Descripcion De Controles De Vuelo Primarios

1.1 DESCRIBE LA UBICACIÓN , FUNCIONAMIENTO Y MANEJO DE LOS SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO PRIMARIOS EN LA CABINA DE LAS AERONAVES.

Los sistemas de control de vuelo primarios consisten en las superficies como alerones, timón de dirección y elevadores.
A. DESCRIPCIÓN DE LOS SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO PRIMARIOS

Control longitudinal:
Consiste en un par de elevadores unidos al estabilizadorhorizontal. El control de elevador es, para todo vuelo normal, un sistema "asistidor" que mueve una sola aleta de control (control tab) en cada elevador. Cada control tab es movido por un sistema independiente de cables desde la columna de control correspondiente en el cockpit (columna derecha controla elevador derecho y viceversa). La única interconección entre ambos sistemas de control es unabarra de torque que conecta ambas columnas de control. El mover la columna de control mueve el control tab, y las fuerzas aerodinámicas generadas por este mueven el elevador. Mientras cada elevador se mueve, una aleta adicional, accionada por el movimiento del elevador, se mueve para asistir al control tab. Una aleta antiflote accionada por el movimiento del estabilizador horizontal está instaladaen cada elevador en la parte externa del tab de asistencia para mejorar el trimeado longitudinal en una condición de CG adelante y configuración de aterrizaje.










Control direccional:
El control direccional de una aeronave se obtiene a través de unos pedales que controlan al timón de dirección, el timón de dirección de una aeronave es movido regularmente por el sistemahidráulico derecho de la aeronave






Yaw dámper:




esta superficie flexible situada detrás del estabilizador vertical de la cola sirve para mantener o variar la dirección o rumbo trazado. Su movimiento hacia los lados hace girar al avión sobre su eje vertical “Z”. Ese movimiento lo realiza el piloto oprimiendo la parte inferior de uno u otro pedal, según se desee cambiar el rumbo a laderecha o la izquierda.

Simultáneamente con el accionamiento del correspondiente pedal, el piloto hace girar también el timón para inclinar las alas sobre su eje “Y” con el fin de suavizar el efecto que provoca la fuerza centrífuga cuando el avión cambia de rumbo. Cuando el piloto oprime el pedal derecho, el timón de cola se mueve hacia la derecha y el avión gira en esa dirección. Por elcontrario, cuando oprime la parte de abajo del pedal izquierdo ocurre lo contrario y el avión gira a la izquierda.






YAW DAMPER:
Es proporcionado por dos amortiguadores completamente independientes que pueden ser operados por separado o simultáneamente. Cada amortiguador de guiñada tiene un acoplador asociado que opera como un giróscopo tasa de guiñada y sentidos.
Está instalado un yaw damperen el sistema del timón de dirección para evitar automáticamente cualquier oscilación lateral-direccional. La operación del yaw damper es selectada por un switch en el panel sobrecabeza, una luz en el panel anunciador YAW DAMP OFF enciende cuando el yaw damper ha sido apagado o está inoperativo.
El switch de yaw damper tiene las posiciones OVRD, OFF y ON. La posición OVRD desenergiza el servoapagando el yaw damper. La posición OFF energiza el servo pero no permitirá que la DFGC dé señales al yaw damper, a menos que el piloto automático esté conectado. La posición ON energiza el servo del yaw damper y la DFGC envía señales al yaw damper, sin importar que esté o no conectado el piloto automático.
La operación del Yaw Damper es selecta por un switch en el panel sobre cabeza, una luz en elpanel anunciador YAW DAMP OFF enciende cuando el Yaw Damper ha sido apagado o está inoperativo.
El switch de Yaw Damper tiene las posiciones OVRD, OFF y ON. La posición OVRD des energiza el servo apagando el Yaw Damper. La posición OFF energiza el servo pero no permitirá que la DFGC dé señales al Yaw Damper, a menos que el piloto automático esté conectado. La posición ON energiza el servo del...