SENA BARRANQUILLA 2008 El sistema de aterrizaje por instrumentos (conocido por su sigla inglesa ILS: Instrument Landing System) es un sistema que asiste en la ejecución de la aproximación a la pista y el aterrizaje por medio de instrumentos. El sistema provee datos de asistencia a la aproximación y al aterrizaje sin intervención humana, hasta el momento en que el piloto toma contacto visual con la pista de aterrizaje.
Pendiente de planeo: La pendiente de planeo (llamada también pendiente o ángulo de descenso) es el ángulo medido en un plano vertical entre la trayectoria de vuelo durante el descenso y la horizontal.
Generalmente, este término es usado para describir el plano de descenso generado por un sistema de vuelo por instrumentos.
DESCENSO BAJO LA SENDA DE PLANEO Detecta desviaciones de la aeronave por debajo de la senda de planeo de un ILS. El aviso acústico tiene dos fases; una de alerta suave en que el mensaje "GLIDESLOPE" se emite a volumen reducido para desviaciones por debajo de la senda a partir de 1.3 "puntos" y siempre que el avión esté a menos de 1.000 pies. En la fase de alerta fuerte, el mismo mensaje "GLIDESLOPE" aumenta de volumen cuando la desviación llega, o excede de 2 "puntos" y la altura es inferior a 300 pies. Este modo puede ser cancelado voluntariamente por la tripulación, tras su inicio, mediante pulsador al efecto, requiriendo su rearme posterior, que el avión salga de la banda comprendida entre 1.000 y 50 pies.
Sistema de Pendiente de Planeo (Glide Slope- GS)
1. Un receptor de GS ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de GS ubicadas en la cúpula ("radome") en la proa del avión. Los datos captados por GS son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
TECNOLOGIA EN LINEA DE AVIONES (TLA 1) SENA BARRANQUILLA 2008 SISTEMA DE COMBUSTIBLE BOEING 767 El sistema de combustible del avión suministra almacenaje y distribución de combustible para los motores y el APU. Este sistema tambien incluye medios de presión de combustible y medición de cantidad de combustible.
TANQUES DE COMBUSTIBLE: Tres tanques de combustible, dos principales y uno auxiliar almacenan combustible para los motores y el APU. La alimentación de combustible se realiza por gravedad.
VENTILACIÓN: El sistema de ventilación de los canales de vapores de combustible de cada tanque, previenen la colección de vapores. El tanque surge externamente a través de una ventanilla. Como refuerzo a la ventilación de dos maneras una valvula de presión de alivio en cada tanque.
SISTEMA DE PRESIÓN DE COMBUSTIBLE: Este sistema se suministra de forma manual y automática. El procesador del sistema de indicación de cantidad de combustible (FQUIS processor) controla el combustible automáticamente. El modo de combustible es ajustado desde el panel de control de combustible.
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE DEL MOTOR: Este sistema distribuye combustible para los motores principales y el APU. Las bombas de refuerzo en el tanque principal normalmente suministran combustible a los motores y el APU. Una bobma DC de combustible en el APU suministra un refuerzo de la alimentación de combustible, si, la bomba Booster de refuerzo para ó se pierde potencia AC. Un sistema de alimentación cruzada permite enviar combustible desde un tanque al del tanque del motor opuesto. El panel administrador de combustible ubicado en el panel de sobre cabeza P5 tiene el control de la alimentación de combustible del motor.
COMBUSTIBLE JETTISON: El sistema jettison permite descartgar el combustible en vuelo, durante una emergencia, para disminuir el peso del avión y permitir un peso de aterrizaje.
MEDICIÓN DE CANTIDAD: El procesador FQUIS procesa las señales de entrada desde todos los componentes de medición de cantidad de combustible. También envía señales a los indicadores de cantidad de combustible.
CONFIGURACIÓN DE LUCES DE COMBUSTIBLE: Viene sobre y en la configuración del EICAS, los mensaje s de precaucion y aviso son mostrados bajo las condiciones subsecuentes. a) El imbalance de combustible entre los tanques principales. b) El combustible del tanque auxiliar y la bomba de anulación están en off. También se muestra en el EICAS un mensaje de aviso cuando el nivel de los tanques principales es bajo.
el sistema de control electrónico del motor (EEC) da un límite automático de control para la potencia de salida del motor. El sistema opera junto con una unidad de control mecánico de combustible (MFC) (refer to 73-21-00 MM FOKER 50). Dos sistemas idénticos son instalados (uno para cada motor). Una descripción del sistema izquierdo es dado. Los datos para el sistema derecho están dados entre paréntesis.
El sistema EEC tiene:
Una unidad de control electrónica de motor (EEC) Un panel de control de potencia (PMP) Una válvula de sangrado manual Un sensor de temperatura Un panel de control del motor (ECP)
El sistema EEC también usa:
Unidad integrada de alarmas (IAU) (refer to 31-51-00 MM FOKER 50) Panel de pruebas y mantenimiento (MTP) (refer to 31-13-00 MM FOKER 50)
la selección de potencia del motor son hechas por el PMP. Un bus de datos envía la información de variación del motor a la unidad EEC. La unidad EEC calcula los requerimientos de potencia y ajusta el flujo de combustible para dar la potencia requerida. El ECP muestra la condición del sistema EEC. El sistema izquierdo y derecho opera con 28 V DC de potencia eléctrica desde la barra de emergencia DC 1 (barra de emergencia DC 2). La PMP opera desde la barra DUAL de 28V de suministro de potencia eléctrica. La unidad EEC tiene equipado un BUILT_ IN TEST (BITE) facilitando las pruebas sobre el MTP (refer to 31-13-00 MM FOKER 50). Dos conectores de prueba del EEC son instalados en el compartimiento de vuelo
Descripción y operación de los componentes:
Unidad de control electrónico del motor (EEC)
la unidad EEC controla los modos de operación del motor la unidad EEC esta instalada con cuatro montantes anti- vibración sobre el lado izquierdo del motor en la zona 415 (425). El carter de la unidad esta refrigerado por aire. La unidad tiene:
A P1,8 (MOTOR) conector del sensor de entrada de aire A Po (AMBIENTE) conector del sensor de entrada de aire Dos conectores eléctricos Un conjunto de conectores de caracterización
la unidad EEC opera cuando el pushbutton ENG EC sobre el panel de control del motor esta presionado (AFUERA). Un ARINC 429 recibe las entradas dadas desde el PMP. La unidad EEC calcula la potencia de salida para el modo selecto sobre el PMP. La potencia requerida es mostrada como una tarjeta de cantidad de troqué sobre el indicador de torque (refer to 77-15-00). La señal del ángulo de la palanca de potencia (PLA) desde el transformador rotatorio diferencial variable (RVDT) suministra la configuración de potencia para el EEC. La unidad usa el valor del PLA y el valor de la alta presión del spool-speed (NH) para controlar al flujo a través de un motor de avance sobre el MFC. Para cambios menores en las condiciones de ambiente (Po y P1,8), la unidad EEC ajusta el flujo de combustible.
La unidad EEC también controla:
medición del torque del motor por un indicador remoto y configuración torque (refer to 77-13-00) el enbanderamiento automático y (refer to 61-23-00) la válvula de sangrado del motor
El conjunto de conectores de caracterización ajusta la señal del torque para prevenir daños en el eje de torque. La unidad tiene un BITE para otros componentes. Este también da información de mantenimiento.
Panel de control de potencia (PMP):
Sobre el PMP, la tripulación puede seleccionar estos modos para la salida de potencia del motor:
Modo de potencia nominal del motor (ERM) Control de aproximación de velocidad (ASC)
- El PMP esta sobre el panel central de instrumentos en la zona 215
- La unidad de PMP esta en un carter, y este tiene tres receptáculos eléctricos en la parte trasera. Este tiene dos canales de procesador independientes (A y B) con salidas independientes. El PMP también tiene:
Los controles para la selección del modo de potencia nominal del motor (ERM): seis pushbuttons una palanca ECON switch rotatorio
Un display digital para mostrar la temperatura total del aire (TAT)
Controles y displays para ASC: un pushbutton con un anunciador de fallas en el pusbutton un switch rotatorio de velocidad un display de velocidad un anunciador de selección. La legenda superior de cada pusbutton ERMS es blanca. La legenda inferior tiene barras, la cual se colocara verde cuando el pusbutton esta pulsado. Hay una excepción, las barras ECOM se colocaran azul. El pushbutton ARM tiene una legenda ARM azul y ámbar en fallas. El anunciador selector tiene una legenda SELECT verde.
la unidad PMP:
transmite una señal de potencia de salida del motor para las dos unidades EEC para el modo selecto de potencia de salida del motor transmite la señal de demanda de velocidad de la hélice para los dos unidades de control electrónico de hélice (PEC) para el modo selecto de potencia de salida del motor. Chequea las correcciones de este sistema para la configuración del sistema del motor. Controla las puertas de salida del enfriador del aceite en acuerdo con la temperatura del aceite. Convierte los datos análogos recibidos desde el computador de datos aéreos (ADC) en datos digitales. Muestra los TAT cuando el PMP esta encendido. Controla y monitorea el sistema ASC cuando se selecciona. Da una señal de mal función si una mal función ocurre durante la operación PMP. Almacena las mal funciones del PMP Hace un test automático (BITE) cuando el switch PMP principal es operado. Da información de mantenimiento (fault codes) sobre el display TAT cuando el switch principal PMP es operado.
el PMP controla estos modos de podenca de salida del motor:
El take- off (TO) - El Go- Around (GA)
El máximo continuo (MCT) El máximo ascenso (CLB) El máximo crucero (CRZ) El modo de economía (tres niveles)
la unidad PMP da una salida para:
la unidad de adquisición de datos de vuelo (FDAU) los anunciadores ASC y VELOCIDAD sobre el panel principal de instrumentos el panel central anunciador (CAP) la unidad integrada de alertas (IAU).
El PMP puede dar una entrada externa de la potencia de salida del motor:
una entrada GA desde los switches GA sobre la palanca de empuje un auto GA discreto sobre touch- down de el avión un auto TO discreto el cual es hecho 16 segundos después de el auto GA discreto.
el PMP también da:
una entrada desde los relays ground / flight una entrada desde los relays del tren de aterrizaje arriba.
manija de válvula de sangrado:
la manija de la válvula de sangrado controla el flujo de aire a trabes del motor. La unidad esta en el lado izquierdo del motor en la zona 415 (425). La unidad tiene una válvula servo. La válvula servo tiene un motor de torque eléctricamente conectado a la unidad EEC y salida de sangrado para la presión P3. La válvula servo ajusta la presión P3 para la manija de sangrado de la válvula. El motor torque controla una boquilla flapper la cual sangra la presión P3 sobre la parte superior de la manija de la válvula. La unidad EEC usa al presión del motor, el PLA y el NH controla el valor para la posición de la manija de la válvula de sangrado con el motor de torque. Un impulsor de torque en la unidad EEC controla el torque del motor de la manija de la válvula de sangrado.
el sensor de temperatura :es un sensor el sensor de temperatura esta sobre la parte trasera del carter de entrada en la zona 416 (426). Una resistencia de platino y un área roscada son las partes de entrada del sensor. La salida tiene una tuerca hexagonal y un receptáculo eléctrico conectado a la unidad EEC. La temperatura alrededor del sensor tiene un efecto sobre el valor del la resistencia del sensor. La unidad EEC mide esta resistencia para calcular la temperatura del aire de entrada.
Panel de control del motor:
un simple panel de control del motor permite a la tripulación operar el sistema del motor y muestra el estado del sistema. El panel esta sobre el panel arriba de la cabeza en la zona 229. El panel es un carter negro anodinado. El panel tiene: cinco pusbuttons un selector de encendido ocho barras anunciadoras
La parte trasera del panel tiene dos receptáculos eléctricos. Cuatro oficios sujetadores al panel de control del motor sobre el panel superior de la tripulación.
- los switches ENG EC DEGRADE y el ENG EC FAULT MAN también controlan la transferencia desde el modo normal para el modo manual (MFC) (refer to 73-21-00). Las seis barras anunciadoras inferiores son para el modo de falla en filtro de combustible (refer to 73-33-00) y falla de condiciones de temperatura de combustible (refer to 73-32-00). Tres pushbuttons para el suministro de potencia de ignición también están sobre el panel.
4 comentarios:
POR:
JHONNY MAURICIO MENDEZ BERNAL
SENA
BARRANQUILLA
2008
El sistema de aterrizaje por instrumentos (conocido por su sigla inglesa ILS: Instrument Landing System) es un sistema que asiste en la ejecución de la aproximación a la pista y el aterrizaje por medio de instrumentos.
El sistema provee datos de asistencia a la aproximación y al aterrizaje sin intervención humana, hasta el momento en que el piloto toma contacto visual con la pista de aterrizaje.
Pendiente de planeo: La pendiente de planeo (llamada también pendiente o ángulo de descenso) es el ángulo medido en un plano vertical entre la trayectoria de vuelo durante el descenso y la horizontal.
Generalmente, este término es usado para describir el plano de descenso generado por un sistema de vuelo por instrumentos.
DESCENSO BAJO LA SENDA DE PLANEO
Detecta desviaciones de la aeronave por debajo de la senda de planeo de un ILS. El aviso acústico tiene dos fases; una de alerta suave en que el mensaje "GLIDESLOPE" se emite a volumen reducido para desviaciones por debajo de la senda a partir de 1.3 "puntos" y siempre que el avión esté a menos de 1.000 pies. En la fase de alerta fuerte, el mismo mensaje "GLIDESLOPE" aumenta de volumen cuando la desviación llega, o excede de 2 "puntos" y la altura es inferior a 300 pies.
Este modo puede ser cancelado voluntariamente por la tripulación, tras su inicio, mediante pulsador al efecto, requiriendo su rearme posterior, que el avión salga de la banda comprendida entre 1.000 y 50 pies.
Sistema de Pendiente de Planeo (Glide Slope- GS)
1. Un receptor de GS ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de GS ubicadas en la cúpula ("radome") en la proa del avión. Los datos captados por GS son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
SISTEMA DE COMBUSTIBLE BOEING 767
PRESENTADO POR:
JHONNY MAURICIO MENDEZ BERNAL
TECNOLOGIA EN LINEA DE AVIONES (TLA 1)
SENA
BARRANQUILLA
2008
SISTEMA DE COMBUSTIBLE BOEING 767
El sistema de combustible del avión suministra almacenaje y distribución de combustible para los motores y el APU. Este sistema tambien incluye medios de presión de combustible y medición de cantidad de combustible.
TANQUES DE COMBUSTIBLE:
Tres tanques de combustible, dos principales y uno auxiliar almacenan combustible para los motores y el APU. La alimentación de combustible se realiza por gravedad.
VENTILACIÓN:
El sistema de ventilación de los canales de vapores de combustible de cada tanque, previenen la colección de vapores. El tanque surge externamente a través de una ventanilla. Como refuerzo a la ventilación de dos maneras una valvula de presión de alivio en cada tanque.
SISTEMA DE PRESIÓN DE COMBUSTIBLE:
Este sistema se suministra de forma manual y automática. El procesador del sistema de indicación de cantidad de combustible (FQUIS processor) controla el combustible automáticamente. El modo de combustible es ajustado desde el panel de control de combustible.
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN DE COMBUSTIBLE DEL MOTOR:
Este sistema distribuye combustible para los motores principales y el APU. Las bombas de refuerzo en el tanque principal normalmente suministran combustible a los motores y el APU. Una bobma DC de combustible en el APU suministra un refuerzo de la alimentación de combustible, si, la bomba Booster de refuerzo para ó se pierde potencia AC. Un sistema de alimentación cruzada permite enviar combustible desde un tanque al del tanque del motor opuesto. El panel administrador de combustible ubicado en el panel de sobre cabeza P5 tiene el control de la alimentación de combustible del motor.
COMBUSTIBLE JETTISON:
El sistema jettison permite descartgar el combustible en vuelo, durante una emergencia, para disminuir el peso del avión y permitir un peso de aterrizaje.
MEDICIÓN DE CANTIDAD:
El procesador FQUIS procesa las señales de entrada desde todos los componentes de medición de cantidad de combustible. También envía señales a los indicadores de cantidad de combustible.
CONFIGURACIÓN DE LUCES DE COMBUSTIBLE:
Viene sobre y en la configuración del EICAS, los mensaje s de precaucion y aviso son mostrados bajo las condiciones subsecuentes.
a) El imbalance de combustible entre los tanques principales.
b) El combustible del tanque auxiliar y la bomba de anulación están en off.
También se muestra en el EICAS un mensaje de aviso cuando el nivel de los tanques principales es bajo.
Control electrónico del motor PW 127
FOKKER 50
General:
el sistema de control electrónico del motor (EEC) da un límite automático de control para la potencia de salida del motor. El sistema opera junto con una unidad de control mecánico de combustible (MFC) (refer to 73-21-00 MM FOKER 50). Dos sistemas idénticos son instalados (uno para cada motor). Una descripción del sistema izquierdo es dado. Los datos para el sistema derecho están dados entre paréntesis.
El sistema EEC tiene:
Una unidad de control electrónica de motor (EEC)
Un panel de control de potencia (PMP)
Una válvula de sangrado manual
Un sensor de temperatura
Un panel de control del motor (ECP)
El sistema EEC también usa:
Unidad integrada de alarmas (IAU) (refer to 31-51-00 MM FOKER 50)
Panel de pruebas y mantenimiento (MTP) (refer to 31-13-00 MM FOKER 50)
la selección de potencia del motor son hechas por el PMP. Un bus de datos envía la información de variación del motor a la unidad EEC. La unidad EEC calcula los requerimientos de potencia y ajusta el flujo de combustible para dar la potencia requerida. El ECP muestra la condición del sistema EEC. El sistema izquierdo y derecho opera con 28 V DC de potencia eléctrica desde la barra de emergencia DC 1 (barra de emergencia DC 2). La PMP opera desde la barra DUAL de 28V de suministro de potencia eléctrica. La unidad EEC tiene equipado un BUILT_ IN TEST (BITE) facilitando las pruebas sobre el MTP (refer to 31-13-00 MM FOKER 50). Dos conectores de prueba del EEC son instalados en el compartimiento de vuelo
Descripción y operación de los componentes:
Unidad de control electrónico del motor (EEC)
la unidad EEC controla los modos de operación del motor
la unidad EEC esta instalada con cuatro montantes anti- vibración sobre el lado izquierdo del motor en la zona 415 (425).
El carter de la unidad esta refrigerado por aire. La unidad tiene:
A P1,8 (MOTOR) conector del sensor de entrada de aire
A Po (AMBIENTE) conector del sensor de entrada de aire
Dos conectores eléctricos
Un conjunto de conectores de caracterización
la unidad EEC opera cuando el pushbutton ENG EC sobre el panel de control del motor esta presionado (AFUERA). Un ARINC 429 recibe las entradas dadas desde el PMP. La unidad EEC calcula la potencia de salida para el modo selecto sobre el PMP. La potencia requerida es mostrada como una tarjeta de cantidad de troqué sobre el indicador de torque (refer to 77-15-00). La señal del ángulo de la palanca de potencia (PLA) desde el transformador rotatorio diferencial variable (RVDT) suministra la configuración de potencia para el EEC. La unidad usa el valor del PLA y el valor de la alta presión del spool-speed (NH) para controlar al flujo a través de un motor de avance sobre el MFC.
Para cambios menores en las condiciones de ambiente (Po y P1,8), la unidad EEC ajusta el flujo de combustible.
La unidad EEC también controla:
medición del torque del motor por un indicador remoto y configuración torque (refer to 77-13-00)
el enbanderamiento automático y (refer to 61-23-00)
la válvula de sangrado del motor
El conjunto de conectores de caracterización ajusta la señal del torque para prevenir daños en el eje de torque. La unidad tiene un BITE para otros componentes. Este también da información de mantenimiento.
Panel de control de potencia (PMP):
Sobre el PMP, la tripulación puede seleccionar estos modos para la salida de potencia del motor:
Modo de potencia nominal del motor (ERM)
Control de aproximación de velocidad (ASC)
- El PMP esta sobre el panel central de instrumentos en la zona 215
- La unidad de PMP esta en un carter, y este tiene tres receptáculos eléctricos en la parte trasera. Este tiene dos canales de procesador independientes (A y B) con salidas independientes. El PMP también tiene:
Los controles para la selección del modo de potencia nominal del motor (ERM):
seis pushbuttons
una palanca ECON switch rotatorio
Un display digital para mostrar la temperatura total del aire (TAT)
Controles y displays para ASC:
un pushbutton con un anunciador de fallas en el pusbutton
un switch rotatorio de velocidad
un display de velocidad
un anunciador de selección.
La legenda superior de cada pusbutton ERMS es blanca. La legenda inferior tiene barras, la cual se colocara verde cuando el pusbutton esta pulsado. Hay una excepción, las barras ECOM se colocaran azul. El pushbutton ARM tiene una legenda ARM azul y ámbar en fallas. El anunciador selector tiene una legenda SELECT verde.
la unidad PMP:
transmite una señal de potencia de salida del motor para las dos unidades EEC para el modo selecto de potencia de salida del motor
transmite la señal de demanda de velocidad de la hélice para los dos unidades de control electrónico de hélice (PEC) para el modo selecto de potencia de salida del motor.
Chequea las correcciones de este sistema para la configuración del sistema del motor.
Controla las puertas de salida del enfriador del aceite en acuerdo con la temperatura del aceite.
Convierte los datos análogos recibidos desde el computador de datos aéreos (ADC) en datos digitales.
Muestra los TAT cuando el PMP esta encendido.
Controla y monitorea el sistema ASC cuando se selecciona.
Da una señal de mal función si una mal función ocurre durante la operación PMP.
Almacena las mal funciones del PMP
Hace un test automático (BITE) cuando el switch PMP principal es operado.
Da información de mantenimiento (fault codes) sobre el display TAT cuando el switch principal PMP es operado.
el PMP controla estos modos de podenca de salida del motor:
El take- off (TO)
- El Go- Around (GA)
El máximo continuo (MCT)
El máximo ascenso (CLB)
El máximo crucero (CRZ)
El modo de economía (tres niveles)
la unidad PMP da una salida para:
la unidad de adquisición de datos de vuelo (FDAU)
los anunciadores ASC y VELOCIDAD sobre el panel principal de instrumentos
el panel central anunciador (CAP)
la unidad integrada de alertas (IAU).
El PMP puede dar una entrada externa de la potencia de salida del motor:
una entrada GA desde los switches GA sobre la palanca de empuje
un auto GA discreto sobre touch- down de el avión
un auto TO discreto el cual es hecho 16 segundos después de el auto GA discreto.
el PMP también da:
una entrada desde los relays ground / flight
una entrada desde los relays del tren de aterrizaje arriba.
manija de válvula de sangrado:
la manija de la válvula de sangrado controla el flujo de aire a trabes del motor.
La unidad esta en el lado izquierdo del motor en la zona 415 (425).
La unidad tiene una válvula servo. La válvula servo tiene un motor de torque eléctricamente conectado a la unidad EEC y salida de sangrado para la presión P3.
La válvula servo ajusta la presión P3 para la manija de sangrado de la válvula. El motor torque controla una boquilla flapper la cual sangra la presión P3 sobre la parte superior de la manija de la válvula. La unidad EEC usa al presión del motor, el PLA y el NH controla el valor para la posición de la manija de la válvula de sangrado con el motor de torque.
Un impulsor de torque en la unidad EEC controla el torque del motor de la manija de la válvula de sangrado.
el sensor de temperatura :es un sensor
el sensor de temperatura esta sobre la parte trasera del carter de entrada en la zona 416 (426).
Una resistencia de platino y un área roscada son las partes de entrada del sensor. La salida tiene una tuerca hexagonal y un receptáculo eléctrico conectado a la unidad EEC.
La temperatura alrededor del sensor tiene un efecto sobre el valor del la resistencia del sensor. La unidad EEC mide esta resistencia para calcular la temperatura del aire de entrada.
Panel de control del motor:
un simple panel de control del motor permite a la tripulación operar el sistema del motor y muestra el estado del sistema.
El panel esta sobre el panel arriba de la cabeza en la zona 229.
El panel es un carter negro anodinado. El panel tiene:
cinco pusbuttons
un selector de encendido
ocho barras anunciadoras
La parte trasera del panel tiene dos receptáculos eléctricos. Cuatro oficios sujetadores al panel de control del motor sobre el panel superior de la tripulación.
- los switches ENG EC DEGRADE y el ENG EC FAULT MAN también controlan la transferencia desde el modo normal para el modo manual (MFC) (refer to 73-21-00). Las seis barras anunciadoras inferiores son para el modo de falla en filtro de combustible (refer to 73-33-00) y falla de condiciones de temperatura de combustible (refer to 73-32-00). Tres pushbuttons para el suministro de potencia de ignición también están sobre el panel.
Publicado por José Alexander Supelano Corredor
Publicar un comentario