirección. La válvula selectora permite controlar la dirección del fluido. Esto es necesario para operaciones tales como la

extensión y retracción del tren de aterrizaje durante las cuales el fluido debe trabajar en dos direcciones diferentes. La válvula de alivio proporciona un escape para el sistema en caso de excesiva presión del fluido en el sistema. Cada sistema incorpora diferentes componentes para satisfacer las necesidades individuales de los diferentes tipos de aeronaves.





Un fluido hidráulico mineral es el tipo más utilizado para aviones pequeños. Este tipo de fluido hidráulico, un producto del petróleo, tiene buenas propiedades lubricantes, así como aditivos para inhibir la formación de espuma y prevenir la formación de corrosión. Es químicamente estable, tiene muy poco cambio de viscosidad con la temperatura, y se tiñe para su identificación. Puesto que se utilizan corrientemente varios tipos de fluidos hidráulicos, una aeronave debe utilizar el tipo especificado por el fabricante. Consulte el manual de vuelo/POH o el manual de mantenimiento.



Tren de aterrizaje


El tren de aterrizaje constituye el soporte principal de una aeronave en tierra. El tipo más común de tren de aterrizaje se compone de ruedas, pero las aeronaves también se pueden equipar con flotadores para las operaciones en el agua o esquís para aterrizar en la nieve. [Figura 6-37]





El tren de aterrizaje en aviones pequeños consta de tres ruedas: dos ruedas principales (una a cada lado del fuselaje) y una tercera rueda ubicada adelante o atrás del avión. El tren de aterrizaje que emplea una rueda trasera se llama tren de aterrizaje convencional.


Aviones con tren de aterrizaje convencional se los llama a menudo como aviones rueda de cola o tailwheel. Cuando la tercera rueda se encuentra en la nariz, se llama de rueda delantera, y el diseño es referido como triciclo. Una rueda delantera o trasera dirigible permite controlar el avión en todas las operaciones, mientras está en el suelo.




Aviones con tren de aterrizaje triciclo


Un avión de tren triciclo tiene tres ventajas:


1. Permite una aplicación más enérgica de los frenos durante los aterrizajes a gran velocidad sin que la aeronave tienda a capotar.


2. Permite mejor visibilidad hacia adelante al piloto durante el despegue, aterrizaje y rodaje.


3. Tiende a evitar trompos, al proporcionar una mayor estabilidad direccional durante la operación en tierra dado que el centro de gravedad (CG) de la aeronave está por delante de las ruedas principales. El CG adelantado mantiene el avión moviéndose hacia adelante en línea recta en lugar de hacer un trompo.


Los triciclos pueden ser dirigibles o libres. Los triciclos dirigibles están unidos a los timones por cables o varillas, mientras que los otros son libres de girar. En ambos casos, el avión es dirigido mediante los pedales del timón. Las aeronaves con rueda de nariz libre requieren que el piloto combine el uso de los pedales del timón con el uso independiente de los frenos.


Aviones con rueda de cola



Las aeronaves con tren convencional tienen dos ruedas principales unidos al fuselaje del avión delante del CG que soporta la mayor parte del peso de la estructura.


Una rueda en la parte posterior del fuselaje proporciona un tercer punto de apoyo. Esta disposición permite una adecuada distancia al suelo para una hélice más grande y es más deseable para las operaciones en pistas no preparadas. [Figura 6-38]





Con el CG situado detrás del tren principal, el control direccional de este tipo de aeronave se vuelve más difícil mientras está en el suelo. Esta es la principal desventaja del tren con rueda de cola. Por ejemplo, si el piloto permite al avión desviarse, mientras está rodando a baja velocidad, puede no tener suficiente control de timón y el CG tratará de pasar delante del tren principal, lo que puede causar que el avión haga un trompo.


La falta de buena visibilidad hacia adelante cuando el avión se encuentra en o cerca del suelo es una segunda desventaja del tren con rueda de cola. Estos problemas inherentes significan que se requiere una formación específica en el avión con rueda de cola.



Tren de aterrizaje fijo y retráctil



El tren de aterrizaje también puede ser clasificado como fijo o retráctil. Un tren fijo siempre permanece extendido y tiene la ventaja de la simplicidad combinada con un bajo mantenimiento. Un tren de aterrizaje retráctil está diseñado para optimizar el avión al permitir que el tren de aterrizaje sea guardado dentro de la estructura durante el vuelo de crucero. [Figura 6.39]





Frenos


Los frenos del avión están situados en las ruedas principales y se aplican con un control manual o con pedales (con puntera o talón). Los pedales operan independientemente y permiten un frenado diferencial. Durante las operaciones en tierra, el frenado diferencial puede complementa la dirección de la rueda de la nariz o la cola.




Aeronave presurizada



Los aviones vuelan a gran altura por dos razones.


Primero, un avión volando a gran altura consume menos combustible para una velocidad dada que a una altitud más baja a la misma velocidad porque el avión es más eficiente a una altitud elevada. En segundo lugar, el mal tiempo y la turbulencia se puede evitar al volar en el aire relativamente tranquilo por encima de las tormentas. Muchos aviones modernos se diseñan para operar a gran altura, sacando ventaja de ese medio ambiente. Para volar a mayor altura, la aeronave debe estar presurizada. Es importante que los pilotos que vuelan estos aviones se familiaricen con los principios básicos de funcionamiento.



En un típico sistema de presurización, la cabina, el compartimiento de vuelo, y los compartimentos para equipaje se incorporan en una unidad sellada capaz de contener el aire bajo una presión mayor que la presión atmosférica exterior. En los aviones de turbina, para presurizar la cabina se utiliza aire sangrado de la sección del compresor del motor. En modelos más viejos de aviones de turbina se pueden usar sobrealimentadores para bombear aire en el fuselaje sellado.


Aviones con motor de pistones pueden utilizar aire suministrado por cada turbocompresor del motor a través de un venturi (limitador de flujo). El aire es liberado del fuselaje por un dispositivo llamado válvula de salida. Mediante la regulación de la salida de aire, la válvula de salida permite un flujo de aire constante a la zona presurizada. [Figura 6-40]





Un sistema de presurización por lo general mantiene una altitud de presión en la cabina de aproximadamente 8.000 pies a la máxima altitud de crucero de diseño de un avión. Esto previene rápidos cambios de altitud de cabina que pueden ser incómodos o causar lesiones a los pasajeros y tripulación. Además, el sistema de presurización permite un intercambio razonablemente rápido de aire desde el interior hacia el exterior de la cabina. Esto es necesario para eliminar olores y extraer el aire viciado. [Figura 6-41]



La presurización de la cabina del avión es un método aceptado para proteger a los ocupantes contra los efectos de la hipoxia. Dentro de una cabina presurizada, los ocupantes pueden ser transportados con comodidad y seguridad durante largos períodos de tiempo, particularmente si la altitud de cabina se mantiene a 8.000 pies o menos, donde el uso de equipo de oxígeno no es requerido. La tripulación de vuelo en este tipo de aeronave debe ser consciente del peligro de la pérdida accidental de presión de cabina y estar preparada para hacer frente esta emergencia cuando ocurra.


Los siguientes términos ayudan a entender los principios de funcionamiento de los sistemas de acondicionamiento y de presurización del aire:


• Altitud: altura real sobre el nivel del mar, a la cual está volando la aeronave

• Temperatura ambiente: la temperatura en el área inmediata que rodea el avión

• Presión ambiente: la presión en el área inmediata que rodea el avión

• Altitud de cabina: presión en la cabina en términos de altitud equivalente sobre el nivel del mar

• Presión diferencial: la diferencia de presión entre la presión que actúa sobre un lado de la pared y la presión que actúa sobre el otro lado de la pared. En aeronaves con sistemas de aire acondicionado y presurización, es la diferencia entre la presión de cabina y la presión atmosférica.




El sistema de control de la presión de cabina provee regulación de la presión de cabina, alivio de presión, alivio de vacío, y los medios para seleccionar la altitud de cabina deseada en el intervalo isobárico y diferencial. Además, la descarga de la presión de cabina es función del sistema de control de presión. Un regulador de presión de cabina, una válvula de salida, y una válvula de seguridad se utilizan para llevar a cabo estas funciones.



El regulador de presión controla la presión de cabina a un valor seleccionado en el intervalo isobárico y limita la presión de cabina a un valor diferencial preestablecido en el rango diferencial. Cuando un avión alcanza la altitud a la cual la diferencia entre la presión dentro y fuera de la cabina es igual al máximo diferencial de presión para el que se diseñó la estructura del fuselaje, un aumento adicional de la altitud de la aeronave se corresponderá con un incremento en la altitud de cabina. El control diferencial se usa para prevenir que se exceda la máxima presión diferencial, para la cual fue diseñado el fuselaje. Esta presión diferencial se determina por la resistencia estructural de la cabina y, a menudo por la relación del tamaño de la cabina con las zonas probables de ruptura, como las zonas de ventanas y puertas.


La válvula de seguridad de presión del aire de cabina es una combinación de alivio de presión, alivio de vacío y válvula de descarga. La válvula de alivio de presión evita que la presión de cabina exceda una presión diferencial predeterminada por encima de la presión ambiente. El alivio de vacío evita que la presión ambiente exceda la presión de la cabina permitiendo que el aire exterior entre en la cabina cuando la presión ambiente sea superior a la presión de la cabina. El interruptor en el cockpit acciona la válvula de descarga.


Cuando este interruptor está en posición ram (forzar), se abre un relay, haciendo que la válvula descargue aire de

la cabina a la atmósfera.


El grado de presurización y la altitud operativa de la aeronave están limitados por varios factores de diseño críticos. En primer lugar, el fuselaje está diseñado para soportar una máxima presión diferencial de cabina determinada.


Varios instrumentos se utilizan en conjunto con el controlador de presurización. El indicador de presión diferencial muestra la diferencia entre la presión interior y exterior. Este medidor debe ser controlado para asegurar que la cabina no supere la máxima presión diferencial permisible. Se provee también un altímetro de cabina para verificar en el rendimiento del sistema.


En algunos casos, estos dos instrumentos son combinan en uno. Un tercer instrumento indica la velocidad de ascenso o descenso de la cabina. Un instrumento de velocidad de ascenso de cabina y un altímetro de cabina se muestran en la Figura 6-42.





La descompresión se define como la incapacidad del sistema de presurización de la aeronave para mantener su presión diferencial de diseño. Esto puede ser causado por una avería en el sistema de presurización o daño estructural en la aeronave.



Fisiológicamente, las descompresiones se dividen en dos categorías:


• Descompresión explosiva: un cambio en la presión de la cabina más rápido de lo que se pueden descomprimir

los pulmones, posiblemente causando daño pulmonar. Normalmente, el tiempo necesario para liberar el aire de los pulmones sin restricciones, tales como máscaras, es de 0,2 segundos. La mayoría de las autoridades consideran que cualquier descompresión que se produce en menos de 0,5 segundos es explosiva y potencialmente peligrosa.


• Descompresión rápida: cambio en la presión de cabina en la cual los pulmones se descomprimen más rápido que la cabina, no existiendo riesgo de daño a los pulmones.


Durante una descompresión explosiva, puede haber ruido, y uno puede sentirse aturdido por un momento.


El aire de la cabina se llena de niebla, polvo o escombros. La niebla se produce debido a la rápida caída de la temperatura y el cambio de humedad relativa. Normalmente los oídos se destapan automáticamente. El aire escapa rápidamente por la boca y la nariz debido a la salida de aire de los pulmones, y puede ser notado por algunas personas.


La descompresión rápida disminuye el período de la conciencia útil porque el oxígeno en los pulmones es exhalado rápidamente, reduciendo la presión en el cuerpo. Esto disminuye la presión parcial de oxígeno en la sangre y reduce el tiempo efectivo de rendimiento del piloto de un tercio a un cuarto del tiempo normal. Por esta razón, una máscara de oxígeno debe ser usado cuando se vuela a gran altitud (35.000 pies o más).Se recomienda que los miembros de la tripulación seleccionen el 100 por ciento de oxígeno en el regulador de oxígeno a gran altitud si la aeronave está equipada con un sistema de demanda por presión o demanda de oxígeno.



El principal peligro de la descompresión es la hipoxia.


La utilización rápida y adecuada del equipo de oxígeno es necesaria para evitar la pérdida del conocimiento.


Otro peligro potencial que enfrentan los pilotos, tripulación y pasajeros en descompresiones de gran altitud es malestar por descompresión de gas. Esto ocurre cuando la presión en el cuerpo desciende lo suficiente, el nitrógeno sale de la disolución, y forma burbujas que pueden tener efectos adversos sobre algunos tejidos del cuerpo.


La descompresión causada por daños estructurales a la aeronave presenta otro tipo de peligro para los pilotos, tripulantes y pasajeros, la de ser lanzados o expulsados de la aeronave si se encuentran cerca de las aberturas.


Las personas cerca de las aberturas deben usar cinturones o arneses de seguridad en todo momento cuando el avión está presurizado y están sentados. Los daños estructurales también tiene el potencial de exponerlos a ráfagas de viento y temperaturas extremadamente frías.


Un rápido descenso de altitud es necesario si se quieren minimizar estos problemas. Sistemas automáticos de alerta visual y auditiva se incluyen en el equipamiento de todas las aeronaves con cabina presurizada.




Sistemas de oxígeno



La mayoría de las aeronaves de gran altitud cuentan con algún tipo de instalación fija de oxígeno. Si la aeronave no tiene una instalación fija, un equipo de oxígeno portátil debe ser fácilmente accesible durante el vuelo.


El equipo portátil consiste generalmente de un contenedor, regulador, máscara, y un medidor de presión. El oxígeno de los aviones generalmente se almacena en contenedores de alta presión de 1800 a 2200 psi. Cuando la temperatura ambiente que rodea

un cilindro de oxígeno disminuye, la presión dentro del cilindro disminuye debido a que la presión varía directamente con la temperatura si el volumen del gas se mantiene constante. Si se nota una caída en la presión indicada de un cilindro de oxígeno, no hay razón para sospechar del agotamiento de la fuente de oxígeno, el cual simplemente ha sido compactado debido al almacenamiento de los recipientes en una zona no calefaccionada de la aeronave. Los contenedores de oxígeno de alta presión deben estar marcados con la tolerancia psi (es decir, 1.800 psi) antes de llenar el recipiente hasta esa presión. Los contenedores deben ser provistos con oxígeno de aviación solamente, que es 100 por ciento de oxígeno puro. El oxígeno industrial no está destinado para la respiración y puede contener impurezas, y el oxígeno médico contiene vapor de agua que se puede congelar en el regulador cuando se expone a bajas temperaturas.


Para garantizar la seguridad, se debe realizar una inspección periódica y mantenimiento del sistema de oxígeno.


Un sistema de oxígeno consta de una máscara o cánula y un regulador que suministra un flujo de oxígeno dependiendo de la altitud de cabina. Las cánulas no están aprobadas para vuelos por encima de 18000 pies.


Los reguladores aprobados para su uso hasta 40000 pies están diseñados para proporcionar cero por ciento de oxígeno del cilindro y 100 por ciento de aire de cabina, a altitudes de cabina de 8000 pies o menos, con la relación cambiando a 100 por ciento de oxígeno y cero por ciento de aire de cabina, a unos 34000 pies de altitud en cabina. [Figura 6-43]





Los reguladores aprobados hasta 45000 pies están diseñados para proporcionar 40 por ciento de oxígeno del cilindro y 60 por ciento de aire de la cabina a altitudes menores, con la relación cambiando a 100 por ciento a mayor altitud.


Los pilotos deben evitar volar por encima de 10.000 pies sin oxígeno durante el día y por encima de 8.000 pies por la noche.




Los pilotos deben ser conscientes del riesgo de incendio cuando se utiliza oxígeno. Los materiales que son casi a prueba de fuego en aire normal pueden ser susceptibles de combustión en oxígeno. Los aceites y grasas pueden encenderse si se exponen al oxígeno, y no pueden ser usados para sellar las válvulas y accesorios del equipo de oxígeno. Fumar durante el uso de cualquier tipo de equipo de oxígeno está prohibido. Antes de cada vuelo, el piloto debe inspeccionar y probar todos los equipos de oxígeno. La inspección debe incluir un examen completo de los equipos de oxígeno de la aeronave, incluyendo el suministro disponible, una prueba de operación del sistema, y asegurarse que el oxígeno suplementario es de fácil acceso. La inspección debe llevarse a cabo con las manos limpias y debe incluir una inspección visual de la mascarilla y el tubo por roturas, grietas o deterioro; el regulador por el estado y posición de la válvula y la palancas; la cantidad de oxígeno; y la ubicación y funcionamiento de los medidores de presión de oxígeno, indicadores de flujo y conexiones.


La máscara debe ser colocada y el sistema debe ser probado. Después de cualquier uso de oxígeno, compruebe que todos los componentes y válvulas están cerrados.






Mascaras de oxigeno.



Existen numerosos tipos y diseños de máscaras de oxígeno en uso. El factor más importante en el uso de máscaras de oxígeno es asegurarse que las máscaras y el sistema de oxígeno son compatibles. Las máscaras de la tripulación se acomodan en la cara del usuario con un mínimo de fuga y generalmente tienen un micrófono.


La mayoría de las máscaras son el tipo oronasal, que sólo cubren la boca y la nariz.


Una máscara de pasajeros puede ser un simple molde de goma en forma de copa suficientemente flexible como simplificar el ajuste individual. Puede tener una simple correa elástica para la cabeza o el pasajero puede mantenerlo a su cara.


Todas las máscaras de oxígeno deben mantenerse limpias para reducir el peligro de infección y prolongar la vida de la máscara. Para limpiar la mascarilla, lávese con un jabón suave y agua y enjuague con agua limpia.


Si tiene instalado un micrófono, use un hisopo limpio, en lugar de un chorro de agua, para limpiar la solución jabonosa. La máscara también debe ser desinfectada. Una gasa empapada en solución acuosa de merthiolate puede ser utilizada para frotar la máscara. Esta solución debe contener un quinto cucharadita de Merthiolate por litro de agua. Limpie la mascarilla con un paño limpio y aire seco.




Cánula



Una cánula es un pedazo ergonómico de tubo plástico que se coloca bajo la nariz y se utiliza a menudo para administrar oxígeno en aeronaves no presurizadas. [Figura 6-44] Las cánulas suelen ser más cómodas, que las máscaras y se pueden utilizar hasta 18000 pies.


Altitudes superiores a los 18.000 pies requieren el uso de una máscara de oxígeno. Muchas cánulas tienen un medidor de flujo en la línea. Si está equipado con este, un control periódico del detector de flujo de color verde debe ser parte del chequeo regular de un piloto.







Sistemas de oxígeno de dilución-demanda



Los sistemas de oxígeno de dilución-demanda suministran oxígeno sólo cuando el usuario inhala a través de la máscara. Una palanca de mezcla automática permite a los reguladores mezclar automáticamente el aire de la cabina y el oxígeno o suministrar oxígeno al 100 por ciento, dependiendo de la altitud. La máscara por demanda proporciona un sello hermético sobre la cara para evitar la dilución con el aire exterior y se puede utilizar de forma segura hasta 40000 pies.


Un piloto que tiene barba o bigote debe asegurarse que se la recorta de una manera que no interfiera con el sellado de la máscara de oxígeno. El ajuste de la mascarilla alrededor de la barba o el bigote se debe comprobar en tierra para un correcto sellado.




Sistemas de oxígeno de presión-demanda



Los sistemas de oxígeno de presión-demanda son similares a los equipos de oxígeno dilución-demanda, excepto que el oxígeno se suministra a la máscara a presión a altitudes de cabina por encima de 34000 pies.


Los reguladores presión-demanda crean sellos herméticos de aire y oxígeno, pero también proporcionan presión positiva de oxígeno a la máscara que permite que los pulmones del usuario sean presurizados con oxígeno. Esta característica hace a estos reguladores seguros a altitudes superiores a 40000 pies. Algunos sistemas pueden tener una máscara de presión-demanda con el regulador conectado directamente a la máscara, en lugar de montarse en el panel de instrumentos o en otra área dentro del cockpit. El regulador montado en la máscara elimina el problema de una manguera larga que debe ser purgada de aire antes de que 100 por ciento de oxígeno comience a fluir por la máscara.





Sistema de oxígeno de flujo continuo



Los sistemas de oxígeno de flujo continuo son provistos para los pasajeros. La máscara de pasajeros tiene típicamente una bolsa de reserva, que recoge oxígeno del sistema de oxígeno de flujo continuo durante el tiempo que el usuario de la máscara exhala. El oxígeno recogido en la bolsa permite un mayor caudal aspiratorio durante el ciclo de inhalación, que reduce la cantidad de dilución del aire. Aire ambiente se añade al oxígeno suministrado durante la inhalación después de que el suministro de oxígeno de la bolsa de reserva se agota. El aire exhalado se libera a la cabina. [Figura 6.45]



Sistema de oxígeno eléctrico de pulso-demanda



Los sistemas de oxígeno eléctricos portátiles pulso demanda suministran oxígeno detectando el esfuerzo de inhalación individual y provee un flujo de oxígeno durante la porción inicial de la inhalación. Los sistemas de pulso-demanda no gastan oxígeno durante el ciclo de respiración, porque el oxígeno sólo se entrega durante la inhalación. En comparación con los sistemas de flujo continuo, el método de pulso-demanda de suministro de oxígeno puede reducir la cantidad de oxígeno necesaria en un 50-85 por ciento. La mayoría de los sistemas de oxígeno de demanda por pulso también incorporan un barómetro interno que compensa automáticamente los cambios en altitud aumentando la cantidad de oxígeno suministrado a cada pulso a medida que se incrementa la altitud. [Figura 6-46]






Oxímetro por pulso



Un oxímetro de pulso es un dispositivo que mide la cantidad de oxígeno en la sangre de una persona, además de la frecuencia cardíaca. Este dispositivo no invasivo mide los cambios de color de los glóbulos rojos al ser saturados con oxígeno. Al transmitir un haz de luz especial a través de la punta de los dedos para evaluar el color de los glóbulos rojos, un oxímetro de

pulso puede calcular el grado de saturación de oxígeno dentro del uno por ciento de la medición directa de oxigeno en sangre.



Debido a su portabilidad y velocidad, los oxímetros por pulso son muy útiles para los pilotos que operan en aviones no presurizados por encima de 12.500 pies, donde se requiere oxígeno suplementario. Este oxímetro permite a los tripulantes y pasajeros de un avión evaluar sus necesidades reales de oxígeno suplementario. [Figura 6-47]





Mantenimiento de sistemas de oxígeno



Antes de dar servicio a cualquier avión con oxígeno, consulte el manual de servicio específico del avión para determinar el tipo de equipo requerido y los procedimientos a seguir. Ciertas precauciones deben observarse cada vez que los sistemas de oxígeno deben ser mantenidos. El mantenimiento de los sistemas de oxígeno debe llevarse a cabo sólo cuando la aeronave se encuentra fuera de los hangares. La higiene personal y un buen mantenimiento son imprescindibles cuando se trabaja con oxígeno. El oxígeno bajo presión y productos del petróleo producen resultados espontáneos cuando se ponen en contacto unos con otros. El personal de servicio debe limpiar el polvo, aceite y grasa (incluyendo bálsamos de labios y el aceite de pelo) de las manos antes de manipular el equipo de oxígeno. También es esencial que la ropa y las herramientas estén libres de aceite, grasa y suciedad.


Las aeronaves con tanques de oxígeno instalados de forma permanente por lo general requieren dos personas para llevar a cabo el mantenimiento del sistema. Uno debe controlar las válvulas del equipo de servicio, y el otro debe ubicarse donde puede observar los indicadores de presión del sistema. El mantenimiento del sistema de oxígeno no se recomienda durante las operaciones de carga de combustible o mientras se realiza otro trabajo que podría proporcionar una fuente de ignición. No se recomienda el mantenimiento del sistema de oxígeno mientras los pasajeros estén a bordo de la aeronave.



Sistemas de deshielo y anti-hielo



El equipo anti-hielo está diseñado para evitar la formación de hielo, mientras que el equipo de deshielo está diseñado para eliminar el hielo una vez que se ha formado. Estos sistemas protegen el borde de ataque de las superficies de las alas y la cola, tubo Pitot y tomas estáticas, respiraderos del tanque de combustible, dispositivos de advertencia de pérdida, parabrisas, y las palas de la hélice.

Luces de detección de hielo también se pueden instalar en algunos aviones para determinar el grado de formación de hielo estructural durante los vuelos nocturnos.


La mayoría de los aviones livianos sólo tienen calefactor de tubo Pitot, y no están certificados para volar en condiciones de engelamiento. Estos aviones ligeros tienen capacidad limitada en los climas fríos durante finales del otoño, invierno y principios de primavera. Los aviones no certificados deben salir de las condiciones de hielo inmediatamente. Consulte el manual de vuelo/POH para más detalles.


Anti-hielo y deshielo de perfiles alares



Las botas neumáticas de deshielo consisten en una lámina de caucho unido al borde de ataque del perfil.


Cuando el hielo se acumula en el borde de ataque, una bomba neumática accionada por el motor infla las botas de goma. Muchos aviones turbohélice desvían aire del motor hacia el ala para inflar las botas de goma.


Después del inflado, el hielo se rompe y se desprende del borde de ataque del ala. Las botas de deshielo se controlan desde la cabina con un interruptor y puede ser operado en un solo ciclo o permitir ciclos automáticos, a intervalos temporizados.

[Figura 6-48]




Tiempo atrás se creía que si las botas se activaban demasiado pronto después de encontrar hielo, la capa de hielo se podría ampliar en lugar de quebrar, resultando en una condición conocida como "puente" de hielo. En consecuencia, los ciclos posteriores de deshielo serían ineficaces en la eliminación del hielo. Aunque un poco de hielo residual puede quedar después de un ciclo de de las botas, el "puente" no se produce con las botas modernas. Los pilotos pueden iniciar el ciclo de las botas tan pronto se observa una acumulación de hielo.


Consulte el manual de vuelo/POH para información sobre el funcionamiento de las botas de deshielo.


Muchos de sistemas de botas de deshielo utilizan el medidor de succión del sistema de instrumentos y un medidor de presión neumática para indicar la operación adecuada de las botas. Estos medidores tienen marcas que indican los límites de funcionamiento para la operación de las botas. Algunos sistemas también

incorporan una luz anunciadora que indica la operación

adecuada de las botas.


Es importante el mantenimiento adecuado y el cuidado de las botas de deshielo para la operación continua de este sistema. Deben ser cuidadosamente inspeccionados antes del vuelo.


Otro tipo de protección de borde de ataque es el sistema anti-hielo térmico. El calor proporciona uno de los métodos más eficaces para evitar la acumulación de hielo en un perfil. Los aviones de turbina de alta performance dirigen aire caliente desde la sección del compresor del motor al borde de ataque. Este aire calienta las superficies del borde de ataque lo suficiente como para evitar la formación de hielo. Un tipo más reciente de sistema térmico anti-hielo denominado “thermawing” utiliza una capa de grafito laminado calentado eléctricamente aplicado al borde de ataque del ala y del estabilizador horizontal. Los sistemas thermawing tienen típicamente dos zonas de aplicación del calor.


Una zona en el borde de ataque recibe calor en forma continua; la segunda zona más atrás recibe calor en ciclos para sacar el hielo permitiendo que las fuerzas aerodinámicas lo eliminen. Los sistemas térmicos anti-hielo deben ser activados antes de entrar en condiciones de hielo.



Un tipo alternativo de protección de borde de ataque que no es tan común como el térmico anti-hielo y las botas de deshielo se conoce como “weeping wing”.


Este diseño utiliza pequeños orificios situados en el borde de ataque del ala para evitar la formación y acumulación de hielo. Una solución anticongelante es bombeada al borde de ataque y sale a través de los agujeros. Además, es capaz de descongelar un avión.


Cuando el hielo se ha acumulado en los bordes de ataque, la aplicación de la solución anticongelante químicamente rompe el enlace entre el hielo y la estructura, permitiendo que las fuerzas aerodinámicas eliminen el hielo. [Figura 6-49]




Anti-hielo de parabrisas



Hay dos tipos principales de sistemas anti-hielo de parabrisas. El primer sistema dirige una corriente de alcohol al parabrisas. Si se utiliza con suficiente antelación, el alcohol evitará que el hielo se acumule en el parabrisas. La tasa de flujo de alcohol puede ser controlada por un selector en la cabina de acuerdo con

los procedimientos recomendados por el fabricante de

la aeronave.


Otro método efectivo de equipo anti-hielo es el método de calentamiento eléctrico. Pequeños cables u otro material conductor se incrustan en el parabrisas. El calentador puede ser activado por un interruptor en la cabina, produciendo el paso de corriente eléctrica por el parabrisas a través de los cables para proporcionar calor suficiente para evitar la formación de hielo. El calentador de parabrisas sólo se debe utilizar durante el vuelo. No lo deje encendido durante las operaciones en tierra, dado que puede recalentarse y causar daños en el parabrisas. Advertencia: la corriente eléctrica puede causar errores desviando el compás tanto como 40°.



Anti-hielo de hélice




Las hélices están protegidas del engelamiento por el uso de alcohol o elementos calentados eléctricamente.


Algunas hélices están equipadas con una boquilla de descarga que se apunta hacia la raíz de la pala. El alcohol se descarga de las boquillas, y la fuerza centrífuga lleva el alcohol hacia el borde de ataque de la pala. Las botas también están ranuradas para ayudar a dirigir el flujo de alcohol. Esto impide la formación de hielo en el borde de ataque de la hélice. Las hélices también pueden estar equipadas con botas anti-hielo.


Estas botas están divididas en dos secciones: una interior y otra exterior. Las botas están integradas con cables eléctricos que llevan corriente para calentar la hélice. El sistema anti-hielo de hélice se puede supervisar por correcto funcionamiento mediante el control de un amperímetro. Durante la inspección pre vuelo, compruebe que las botas de la hélice funcionen correctamente. Si una bota falla en calentar una pala, puede resultar en una carga desigual en las palas, y causar severa vibración en la hélice. [Figura 6-50]





Otros sistemas anti-hielo y descongelamiento



Las tomas Pitot y estática, conductos de ventilación de combustible, sensores de aviso de pérdida, y otros equipos opcionales pueden ser calentados por elementos eléctricos. Verificaciones operacionales de los sistemas de calefacción eléctrica se realizarán de acuerdo con el AFM/POH.


El funcionamiento de los sistemas anti-hielo y deshielo deben comprobarse antes de encontrar condiciones de engelamiento. Al encontrar hielo estructural se requiere acción inmediata. Los equipos anti-hielo y deshielo no están hechos para mantener un vuelo a largo plazo en condiciones de hielo.




Resumen del capítulo



Todos los aviones tienen requerimientos de sistemas esenciales, tales como el motor, hélice, sistemas de inducción, sistemas de encendido, así como combustible, lubricación, refrigeración, equipos eléctricos, de aterrizaje y de control ambiental para mantener el vuelo. La comprensión de los sistemas de la aeronave que está volando es fundamental para su operación segura y mantenimiento adecuado. Consulte el manual de vuelo/POH para obtener información específica relacionada con la aeronave siendo volada.


Varios sitios web de fabricantes y grupos de propietarios también pueden ser una valiosa fuente de información adicional.



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