Módulo 13: Aerodinámica, Estructuras y Sistemas de Aeronaves (B2)

Descripción General del Módulo

El Módulo 13 para la categoría de licencia EASA Part-66 B2 cubre los sistemas fundamentales de la aeronave que el personal certificador de aviónica debe comprender para mantener y certificar de forma segura los aviones de categoría de transporte modernos. Este módulo establece el puente entre los principios aerodinámicos teóricos y los sistemas complejos e interconectados instalados en las aeronaves contemporáneas. El temario abarca la generación y distribución de energía eléctrica, los sistemas de control de vuelo (tanto mecánicos como fly-by-wire), los sistemas de combustible, la potencia hidráulica, los sistemas de control ambiental (acondicionamiento de aire y presurización), los sistemas de comunicación y navegación, y los diversos sistemas de alerta y protección que garantizan una operación segura.

Para el titular de la licencia B2, es esencial un conocimiento detallado de estos sistemas, ya que los técnicos de aviónica son responsables de la resolución de problemas, las pruebas y la certificación de los componentes electrónicos y eléctricos que controlan y supervisan estos sistemas. El nivel de conocimiento requerido abarca desde una visión general de los sistemas mecánicos (para comprender su interacción con la aviónica) hasta una comprensión detallada a nivel de componente de los sistemas electrónicos, sensores, computadoras y sistemas de visualización.

1. Sistemas de Energía Eléctrica de la Aeronave

1.1 Generación y Distribución de Corriente Continua (CC)

1.1.1 Tensiones Nominales y Normas

Los sistemas eléctricos de CC de las aeronaves operan a una tensión nominal de 28 V CC. Este es el estándar para la mayoría de las aeronaves de aviación general y de categoría de transporte. Algunas aeronaves ligeras más antiguas pueden utilizar un sistema de 14 V CC, pero el de 28 V CC se ha convertido en el estándar de la industria debido a su capacidad para suministrar el doble de potencia con la misma corriente, lo que reduce el peso del cableado.

El rango de funcionamiento normal para un sistema de 28 V CC es de 22 V a 30 V, siendo 30 V la tensión continua máxima permitida. Las tensiones superiores a esta pueden dañar los equipos electrónicos sensibles, mientras que las tensiones inferiores a 22 V pueden provocar que los relés y contactores se desconecten o que los equipos electrónicos funcionen mal.

1.1.2 Generadores y Alternadores de CC

Los generadores de CC producen corriente continua mediante la rotación de un inducido dentro de un campo magnético. La tensión de salida se regula controlando la corriente de campo. Un regulador de tensión detecta la tensión de salida del generador y ajusta la corriente de campo para mantener una tensión constante independientemente de la velocidad del generador o de la carga. Si la tensión de salida disminuye, el regulador aumenta la corriente de campo; si aumenta, el regulador disminuye la corriente de campo.

Un relé de corriente inversa (o cortacorriente inverso) es un dispositivo de protección crítico en los sistemas de generadores de CC. Desconecta automáticamente el generador del bus cuando la tensión del generador cae por debajo de la tensión de la batería. Sin este dispositivo, la batería se descargaría a través del generador, haciéndolo funcionar como motor y pudiendo causar daños graves.

Las aeronaves modernas utilizan cada vez más alternadores de CC con rectificación de estado sólido, que son más ligeros y fiables que los generadores de CC tradicionales.

1.1.3 Sistemas de Baterías

La batería de la aeronave cumple múltiples propósitos:

Proporciona energía para el arranque del motor/APU
Suministra energía esencial cuando los generadores no están disponibles
Actúa como fuente de energía de emergencia en caso de fallo total del generador
Proporciona un efecto estabilizador en el bus de CC, absorbiendo transitorios de tensiónLos sistemas de carga de baterías garantizan que la batería se cargue correctamente, evitando la sobrecarga (que puede causar fuga térmica y desgasificación) o la carga insuficiente (que reduce la capacidad y puede causar sulfatación). Los sistemas de carga modernos utilizan perfiles de carga de voltaje constante/corriente limitada e incluyen compensación de temperatura.

Los contactores de batería (aisladores) permiten al piloto o al sistema eléctrico desconectar la batería del sistema eléctrico de la aeronave. Esto es esencial para la seguridad, ya que permite aislar la batería en caso de fallo o incendio.

1.2 Generación y Distribución de Energía de CA

1.2.1 Sistemas de CA Trifásicos

Los sistemas de energía de CA de las aeronaves utilizan CA trifásica, 115/200 V CA a 400 Hz. Las tres fases están separadas eléctricamente por 120 grados, lo que proporciona una entrega de energía equilibrada. La frecuencia de 400 Hz se utiliza porque permite que los transformadores, motores y otros componentes magnéticos sean significativamente más pequeños y ligeros que sus equivalentes de 50/60 Hz.

La relación de fase entre los tres voltajes es crítica:

La Fase A, la Fase B y la Fase C están separadas 120° cada una
El voltaje de línea a neutro es de 115 V CA
El voltaje de línea a línea es de 200 V CA (115 V × √3)

1.2.2 Unidades de Velocidad Constante (CSD) y Generadores Integrados de Accionamiento (IDG)

Los motores de las aeronaves modernas operan a velocidades variables, pero los generadores de CA deben girar a una velocidad constante para producir una frecuencia constante de 400 Hz. La Unidad de Velocidad Constante (CSD) es un dispositivo hidráulico-mecánico que mantiene una velocidad de salida constante independientemente de las variaciones de velocidad de entrada del motor.

El Generador Integrado de Accionamiento (IDG) combina la CSD y el generador de CA en una sola unidad compacta. El IDG está montado directamente en la caja de engranajes accesoria del motor y contiene:

Un mecanismo hidráulico de velocidad constante
Un generador de CA enfriado por aceite
Un sistema de aceite integral para refrigeración y lubricación

1.2.3 Regulación de Voltaje y Control del Generador

La Unidad de Control del Generador (GCU) realiza múltiples funciones:

Regula el voltaje de salida del generador controlando la excitación de campo
Monitorea la frecuencia y el voltaje
Controla el contactor de línea del generador (GLC) para conectar/desconectar el generador del bus
Proporciona protección contra sobre/sub voltaje, sobre/sub frecuencia y fallos diferenciales

1.2.4 Unidades Transformador-Rectificador (TRU)

Las Unidades Transformador-Rectificador (TRU) convierten la energía de CA en energía de CC. Una TRU reduce el voltaje de 115 V CA a aproximadamente 28 V CA utilizando un transformador, y luego lo rectifica utilizando diodos de estado sólido para producir 28 V CC. Las TRU se utilizan para suministrar los buses de CC desde el sistema de generación de CA, eliminando la necesidad de generadores de CC separados.

1.2.5 Inversores Estáticos

Un inversor estático utiliza electrónica de estado sólido para convertir energía de CC (por ejemplo, 28 V CC) en energía de CA (por ejemplo, 115 V CA, 400 Hz). Los inversores estáticos se utilizan para suministrar energía de CA a las cargas que la requieren cuando la generación principal de CA no está disponible, o en aeronaves más pequeñas que no tienen generadores de CA accionados por motor.

1.2.6 Autotransformadores

Un autotransformador tiene un único devanado continuo con tomas en diferentes puntos para proporcionar la transformación de voltaje. A diferencia de un transformador convencional, no hay aislamiento eléctrico entre el primario y el secundario. Los autotransformadores se utilizan en los sistemas de CA de las aeronaves para proporcionar un nivel de voltaje diferente (por ejemplo, de 115 V a 26 V) sin el peso de un transformador totalmente aislado.

1.3 Distribución y Protección Eléctrica#### 1.3.1 Barras y Contactores de Acoplamiento de Barras

Una barra eléctrica es un punto de distribución común que suministra energía a varios circuitos derivados. Las aeronaves suelen tener múltiples barras:

Barras principales de CA (izquierda y derecha)
Barra de CA esencial
Barras de CC (alimentadas por las TRU)
Barra de batería (conectada directamente a la batería)
Barra de batería caliente (siempre energizada)

Un Contactor de Acoplamiento de Barras (BTC) permite conectar dos barras eléctricas separadas, facilitando la transferencia de energía de una fuente a otra durante la operación normal o en caso de fallo de un generador. Por ejemplo, si el generador izquierdo falla, la barra principal izquierda puede ser alimentada desde el generador derecho a través del contactor de acoplamiento de barras.

1.3.2 Dispositivos de Protección de Circuitos

Los disyuntores son dispositivos de protección que interrumpen el flujo de corriente excesivo para evitar daños en el cableado y los componentes. Son rearmables y generalmente se encuentran en la cabina de pilotos o en un compartimento de equipos eléctricos. Los disyuntores se clasifican por su capacidad de corriente y características de disparo.

Los limitadores de corriente son dispositivos de protección que restringen el flujo de corriente a un nivel seguro. Se utilizan típicamente en circuitos de alta corriente donde un disyuntor convencional sería poco práctico. Los limitadores de corriente suelen ser no rearmables y deben reemplazarse después de su activación.

Los fusibles son dispositivos de protección de un solo uso que se funden cuando fluye una corriente excesiva. Son menos comunes en aeronaves modernas, pero pueden encontrarse en algunos diseños más antiguos o en aplicaciones específicas.

1.3.3 Desconexión de Cargas

La desconexión de cargas es una función de control que desconecta cargas no esenciales para preservar la energía para los sistemas críticos cuando la capacidad de generación se reduce. Cuando un generador falla, el sistema eléctrico desconecta automáticamente las cargas en una secuencia predeterminada:

Primera desconexión: cargas de galley, entretenimiento de pasajeros
Segunda desconexión: aire acondicionado no esencial, algunos sistemas de servicios
Las cargas esenciales nunca se desconectan: instrumentos de vuelo, controles de vuelo, navegación, comunicación

1.3.4 Energía Externa

El receptáculo de energía externa permite que las unidades de energía en tierra (GPU) suministren energía eléctrica a la aeronave, reduciendo la necesidad de operar la APU o los motores para mantenimiento y operaciones en tierra. La energía externa es típicamente de 115/200 V CA, 400 Hz, o 28 V CC.

1.4 Sistemas de Energía de Emergencia

1.4.1 Turbina de Aire Ram (RAT)

La Turbina de Aire Ram (RAT) es una pequeña turbina que se despliega en la corriente de aire en una emergencia para generar energía hidráulica o eléctrica. La RAT asegura la operación continua de los instrumentos de vuelo críticos y los controles de vuelo en caso de una pérdida total de la generación impulsada por motores. La RAT se despliega típicamente de forma automática o manual y proporciona energía para:

Instrumentos de vuelo esenciales
Actuadores de control de vuelo (en aeronaves fly-by-wire)
Comunicación y navegación esenciales

1.4.2 Generador de la APU

El generador de la Unidad de Potencia Auxiliar (APU) puede suministrar energía eléctrica si los generadores principales del motor fallan o para operaciones en tierra sin energía externa. El generador de la APU es típicamente de capacidad similar a los generadores principales del motor y puede alimentar todo el sistema eléctrico de la aeronave.

1.5 Anunciaciones del Sistema Eléctrico- GEN OFF / GEN FAIL: Indica que el generador no está suministrando energía al bus, a menudo debido a una falla o desconexión manual

ELEC / MASTER WARNING: Alerta a la tripulación de vuelo sobre una falla significativa en el sistema eléctrico que requiere atención
BUS TIE OPEN: Indica que el contactor de interconexión de buses está abierto, aislando los buses

2. Sistemas de Datos de Aire e Instrumentos de Vuelo

2.1 Sistema Pitot-Estático

El sistema pitot-estático es fundamental para el funcionamiento de los instrumentos de datos de aire. Suministra presión pitot (de impacto) y presión estática a las computadoras de datos de aire y a los instrumentos.

Presión pitot: Presión de aire de impacto medida en la sonda pitot, utilizada para el cálculo de la velocidad aerodinámica
Presión estática: Presión atmosférica ambiente medida en los puertos estáticos, utilizada para el cálculo de altitud y velocidad vertical

2.1.1 Módulos de Datos de Aire (ADMs)

Los Módulos de Datos de Aire (ADMs) son sensores inteligentes que convierten las presiones pitot y estática en datos digitales para las computadoras de datos de aire y otros sistemas. Los ADM contienen:

Transductores de presión
Convertidores analógico-digitales
Microprocesadores para el procesamiento de señales
Interfaces de bus de datos digitales (ARINC 429, etc.)

Los ADM se montan típicamente cerca de las sondas pitot/estáticas para minimizar la longitud de las líneas neumáticas y mejorar la precisión.

2.1.2 Computadora de Datos de Aire (ADC)

La Computadora de Datos de Aire (ADC) recibe las presiones pitot y estática y calcula:

Velocidad aerodinámica indicada (IAS)
Velocidad aerodinámica verdadera (TAS)
Número de Mach
Altitud de presión
Velocidad vertical
Temperatura del aire estático (SAT) y temperatura total del aire (TAT)

2.1.3 Prueba de Fugas del Sistema Pitot-Estático

Las pruebas de fugas del sistema pitot-estático se realizan para detectar fugas que causarían lecturas erróneas en los instrumentos. Una fuga en el sistema estático permite la entrada de presión ambiente, causando lecturas incorrectas de presión estática y, por lo tanto, indicaciones erróneas de altitud y velocidad aerodinámica.

Límites típicos de prueba de fugas (varían según la aeronave):

Línea pitot: Tasa máxima de fuga de aproximadamente 200 pies por minuto (o equivalente en hPa) durante un período de prueba especificado
Línea estática: Tasa máxima de fuga de aproximadamente 100 pies por minuto (o equivalente en hPa)

La prueba se realiza aplicando vacío al sistema estático o presión al sistema pitot y monitoreando la tasa de caída.

2.2 Sistemas de Ángulo de Ataque (AoA)

El ángulo de ataque es el ángulo entre la línea de cuerda del ala y el flujo de aire relativo. El indicador de ángulo de ataque muestra este valor al piloto.

El sistema de aviso de pérdida utiliza las entradas de AoA para determinar cuándo la aeronave se aproxima a una condición de pérdida. El sensor principal es una veleta de AoA montada en el fuselaje, que detecta la dirección del flujo de aire local. La computadora de aviso de pérdida compara el ángulo de la veleta local con el eje longitudinal de la aeronave para derivar el ángulo de ataque real y activa la advertencia cuando se excede un umbral predeterminado.

La veleta de AoA debe verificarse para asegurar libertad de movimiento y alineación correcta durante el mantenimiento. Una veleta rígida o desalineada no se movería libremente, fallando en activar la advertencia en el ángulo de ataque correcto.

2.3 Sistemas de Referencia Inercial (IRS)

2.3.1 Modo de AlineaciónEl Sistema de Referencia Inercial (IRS) debe alinearse en tierra antes del vuelo para establecer un marco de referencia. Durante la alineación:

Se inicializan los giroscopios y acelerómetros del sistema
Se introduce la posición de la aeronave (manual o automáticamente mediante GPS)
El sistema detecta la rotación de la Tierra y la gravedad para establecer el norte verdadero y la vertical local

La alineación inercial requiere que los giroscopios detecten la rotación de la Tierra y la gravedad. Si los giroscopios están defectuosos, la alineación fallará. No se requiere GPS para la alineación inicial, aunque puede ayudar en ella. Los ADIRU modernos pueden autonivelarse y no requieren que la aeronave esté perfectamente nivelada.

2.3.2 Unidad de Referencia Inercial de Datos de Aire (ADIRU)

El ADIRU combina las funciones de datos de aire y referencia inercial en una sola unidad. Proporciona:

Datos de aire: velocidad aerodinámica, altitud, Mach, velocidad vertical
Datos inerciales: actitud, rumbo, aceleración, velocidades angulares

El ADIRU proporciona datos a múltiples sistemas, incluidos las pantallas EFIS, el sistema de gestión de vuelo, el piloto automático y los computadores de control de vuelo.

2.4 Sistema Electrónico de Instrumentos de Vuelo (EFIS)

2.4.1 Pantalla Principal de Vuelo (PFD)

La PFD muestra información crítica de vuelo:

Actitud
Velocidad aerodinámica
Altitud
Velocidad vertical
Rumbo
Órdenes del director de vuelo
Información de navegación

2.4.2 Generadores de Símbolos

El generador de símbolos recibe datos de varios sistemas y crea la representación visual (símbolos, texto y gráficos) en las unidades de visualización. Es un componente central del EFIS, que convierte los datos digitales en señales de video para la pantalla.

2.4.3 Modos de Reversión

Si el AHRS falla, la PFD tiene un modo de reversión que puede utilizar datos del Sistema de Instrumentos de Reserva Integrado (ISIS), que contiene su propio AHRS y sensores de datos de aire, para continuar mostrando información crítica de vuelo.

El ISIS está diseñado para ser independiente del sistema eléctrico principal de la aeronave, con su propia batería interna que proporciona energía en caso de un fallo eléctrico total.

2.5 Registrador de Datos de Vuelo (FDR)

El Registrador de Datos de Vuelo (FDR) registra un conjunto específico de parámetros para la investigación de accidentes. La Unidad de Adquisición de Datos de Vuelo (FDAU) recopila y digitaliza datos de varios sensores y los envía al FDR.

Se realizan comprobaciones de subrango y sobrerango para garantizar que los sensores y el sistema de registro funcionen correctamente y no registren valores fuera de límites. Si falta un parámetro, la falla podría estar en el sensor, el bus de datos, la unidad de adquisición o el propio FDR. Un enfoque sistemático comienza verificando que los datos de origen estén presentes en la entrada del FDR.

3. Sistemas de Control de Vuelo

3.1 Sistemas Mecánicos de Control de Vuelo

3.1.1 Compensación de Superficies de Control

La compensación aerodinámica reduce la fuerza de control requerida por el piloto. Una lengüeta de compensación que se deflecta en dirección opuesta a la superficie de control (por ejemplo, el alerón) produce una fuerza aerodinámica que ayuda a mover la superficie de control. Esta es una forma de compensación aerodinámica.

3.1.2 Sistemas de Compensación

Las lengüetas de compensación se utilizan para aliviar las fuerzas de control en vuelo estabilizado. La lengüeta de compensación del alerón se deflecta en dirección opuesta al movimiento del alerón para ayudar al piloto a mover la superficie de control.

3.2 Sistemas Fly-by-Wire (FBW)

3.2.1 Principios de FuncionamientoEn un sistema fly-by-wire, el controlador lateral del piloto envía señales eléctricas a los Computadores de Control de Vuelo (FCCs). No existe un vínculo mecánico directo con las superficies de control. Los FCCs procesan las entradas del piloto y los datos del estado de la aeronave para comandar los actuadores hidráulicos que mueven las superficies de control.

3.2.2 Redundancia y Disimilitud

Se utilizan FCCs redundantes y disímiles para garantizar que una sola falla de hardware o software no pueda causar una pérdida total del control de vuelo. Si un computador falla, el/los otro(s) continúan comandando los actuadores sin interrupciones, manteniendo el manejo normal de la aeronave. No existe reversión mecánica en un sistema fly-by-wire puro.

3.2.3 Sistemas de Sensación

En los sistemas fly-by-wire, no hay un vínculo mecánico directo con las superficies de control, por lo que el piloto no siente la retroalimentación aerodinámica. El sistema de sensación proporciona una fuerza sintética al side-stick o a la columna de control para dar al piloto una sensación de autoridad de control.

3.3 Sistemas de Piloto Automático

3.3.1 Modo Control Wheel Steering (CWS)

En el modo CWS, el piloto puede mover los controles, y el piloto automático lo sigue, proporcionando asistencia y manteniendo la nueva actitud cuando el piloto suelta los controles. Este es un modo "práctico" donde el piloto permanece en el bucle de control.

3.3.2 Panel de Control de Modos (MCP)

El Panel de Control de Modos (MCP) es la interfaz del piloto para el sistema de piloto automático/director de vuelo. Contiene perillas y botones para seleccionar modos y establecer objetivos (rumbo, altitud, velocidad, velocidad vertical, etc.).

3.3.3 Ganancia y Estabilidad

La oscilación en un eje controlado por el piloto automático es un signo clásico de ganancia excesiva en el bucle de control. El piloto automático sobrecorrige, lo que lleva a una oscilación continua. Un servo de trimado inoperativo causaría un síntoma diferente, como una desviación constante de cabeceo.

3.3.4 Desconexión del Piloto Automático

Los sistemas de piloto automático dependen de las entradas de datos de aire (velocidad indicada, altitud) y de datos inerciales. Entradas erróneas pueden causar que el piloto automático se desconecte para prevenir un control inseguro.

3.4 Amortiguador de Guiñada

El amortiguador de guiñada mueve automáticamente el timón de dirección para amortiguar el balanceo holandés, un movimiento oscilatorio que combina guiñada y alabeo. Esto mejora la comodidad de los pasajeros y la estabilidad de la aeronave. El amortiguador de guiñada utiliza un sensor de velocidad de guiñada para detectar la oscilación y comanda el timón de dirección para contrarrestarla.

3.5 Sistemas de Aviso de Pérdida

El stick shaker es un dispositivo mecánico que vibra la columna de control para advertir al piloto de una pérdida inminente. Es una parte clave del sistema de aviso de pérdida.

El sistema de aviso de pérdida se basa principalmente en las entradas de AoA. Una advertencia sonora errónea durante el vuelo normal es típicamente causada por una paleta de AoA defectuosa o por el procesamiento erróneo de su señal.

4. Sistemas de Potencia Hidráulica

4.1 Componentes del Sistema

4.1.1 Bombas de Desplazamiento Variable

Una bomba de desplazamiento variable utiliza un plato oscilante para variar la salida de la bomba. El compensador de presión detecta la presión del sistema y ajusta el ángulo del plato oscilante de la bomba para mantener la presión dentro de una banda muerta, reduciendo el flujo cuando la demanda es baja. Esto proporciona:

Presión constante del sistema
Consumo de potencia reducido cuando la demanda es baja
Generación de calor reducida

4.1.2 Válvulas de Alivio de Presión

La válvula de alivio de presión es un dispositivo de seguridad que se abre a una presión preestablecida para prevenir daños al sistema. Protege el sistema de la sobrepresión causada por:

Falla de la bomba (por ejemplo, plato oscilante atascado)
Expansión térmica
Cargas externas

4.2 Actuadores HidráulicosLos actuadores hidráulicos convierten la presión hidráulica en fuerza mecánica. Se utilizan para:

Accionamiento de superficies de control de vuelo
Extensión/retracción del tren de aterrizaje
Accionamiento del inversor de empuje
Operación de puertas de carga

5. Sistemas de Tren de Aterrizaje

5.1 Extensión y Retracción

Los sistemas de tren de aterrizaje utilizan actuadores hidráulicos para la extensión y retracción. El sistema incluye:

Mecanismo de bloqueo superior: Mantiene mecánicamente el tren de aterrizaje en la posición superior, evitando una extensión no intencionada
Mecanismo de bloqueo inferior: Mantiene mecánicamente el tren de aterrizaje en la posición inferior
Válvulas de secuencia: Aseguran la secuencia correcta de operación de las puertas del compartimento y del tren

5.2 Sistema Antideslizante

El sistema antideslizante evita el bloqueo de las ruedas durante el frenado. Depende de los sensores de velocidad de rueda para detectar condiciones de deslizamiento inminente. Si un sensor falla, el sistema normalmente indicará una condición inoperativa y encenderá la luz de aviso.

6. Sistemas de Combustible

6.1 Tanques y Bombas de Combustible

6.1.1 Bombas de Refuerzo

Las bombas de refuerzo están ubicadas en los tanques de combustible y aseguran un suministro continuo de combustible a presión hacia la bomba de combustible del motor, evitando la cavitación y garantizando una operación fiable del motor.

6.1.2 Válvulas de Alimentación Cruzada

La válvula de alimentación cruzada permite que cualquiera de los motores sea alimentado desde cualquier tanque, proporcionando flexibilidad y redundancia en la gestión del combustible. Esto es esencial para:

Equilibrar las cargas de combustible
Gestionar el combustible en caso de fallo de un motor
Corregir el desequilibrio lateral

6.2 Sistema Indicador de Cantidad de Combustible (FQIS)

6.2.1 Sondas de Capacitancia

El FQIS utiliza sondas de capacitancia en los tanques de combustible para medir el nivel de combustible. La capacitancia de la sonda cambia con el nivel de combustible, ya que el combustible tiene una constante dieléctrica diferente a la del aire.

6.2.2 Sondas Compensadoras

La sonda compensadora se utiliza para corregir los cambios en la constante dieléctrica del combustible (que varía con el tipo de combustible y la temperatura). Si falla, el sistema puede no compensar adecuadamente, lo que provoca lecturas inexactas.

6.2.3 Condiciones de Falla

Un cortocircuito o la humedad en el cableado de la sonda pueden causar una lectura alta errónea. Un compensador defectuoso es una causa clásica de lecturas erróneas del FQIS.

6.2.4 Prueba de Capacitancia

Los comprobadores de capacitancia simulan niveles de combustible aplicando una capacitancia conocida al computador del FQIS y verificando la cantidad indicada. Este es un procedimiento de prueba estándar.

7. Aire Acondicionado y Presurización

7.1 Sistema de Aire de Sangrado

7.1.1 Fuentes de Aire de Sangrado

El aire de sangrado se extrae de las etapas del compresor del motor o de la APU. Se utiliza para:

Aire acondicionado
Presurización
Antihielo del motor y de las alas
Presurización del depósito hidráulico
Presurización del sistema de agua

7.1.2 Preenfriador

El intercambiador de calor preenfriador reduce la temperatura del aire de sangrado a un nivel seguro para los sistemas posteriores, particularmente el paquete de aire acondicionado. Utiliza aire de ventilador o aire de impacto como medio de enfriamiento.

7.1.3 Válvulas de Retención

Las válvulas de retención son válvulas unidireccionales que evitan que el aire de sangrado fluya de vuelta hacia una fuente fallida o de menor presión, asegurando la integridad del sistema.

7.2 Máquina de Ciclo de Aire (ACM)La Máquina de Ciclo de Aire (ACM) es el núcleo del paquete de aire acondicionado. Utiliza un compresor, una turbina e intercambiadores de calor para enfriar y deshumidificar el aire de purga. La ACM opera según el ciclo inverso de Brayton:

El aire de purga se comprime (elevando su temperatura)
El aire caliente se enfría en un intercambiador de calor primario
El aire se comprime aún más y se enfría en un intercambiador de calor secundario
El aire se expande a través de una turbina, disminuyendo su temperatura significativamente
El aire frío se utiliza para el acondicionamiento de la cabina

7.3 Separadores de Agua

El separador de agua elimina la humedad que se condensa cuando el aire se enfría en la ACM. Esto evita la formación de niebla y la entrada de agua en la cabina. El separador de agua utiliza típicamente un principio de ciclón o coalescedor.

7.4 Presurización de Cabina

7.4.1 Control de Presurización

El controlador de presión de cabina mantiene la altitud de cabina dentro de límites aceptables. A medida que aumenta la altitud de la aeronave, la presión ambiente disminuye. Para evitar que la presión diferencial exceda el límite estructural, el controlador debe permitir que la altitud de cabina aumente (es decir, que la presión de cabina disminuya) mientras se mantiene en o por debajo de la presión diferencial máxima certificada.

7.4.2 Válvula de Salida

La válvula de salida regula la presión de cabina controlando la velocidad a la que el aire sale de la cabina. Si la válvula de salida está atascada completamente abierta, la cabina no puede presurizarse.

7.4.3 Válvula de Seguridad

La válvula de seguridad es un dispositivo de alivio de presión que se abre si la presión de cabina excede un límite preestablecido, evitando daños estructurales.

7.5 Calefacción del Parabrisas

El sistema de calefacción del parabrisas utiliza un recubrimiento conductor en el parabrisas. El consumo de corriente a un voltaje dado indica la resistencia del recubrimiento. Un consumo de corriente menor de lo esperado indica una resistencia más alta, a menudo causada por daños en el recubrimiento conductor, reduciendo el efecto de calefacción.

7.6 Anti-Hielo del Motor

El anti-hielo del motor utiliza aire de purga para calentar el capó de entrada del motor. Este aire de purga se extrae del motor, causando una ligera disminución en el rendimiento del motor. Para mantener el empuje seleccionado, la unidad de control de combustible del motor aumentará el flujo de combustible. Una indicación típica de funcionamiento correcto es un aumento en el flujo de combustible con el sistema seleccionado en ON.

8. Sistemas de Comunicación y Navegación

8.1 Sistemas de Comunicación

8.1.1 Transceptores VHF

Los transceptores de comunicación VHF operan en el rango de 118-137 MHz. Un escenario de falla típico: el transceptor recibe pero no transmite. Si el micrófono y el interruptor PTT se verifican funcionales, la falla está en la ruta de transmisión. El circuito transmisor dentro del transceptor, o el acoplador de antena (si se utiliza), son puntos de falla comunes.

8.1.2 Interfono de Cabina y Dirección Pública

El sistema de interfono de cabina permite la comunicación de la tripulación. El sistema de dirección pública (PA) utiliza un amplificador separado para alimentar los altavoces de la cabina. Si el interfono de la tripulación funciona pero el PA no, el amplificador probablemente esté defectuoso.

8.1.3 Transmisor de Localización de Emergencia (ELT)

Los ELT tienen un modo de prueba que transmite una señal corta para verificar su funcionamiento. La prueba debe ser breve y realizarse de acuerdo con el AMM para evitar activar una señal de socorro real.

8.2 Sistemas de Navegación

8.2.1 Radiogoniómetro Automático (ADF)El ADF opera en el rango de 190-1750 kHz y recibe señales de Radiobalizas No Direccionales (NDBs). La aguja del ADF indica el rumbo hacia la estación NDB seleccionada. El funcionamiento correcto se confirma cuando la aguja apunta al rumbo de la estación conocida.

8.2.2 Sistema de Aterrizaje por Instrumentos (ILS)

El ILS proporciona guía de aproximación de precisión. El localizador proporciona guía lateral, y la senda de planeo proporciona guía vertical. Si una señal de prueba solo contiene información del localizador, el receptor de senda de planeo no recibirá una señal válida, y el indicador de desviación de senda de planeo mostrará una desviación a escala completa (o una bandera de 'anulado').

8.2.3 Radar Meteorológico

El sistema de radar meteorológico utiliza una unidad transmisora/receptora y una antena estabilizada. El barrido de la antena está controlado por un motor de accionamiento. Si la antena no se mueve, es probable que el motor o su circuito de control estén averiados.

El sistema de inclinación es un servo de bucle cerrado. Si el motor recibe alimentación y señales pero no se mueve, un potenciómetro de realimentación averiado puede causar que el bucle del servo sea inestable o no responda, ya que el sistema no puede detectar la posición de la antena.

Si el sistema pasa su autoprueba pero no muestra retornos, el radar puede estar en modo de espera, lo que impide la transmisión.

8.2.4 Sistema de Alerta de Tráfico y Evitación de Colisiones (TCAS)

La autoprueba del TCAS está diseñada para verificar el circuito interno del sistema y la capacidad del transpondedor para responder. Durante la prueba, el TCAS envía una interrogación interna y el transpondedor responde, lo cual es una parte normal de la secuencia de autoprueba. Esto es independiente del ajuste de modo del transpondedor, ya que la prueba es interna.

Una autoprueba exitosa del TCAS incluye típicamente una indicación visual y sonora.

8.3 Sistemas de Aviso

8.3.1 Sistema de Aviso de Proximidad al Suelo (GPWS)

La autoprueba del GPWS verifica la lógica interna del ordenador y comprueba que las salidas de aviso (tanto visuales como sonoras) funcionen correctamente. No requiere una lectura válida del altímetro de radar, ni prueba las funciones de cálculo contra el terreno.

El Modo 4 del GPWS proporciona un aviso cuando la aeronave está demasiado cerca del terreno con una tasa de cierre excesiva.

8.3.2 Sistemas de Detección de Incendios

En un sistema de detección de incendios de bucle continuo, la resistencia del sensor cambia con la temperatura. Un cortocircuito (baja resistencia) se interpreta como una condición de incendio o sobrecalentamiento.

El interruptor de prueba simula una condición de incendio aplicando una señal de prueba al bucle. Si el bucle está en cortocircuito a tierra, la unidad de control puede no responder correctamente a la señal de prueba, no logrando activar la alarma.

8.3.3 Sistemas de Aviso Sonoro

El aviso de 'tren no bajado' se activa mediante los sensores de posición del tren de aterrizaje. Si un sensor está averiado, puede no señalar la posición de bajado, causando un aviso falso.

9. Sistemas de Gestión de Vuelo

9.1 Ordenador de Gestión de Vuelo (FMC)

El Ordenador de Gestión de Vuelo (FMC) integra los sensores de navegación, los datos del plan de vuelo y el rendimiento de la aeronave para proporcionar guía y predicciones. Es un componente central del sistema de gestión de vuelo.

9.2 Base de Datos de Navegación

La base de datos de navegación es un componente clave del FMS, que contiene la información de ruta necesaria para que el FMS calcule un plan de vuelo y proporcione guía. La base de datos contiene:

Puntos de referencia e intersecciones
Aerovías y rutas
Aeropuertos y pistas
Ayudas a la navegación (VOR, NDB, DME, ILS)
Patrones de espera y procedimientos

9.3 Ordenador Central de Mantenimiento (CMC)El Computador Central de Mantenimiento (CMC) recopila datos BITE de varios sistemas, permitiendo al personal de mantenimiento identificar rápidamente LRUs averiadas y ejecutar pruebas. Es una herramienta de diagnóstico, no un sistema de control de vuelo ni de datos de vuelo.

10. Sistemas de Motor

10.1 FADEC/EEC

FADEC (Control Digital de Motor de Autoridad Total) o EEC (Control Electrónico de Motor) supervisa y controla continuamente los parámetros del motor, como el flujo de combustible, la velocidad del compresor y las temperaturas, para garantizar una operación segura y eficiente. El FADEC:

Controla el flujo de combustible según la posición del acelerador y las condiciones ambientales
Supervisa los límites del motor (N1, N2, EGT, etc.)
Proporciona protección del motor (sobrevelocidad, sobretemperatura)
Se comunica con los sistemas de la aeronave (autothrottle, gestión de vuelo)

11. Marco Regulatorio y Prácticas de Mantenimiento

11.1 Requisitos de la Parte-66

Parte-66.A.25 especifica que un solicitante de una Licencia de Mantenimiento de Aeronaves debe tener al menos 18 años de edad.

11.2 Datos de Mantenimiento

El mantenimiento debe realizarse de acuerdo con datos aprobados. Si una tarea no está en el AMM u otros documentos aprobados, no puede realizarse. El técnico debe informar el problema para que se puedan obtener los datos apropiados o la tarea pueda programarse adecuadamente. (Referencia: Parte-145.A.45, Datos de Mantenimiento)

11.3 Alcance B1 vs B2

La licencia B2 (Aviónica) cubre los sistemas electrónicos y eléctricos, mientras que la B1 (Mecánica) cubre los sistemas mecánicos (motores, estructura de la aeronave, tren de aterrizaje). El FMC es un sistema informático central de aviónica. La resolución de problemas y su reemplazo caen directamente dentro del alcance de la aviónica B2.

12. Relaciones Comunes Entre Conceptos

12.1 Interdependencias de Sistemas

Eléctrico → Aviónica: Todos los sistemas de aviónica requieren energía eléctrica. La falla del generador conduce a la desconexión de cargas, lo que puede afectar la aviónica no esencial.
Neumático → Aire Acondicionado: El aire de sangría de los motores/APU alimenta los paquetes de aire acondicionado.
Hidráulico → Controles de Vuelo: La potencia hidráulica acciona las superficies de control de vuelo, el tren de aterrizaje y los inversores de empuje.
Datos de Aire → Piloto Automático: El piloto automático depende de los datos de aire (velocidad, altitud) y de los datos inerciales para la guía.
Combustible → Motores: El sistema de combustible proporciona combustible presurizado a los motores; el FADEC controla el flujo de combustible.

12.2 Ruta de Sensor a Pantalla

Sensores (pitot/estático, paletas AoA, sondas de temperatura) → ADMs/transductores → Computadores de Datos de Aire → Procesadores de pantalla/generadores de símbolos → Pantallas PFD/ND.

12.3 Lógica de Aislamiento de Fallas

Al solucionar problemas, siga un enfoque sistemático:

Verifique que la energía esté presente
Revise los disyuntores
Ejecute pruebas BITE
Verifique las entradas de los sensores
Revise las rutas de señal
Pruebe los dispositivos de salida

13. Puntos Típicos de Enfoque de Examen

13.1 Sistemas Eléctricos

Tensión nominal de 28 V DC; rango de operación de 22-30 V
Sistemas trifásicos de 115/200 V AC, 400 Hz
Separación de fases de 120 grados
Función de los reguladores de tensión, GCUs, TRUs, inversores estáticos
Propósito de los contactores de acoplamiento de barras, limitadores de corriente, disyuntores
Prioridades de desconexión de cargas
Función del CSD/IDG para frecuencia constante

13.2 Datos de Aire e Instrumentos

Función del sistema pitot-estático y procedimientos de prueba de fugas
Función del ADM (conversión de presión a datos digitales)
Requisitos de alineación del IRS
Modos de reversión del EFIS
Verificación de parámetros del FDR### 13.3 Mandos de Vuelo
Redundancia y disimilitud del fly-by-wire
Operación del modo CWS
Función del amortiguador de guiñada (amortiguación del Dutch roll)
Función del stick shaker
Compensación de superficies de control (trim tabs)

13.4 Sistemas de Combustible

Propósito de la válvula de transferencia cruzada (cross-feed)
Función de la bomba de impulsión (boost pump)
Operación de la sonda de capacitancia del FQIS
Función de la sonda compensadora
Procedimientos de prueba de capacitancia

13.5 Sistemas Hidráulicos

Función del compensador de presión en bombas de desplazamiento variable
Propósito de la válvula de alivio de presión
Función del mecanismo de bloqueo (uplock)

13.6 Aire Acondicionado y Presurización

Función del preenfriador (precooler)
Operación del ACM
Propósito del separador de agua
Lógica del controlador de presión de cabina
Función de la válvula de seguridad

13.7 Comunicación y Navegación

Resolución de problemas del transceptor VHF
Función del amplificador de PA
Interpretación de la señal de prueba del ILS
Accionamiento e inclinación de la antena del radar meteorológico
Procedimiento de autoprueba del TCAS
Modos y autoprueba del GPWS

13.8 Sistemas de Aviso

Principios del bucle de detección de incendios (cortocircuito = fuego)
Operación del sensor de aviso de tren de aterrizaje
Duración de la iluminación de emergencia (90 minutos)

13.9 Reglamentación

Part-66.A.25 edad mínima (18 años)
Requisitos de datos de mantenimiento de la Part-145.A.45
Asignación de tareas B1 vs B2

14. Fórmulas y Valores Clave

Parámetro	Valor
Tensión nominal del sistema de CC	28 V CC
Rango de operación del sistema de CC	22-30 V
Tensión del sistema de CA	115/200 V CA
Frecuencia del sistema de CA	400 Hz
Separación de fases trifásicas	120°
Duración de la iluminación de emergencia	90 minutos
Límite de fuga de la línea pitot	~200 pies/min (varía según la aeronave)
Límite de fuga de la línea estática	~100 pies/min (varía según la aeronave)
Edad mínima para AML	18 años

15. Conclusión

El Módulo 13 para la licencia B2 abarca una amplia gama de sistemas de aeronaves con un enfoque en los aspectos electrónicos y eléctricos. El personal certificador B2 debe comprender no solo los sistemas individuales, sino también sus interconexiones y dependencias. Un enfoque sistemático para la resolución de problemas, la familiaridad con los procedimientos de BITE y autoprueba, y una comprensión exhaustiva del marco reglamentario son esenciales para una práctica de mantenimiento segura y eficaz.

Las áreas de conocimiento cubiertas en este módulo forman la base de las habilidades prácticas requeridas en las actividades de mantenimiento diarias, desde pruebas funcionales rutinarias hasta el aislamiento de fallos complejos. El dominio de estos conceptos garantiza que el personal certificador B2 pueda certificar de manera segura los sistemas de las aeronaves y mantener los más altos estándares de aeronavegabilidad.