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CAPÍTULO 02 - PLANTA DE POTENCIA

TABLA DE CONTENIDOS
PLANTA DE POTENCIA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-1
CONJUNTO DE MOTOR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-1
CIRCUITO DE ARRANQUE Y ENCENDIDO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-2
COMBUSTIBLE DE MOTOR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-3
ACEITE DE LUBRICACIÓN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-4
HÉLICES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-5
CONTROLES E INDICADORES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-7

2-i
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LISTA DE FIGURAS

2-1 Góndola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-8

2-2 Conjunto motopropulsor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-9
2-3 Indicadores de motor y hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-10
2-4 Indicadores de aceite de motor y hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-11
2-5 Luces de aceite y combustible de motor. Luces BETA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-12
2-6 Mandos de propulsión . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-13
2-7 Controles del constant torque . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-14
2-8 Controles de autoabanderamiento y sincronización de hélices . . . . . . . . . . . . . . 2-15
2-9 Controles de arranque . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-16
2-10 Controles del freno de hélice. Panel de pruebas del motor y hélice . . . . . . . . . . 2-17
2-11 Circuito de arranque y encendido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-18
2-12 Combustible y controles del motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-19
2-13 Aceite de lubricación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-20
2-14 Control de la hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-21
2-15 Freno de la hélice derecha . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2-22

2-ii
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PLANTA DE POTENCIA
El avión está equipado con dos motores turbohélices GENERAL ELECTRIC CT7-9C con hélices
cuatripalas HAMILTON STANDARD 14RF-21 de velocidad constante y modo Beta en tierra.

Cada motor proporciona una potencia nominal de 1.750 SHP al nivel del mar hasta una temperatura de
41°C. En caso de fallo de un motor durante el despegue el sistema integrado APR (Automatic Power
Reserve) aumenta inmediatamente la potencia del motor remanente hasta unos 1.870 SHP.

Los motores se alojan en góndolas idénticas soportadas por la sección central del ala (ver Figura
2-1).

El motor consta, básicamente, de un Generador de Gas y de una Turbina Libre cuyo eje atraviesa
internamente el del primero para arrastrar la Caja Reductora de Hélice (PGB) (ver Figura 2-2).

El Generador de Gas está formado - siguiendo la dirección del aire - por un compresor de seis etapas
(cinco axiales y una centrífuga), una cámara anular de combustión y una turbina de dos etapas. A
continuación de esta última se encuentra la Turbina Libre de dos etapas, que es la encargada de mover
la hélice por medio de la PGB.

La PGB situada encima de la toma de aire del motor, incluye los engranajes reductores de revoluciones,
los elementos de control del paso de hélice, varias bombas de aceite y un alternador. Este último
alimenta a la mantas eléctricas del antihielo de la toma de aire (ver PROTECCIÓN CONTRA HIELO Y
LLUVIA) y sirve de fuente alternativa al circuito eléctrico del avión (ver SISTEMA ELÉCTRICO). La PGB
del motor derecho incorpora, además, un Freno Hidráulico de Hélice que permite el modo APU en tierra
para suministrar aire acondicionado y corriente eléctrica al avión con la hélice frenada.

El aceite que lubrica la PGB, y que sirve de mando para el cambio de paso, es independiente del aceite
de lubricación del motor.

CONJUNTO DE MOTOR
(Ver Figura 2-2)

La toma de aire en S permite la separación inercial de los objetos extraños ingeridos que quedan
depositados en una cavidad inferior ("cazapájaros") o expulsados de allí al exterior. Su sistema eléctrico
de antihielo se describe en PROTECCIÓN CONTRA HIELO Y LLUVIA.

El aire que entra al motor sufre una segunda separación de partículas extrañas por mediación de una
cámara anular que, siguiendo un camino externo, reincorpora este aire fresco al flujo de salida del tubo
de escape. Reduce así la temperatura de éste y refrigera, a su paso, la Unidad Electrónica de Control del
motor (ECU).

El aire limpio que penetra al compresor sufre progresivos aumentos de presión hasta llegar a la cámara
de combustión. A su entrada al compresor los álabes-guía del extractor mandados por la Unidad
Hidromecánica (HMU) varían automáticamente su ángulo de incidencia para optimizar la actuación del
motor y evitar una posible entrada en pérdida del compresor en bruscas aceleraciones o
deceleraciones. Un sangrado en la etapa 5 del compresor ayuda al citado control automático contra
entradas en pérdida a bajas revoluciones. Este sangrado se utiliza también para antihielo del motor (ver
PROTECCIÓN CONTRA HIELO Y LLUVIA).

La cámara anular de combustión recibe el aire a alta presión de la etapa centrífuga del compresor y lo
mezcla apropiadamente con el combustible medido por la HMU a través de 12 inyectores. La
combustión continua en la cámara iniciada por 2 bujías quema la mezcla produciendo la energía
necesaria para mover las cuatro etapas de la turbina sobre las que incide.

Las dos primeras etapas corresponden al Generador de Gas y se encargan de mover el compresor y,
con él, la caja de engranajes del motor (AGB). Las dos siguientes etapas constituyen la Turbina Libre
que mueve exclusivamente la PGB y, a través de ella, la hélice.

2-1
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La AGB, arrastrada por el compresor, mueve el Generador que suministra c.c. al sistema eléctrico del
avión. Este Generador actúa también como Starter para poner en marcha el motor. La AGB arrastra la
bomba de combustible, las de aceite de motor, HMU y también un pequeño alternador con el exclusivo
cometido de alimentar el sistema de encendido, circuitos eléctricos del motor y señal NG para
indicación en cabina.

El control básico del motor desde cabina se hace a través de su palanca de potencia (PL) y de su
palanca de condición (CL) que mandan fundamentalmente la HMU y la PCU (Unidad de Control de la
Hélice). La ECU corrige, en parte, la actuación de la PL sobre la HMU, impide la sobrevelocidad de la
Turbina Libre y permite mantener el par de motor (TQ) seleccionado en cabina; proporciona también
indicación en cabina del par. La temperatura entre turbinas (ITT) y la velocidad de la turbina (NP) no
se procesa en la ECU pero pasa a través de ella. Las r.p.m. del generador de gas (NG) se toman
directamente del alternador del motor.

El parámetro principal para manejar el motor es el TQ que es función directa de la potencia del motor y
de la velocidad de la hélice.

CIRCUITO DE ARRANQUE Y ENCENDIDO

El circuito de arranque y encendido permite poner en marcha cada motor de tres maneras:

- Utilizando un Grupo Eléctrico Exterior (GPU)

- Utilizando las propias baterías del avión.
- Poniendo en marcha el segundo motor con ayuda del primero (Arranque cruzado)

Los modos GPU y Arranque Cruzado tienen la selección común GPU / X START (ver Figura 2-11). Una
vez hecha la selección de modo, la selección del motor a arrancar enciende la luz ARM del pulsador
START que indica la preparación del Generador/Starter como motor de arranque. Al meter el pulsador
IGN se enciende su luz ARM indicando así que el circuito de encendido está preparado.

El arranque o arrastre del compresor del motor se inicia, entonces, al presionar el pulsador START.
Cuando las NG del mismo alcancen alrededor del 13% el alternador suministrará suficiente energía a la
caja de ignición como para iniciar la chispa en la bujías y encender, así, la mezcla aire-combustible.

Cuando las NG lleguen al 57,1% se cortarán los circuitos de arranque y de encendido porque el motor es
ya autosuficiente. El Generador/Starter pasará a operar como Generador al 62% de NG
aproximadamente.

En el modo BAT la secuencia operativa es similar. La selección de modo es la posición BAT y la principal
diferencia es que las baterías se conectan en paralelo al circuito de arranque hasta el 12,6% de NG,
pasando entonces a actuar en serie hasta el 57,1% antes mencionado.

El modo X START que, lógicamente, sólo puede utilizarse con un motor ya en marcha, conecta las
baterías en paralelo al circuito durante todo el arranque pero recibe la ayuda, en paralelo, del otro
generador a partir del 12,6% de NG.

El sistema de encendido dispone, además, de un circuito automático que produce el reencendido de

llama si hay una caída brusca de NG (no mandada por la PL) y no hay un abanderamiento manual o
automático.

En el caso de apagado de llama por sobrevelocidad de la Turbina Libre (113% de NP), la ECU hará
que el sistema reencienda la mezcla en cuanto se restablezcan las condiciones normales durante la
deceleración del motor.

2-2
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COMBUSTIBLE DE MOTOR
(Ver Figura 2-5).

La unidad principal del sistema de combustible del motor es la HMU (Hydro-Mechanical Control Unit).

Una bomba cebadora arrastrada por el compresor succiona el combustible que proviene de la Válvula
Cortafuegos (ver SISTEMA DE COMBUSTIBLE) para entregarlo a la HMU una vez calentado y filtrado.
El calentamiento y la limpieza del combustible se consiguen mediante un calentador o radiador de aceite
de la PGB y un filtro con derivación, respectivamente. En caso de baja presión o temperatura del
combustible o de obstrucción del filtro se encenderá la correspondiente luz en el panel de avisos.

La HMU tiene como misión principal la dosificación de combustible al motor en respuesta a los
requerimientos de cabina protegiéndolo, al mismo tiempo, de condiciones críticas o adversas.

Para conseguir esta misión la HMU actúa en dos modalidades básicas:

- Una puramente mecánica en la que la PL dosifica directamente el combustible una vez abierta
la válvula de corte al poner la CL en o por delante de su posición START. No obstante, la HMU
modifica ligera y convenientemente esta dosificación en función de diversos parámetros (T2,
P3 y NG) y regula, correspondientemente, los álabes-guía de la entrada de aire al motor y las
dos primeras etapas del estator del compresor axial.
- La otra, de origen eléctrico, responde a la actuación de un motor (Motor Torque) que añade
combustible a la válvula dosificadora anterior. Este motor está gobernado por la ECU para
conseguir adecuadamente tres resultados:
a) Evitar que las NP bajen del 73% cuando la PL esté en posiciones retrasadas y
aumentarlas hasta un máximo del 90% en la petición de reversa de la PL. Todo esto se
consigue a partir el momento en que se habilita el regulador de mínimas NP de la ECU
cuando la CL sobrepasa la posición MIN RPM (micro pisado). Una vez habilitado el
regulador (al 60% de NP) no se deshabilitará hasta que las NP caigan del 20% o hasta
retrasar la CL por debajo de la posición MÍN. RPM.
El abanderamiento de la hélice (manual o automático) o el movimiento de la CL por debajo
de su posición MÍN. RPM deshabilita (desactiva) el regulador de mínimas NP.
b) Mantener constante un par de motor previamente seleccionado en la unidad CONSTANT
TORQUE del pedestal. Esto se consigue a partir de una posición avanzada de la PL (micro
pisado) que permite introducir en la ECU la selección de par elegida al pisar el pulsador
de Par Constante. A partir de ese momento, la ECU se encarga, a través de su
módulo "Constant Torque" y del "Motor Torque" de la HMU de añadir al combustible
pedido por la PL la cantidad necesaria para mantener el par seleccionado.

NOTA
Si se retrasa la PL no cambiará el par a no ser que se
baje de la posición correspondiente al micro de
corrección citado. En ese caso se desactivará el
Constant Torque y el par bajará bruscamente al valor
correspondiente a la posición de la PL. Si se
adelantase entonces la PL sin sacar el pulsador CONT
volvería a conectarse el Constant Torque con la
consiguiente y brusca subida del par al valor
seleccionado.

Si se avanza la PL por delante de la posición

correspondiente al par constante seleccionado (e
indicado) dejará de actuar el modo Constant Torque y
la PL aumentará o disminuirá el combustible
directamente y con él el par, según se mueva. Si se
retrasa la PL suficientemente volveráa actuar el modo
Constant Torque y el par no bajará del valor
seleccionado. 2-3
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c) Aumentar automáticamente el Par de un motor durante el despegue si falla el otro motor

en ese momento. Este aumento, de hasta 30 lb ft, lo consigue el APR del módulo
Constant Torque en la ECU cuando el Computador de Autoabanderamiento detecta una
parada de motor (ver HÉLICES - Abanderamiento Manual y Automático, a continuación).

La HMU dispone, además, de una válvula de mínima presión que impide la entrega de combustible al
motor en los primeros momentos del arranque (alrededor del 12%) mientras no esté suficientemente
presurizado por la bomba de alta presión de la HMU. Esta válvula se encarga también de cortar
momentáneamente el combustible al motor en caso de que sus NG llegasen al 110%.

Por último, se dispone también de una válvula de purga de aire, usada principalmente en la puesta a
punto del motor. Su utilidad en vuelo se debe a que su apertura, en la posición TM LOCKOUT & VAP
VENT de la CL, bloquea el Motor Torque permitiendo así su inutilización mecánica en caso de que
fallase la ECU o él mismo. Consecuentemente, no se dispone de Regulador de Mínimas NP, reversa
en ese motor, Constant Torque, ni APR, pues una vez bloqueado el Motor Torque sólo puede reactivarse
con la posición FUEL OFF de la CL, es decir, parando el motor.

El combustible dosificado por la HMU pasa a los inyectores de la cámara de combustión a través de un
enfriador de aceite de motor y de una válvula de sobrevelocidad. Si las NP llegasen al 113% el módulo
de sobrevelocidad de la ECU cerraría la válvula, devolviendo el combustible a la HMU para decelerar así
el motor. En cuanto bajen las NP suficientemente se volverá a abrir la válvula y se reaplicará el
encendido (ver CIRCUITO DE ARRANQUE Y ENCENDIDO).

Esta condición puede simularse con los botones ENGINE NP OVSP del panel del techo (ver Figura
2-10).

El módulo de sobrevelocidad de la ECU recibe su información de NP de un sensor conjunto NP/TQ en

la parte posterior del eje de la turbina libre. La información de NP para su indicador y para el Regulador
de Mínimas NP proviene de otro sensor en la parte delantera de dicho eje. La indicación del Fuel Flow y
de combustible consumido se toma de un fluxómetro a la salida de la HMU.

El mínimo flujo de combustible en vuelo corresponde a la posición tope FLT IDLE de la PL que puede
disminuirse al correspondiente a GND IDLE al tomar tierra (micro de tren). El pulsador FI SOL
OVERRIDE del pedestal permite retrasar la PL de FLT a GND IDLE en caso de fallo del micro/tope.

ACEITE DE LUBRICACIÓN
(Ver figura 2-4)

El sistema de lubricación de la Planta de Potencia está formado por dos conjuntos independientes: el de
Hélice y el de Motor.

- El conjunto de aceite de hélice tiene su depósito en la zona baja o sumidero de la PGB. Una
bomba de lubricación, arrastrada por los engranajes, suministra aceite a presión para lubricar
los elementos necesarios de la PGB. Este aceite se enfría antes en dos radiadores: uno de
combustible (calentador de combustible) y otro de aire de impacto. Cuando el aceite del
sumidero está muy frío un conjunto automático de derivación se encarga de enviarlo
directamente a las toberas de lubricación. La presión y temperatura del aceite se toman a la
salida de los radiadores. Parte del aceite de lubricación recibe un nuevo aumento de presión
en una segunda bomba para enviarlo al Conjunto de Control de la Hélice (PCU) (ver HÉLICE a
continuación).
- El conjunto de aceite del motor tiene también dos bombas arrastradas por la AGB. La primera
recoge el aceite del depósito y lo inyecta a presión sobre los cojinetes del motor una vez
filtrado. La vigilancia de esta parte se consigue con un indicador de presión y temperatura, una
luz de baja presión y otra que indica la inminente obstrucción del filtro.

2-4
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La segunda bomba recoge el aceite depositado en los sumideros de los cojinetes y lo envía al
depósito una vez enfriado en un radiador de combustible. La acumulación de partículas
extrañas en un detector magnético encenderá la luz ENG CHIP a la salida de la bomba de
recuperación. En su camino al depósito el aceite calienta las aletas fijas de la trama del
motor.

HÉLICES
Las hélice cuatripala HAMILTON STANDARD 14RF-21 es de paso variable y reversible, de
accionamiento hidráulico y abanderable. Dispone de unos equipos que permiten su deshielo, su
abanderamiento y su sincronización con la otra hélice. La hélice derecha tiene, además, un dispositivo
hidráulico que permite frenarla en tierra.

Control de Paso de Hélice

(Ver Figura 2-6)

Una de las diferencias esenciales de esta planta de potencia con respecto al reactor puro es que, en la
primera, no hay una interrelación inmediata entre la velocidad del compresor-turbina (NG) con la de la
siguiente turbina (NP) por ser aquí, esta última, una turbina libre directamente afectada por el paso o
ángulo (β) de la hélice. Para un mismo TQ y unas NG y condiciones ambientales dadas pueden variar
las NP ampliamente según el paso de hélice y viceversa. Así como el control primario del motor es la
PL que ajusta las NG y el Par dosificando el combustible en la HMU, el control primario de la hélice es la
CL que ajusta las NP variando el paso de la misma por mediación de la PCU. No obstante, la CL actúa
también sobre la HMU en ciertas funciones (corte y apertura del combustible y blocaje del Motor Torque)
y la PL lo hace sobre la PCU a potencias reducidas y de reversa.

Hay dos modos básicos de operación: el modo de Regulación de Hélice y el modo Beta. En el primero,
que tiene lugar a potencias medias y altas, la PCU varía (gobierna) el paso de la hélice para mantener
constantes las NP en función de la posición de la CL. El régimen varía desde un 88% NP en la
posición MÍN. RPM de la CL, hasta un 100% en su posición MÁX. RPM. A este modo de operación
pertenece también el de Par Constante ya citado (ver Combustible del Motor).

El modo Beta tiene lugar a potencias reducidas y en reversa. Por debajo de su posición FLT IDLE la PL
gobierna directamente el paso de hélice que, por ser muy alto, lo avisa en cabina encendiendo las luces
BETA MODE correspondientes. En este modo interviene también el Regulador de Mínimas NP de la
ECU que actúa sobre la HMU para mantener un mínimo del 73% NP en o por delante de GND IDLE y
para aumentarlas hasta un máximo del 90% en reversa.

Una vez establecido un paso, el Mecanismo de Cambio queda atrapado hidráulicamente hasta que
recibe una nueva orden de la PCU. Si hubiese una pérdida de aceite un tope mecánico impedirá que las
NP suban más de un 2%.

Los elementos que hacen variar el paso de hélice están montados sobre la PGB y son la PCU, un
Regulador de Sobrevelocidad y una Bomba Eléctrica Auxiliar. Los dos primeros actúan con el aceite que
se usa para la lubricación pero con su presión aumentada y regulada. La PCU se encarga de mover, con
este aceite, el mecanismo hidráulico de cambio de paso situado en el cono de la hélice. El Regulador de
Sobrevelocidad actúa sobre la PCU para impedir que las NP pasen del 103%. Esta protección no actúa
en reversa. La PCU, en su función de control del paso, permite también el abanderamiento manual de la
hélice con la CL y el automático a través de un Computador.

Abanderamiento Manual y Automático

El abanderamiento manual se produce al situar la CL en su zona FEATHER (entre MÍN. RPM y FUEL
OFF) que manda a la PCU esa orden. En vuelo, para evitar una posible insuficiencia de presión, se pone
también en funcionamiento automático (micro de tren) la bomba eléctrica auxiliar que apoya a la PCU en
ese abanderamiento. El selector MAN de la unidad FEATHER SYST permite realizar ese
abanderamiento apoyado por la bomba tanto en vuelo como en tierra.

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Si la PL se encuentra por delante de su posición FLT IDLE y, por alguna circunstancia momentánea
(primer paso por FLT IDLE por ejemplo), el paso de la hélice fuese inferior al que le corresponde en esa
posición, se producirá una señal momentánea de abanderamiento gracias al micro que enciende las
luces BETA MODE. Este aumento momentáneo de paso volverá a repetirse, si se reproduce la
condición, hasta que se tome acción correctora.

El abanderamiento automático está exclusivamente previsto para el caso de fallo de un motor en el

despegue.

El selector CONT de la unidad FEATHER SYST conecta, en su posición ON, el Computador. Cuando se
cumplan las seis condiciones de despegue que exige el Computador encenderá la luz ARM de la unidad
citada. Estas condiciones son:

- Ambas PLs en posición avanzada.

- Una señal de alta presión (P3) en la etapa 6 del compresor de cada motor.
- Una señal de par superior a unas 200 lb ft en cada motor.

El abanderamiento del motor que falle, apoyado con bomba eléctrica aunque se produzca en tierra,
tendrá lugar si se presentan las siguientes condiciones simultáneas:

- PLs mantenidas en su posición avanzada.

- Caída de uno de los Torques por debajo de 200 lb ft.
- Diferencia de más de 100 lb ft entre las dos TQ.
- Caída de la P3 del motor afectado.

Adicionalmente, el circuito de autoabanderamiento tiene las siguientes protecciones:

- Si se abandera una hélice no se abanderará la otra.

- Si se intenta iniciar el despegue sin armar el sistema sonará la sirena aguda de dos tonos
(configuración insegura de despegue). Esta señal puede acallarse con el botón MUTE WARN
del pedestal.
- Si el Computador detecta un fallo interno encenderá la luz FAIL de la unidad y la AUTFRT del
Panel de Avisos.

El Computador de Autoabanderamiento, al actuar por fallo de un motor en el despegue, envía una señal
al APR si éste se encuentra armado. La ECU, entonces, aumenta el flujo de combustible de la HMU para
producir un incremento de hasta 30 lb ft sobre el Par de referencia de despegue.

La señal de fallo del computador (encendidas la luz FAIL de la unidad FEATHER SYST del panel del
techo y la luz AUTFTR del panel de avisos), enciende también la luz FAIL de la unidad APR del
pedestal.

Cualquier señal de abanderamiento deshabilita, lógicamente, el Regulador de Mínimas NP de la ECU.

El control de la hélice dispone también de unos interruptores de prueba (OVSP GOVERNOR) (ver
Figura 2-10).

Sincronización de Hélices
El circuito de sincronización de hélices dispone de sendos sensores electromagnéticos en sus
respectivas PGBs que permiten comparar ambas NP en una unidad de control. La señal base es la de
la hélice izquierda, de forma que la señal correctora resultante se envía a la PCU del motor 2 para que
mantenga sus NP exactamente iguales a las del motor 1.

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Esta sincronización reduce considerablemente el ruido producido por las hélices pero no está permitida
su utilización en despegue, aproximación ni aterrizaje.

El circuito se conecta metiendo el pulsador PROP SYNC del pedestal una vez ajustada la potencia de
subida y con las CLs en un 91% de NP aproximadamente. La hélice esclava se sincronizará cuando
sus NP estén a un 1% de las de la hélice 1.

Freno de Hélice
La hélice derecha puede frenarse hidráulicamente para poder mantener en marcha el motor 2 durante
una etapa corta, sin tener ruido de hélice ni el peligro que supone su giro para el personal de tierra.

Este modo de operación, llamado modo APU, permite suministrar al avión, en tierra, aire acondicionado
y energía eléctrica de forma autónoma. Mejora también las condiciones del consiguiente arranque del
motor 1 sin GPU (arranque cruzado) al descargarse significativamente menos las baterías del avión.

Para aplicar el freno es necesario tener conectada, al menos, una bomba hidráulica (3.000 psi), meter el
pulsador CONT (ver Figura 2-10) que encenderá la luz del panel de avisos PROP BRAKE y las LOW
PRESS IND 1 y 2 y cumplir cuatro condiciones:

- CL derecha en START.
- Palanca de Blocaje de Ráfagas en posición vertical.
- Avión en tierra.
- PL derecha en GND IDLE.

La presión hidráulica pasa entonces por la Unidad de Control - cuyo Conjunto de Protección apagará las
luces citadas y encenderá la BRAKE del pulsador - a la Unidad de Frenado. Los émbolos de esta unidad
presionarán los frenos de disco de la hélice parándola en menos de 5 segundos.

A partir de ese momento puede adelantarse la PL sin que se rompa la conexión anterior para conseguir
los parámetros requeridos del motor en su suministro de aire acondicionado.

El conjunto de protección se encarga de mantener la presión en la unidad de frenado aún en el caso de la

pérdida temporal de alguna de las condiciones expuestas para la conexión. Si la presión llegase a bajar
de 2.650 psi se encenderá la luz PROP BRAKE advirtiendo de la posible rotación de la hélice y
consiguiente calentamiento de las pastillas. La pérdida de presión en una sola de las dos líneas de
presión de frenado encenderá la luz LOW PRESS IND correspondiente y la PROP BRAKE, pero
mientras esté apagada la otra, no hay peligro de que la hélice gire con la PL en posiciones retrasadas.
No obstante, es mandatorio parar el motor en esas condiciones.

La desconexión del freno se hace sacando el pulsador CONT (luz On apagada) que permite la
aplicación de alta presión de desblocaje al conjunto de protección. Se consigue así, el paso a retorno de
la presión hidráulica de frenado, pero mientras ésta no baje de 100 psi se mantendrá encendida la luz
PROP BRAKE para advertir del calentamiento que supondría aumentar las NP sin estar totalmente
suelto el freno de hélice.

Si en modo APU se produjese el incendio del motor 2 y se tirase de la palanca cortafuegos, la hélice
quedaría sin freno de idéntica forma a como lo hace en la desconexión por pulsador.

Todo otro tipo de desconexión es incorrecto y peligroso para el conjunto.

CONTROLES E INDICADORES
Los Controles e indicadores de la Planta de Potencia se presentan en Figura 2-3, Figura 2-4,
Figura 2-5, Figura 2-6, Figura 2-7, Figura 2-8, Figura 2-9 y Figura 2-10.

2-7
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Figura 2-1 Góndola

2-8
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10-C-710000-C-0117B-00002-E-01-1EÉò

Figura 2-2 Conjunto motopropulsor

2-9
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10-C-710000-C-0117B-00003-E-01-1EÉò

Figura 2-3 Indicadores de motor y hélice

2-10
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10-C-710000-C-0117B-00004-E-01-1EÉò

Figura 2-4 Indicadores de aceite de motor y hélice

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M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00005-E-01-1EÉò

Figura 2-5 Luces de aceite y combustible de motor. Luces BETA

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 M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00006-E-01-1EÉò

Figura 2-6 Mandos de propulsión

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10-C-710000-C-0117B-00007-E-01-1EÉò

Figura 2-7 Controles del constant torque

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 M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00008-E-01-1EÉò

Figura 2-8 Controles de autoabanderamiento y sincronización de hélices

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M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00009-E-01-1EÉò

Figura 2-9 Controles de arranque

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 M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00010-E-01-1EÉò

Figura 2-10 Controles del freno de hélice. Panel de pruebas del motor y hélice

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10-C-710000-C-0117B-00011-E-01-1EÉò

Figura 2-11 Circuito de arranque y encendido

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10-C-710000-C-0117B-00012-E-01-1EÉò

Figura 2-12 Combustible y controles del motor

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10-C-710000-C-0117B-00013-E-01-1EÉò

Figura 2-13 Aceite de lubricación

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 M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00014-E-01-1EÉò

Figura 2-14 Control de la hélice

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M.O. (D.S.) CN-235-200M MJ01-1

10-C-710000-C-0117B-00015-E-01-1EÉò

Figura 2-15 Freno de la hélice derecha

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