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Fig. 01 Disposición y detalle del panel 225VU

La protección contra el hielo de cada componente se logra mediante una calefacción eléctrica. La calefacción de las sondas, evita la acumulación de hielo en las sondas de los ADIRS (Air Data/Inertial Reference System): sondas pitot y estática, sensores del ángulo de ataque (AOA) y sensores de temperatura total del aire (TAT). La calefacción de la sonda es automáticamente iniciada con el arranque del primer motor (motor 2 ó 3). En caso de condiciones severas de engelamiento en tierra, el funcionamiento automático puede ser anulado mediante el interruptor “PROBE & WINDOW HEAT” (Fig. 01). La sonda pitot es provista en tierra de una calefacción de bajo nivel, y los sensores TAT no son calentados. Los sistemas de protección contra el hielo, se organizan en tres canales independientes (1, 2 y 3). Cada canal es controlado y supervisado por un PHC (Probe Heat Computer).

Tubo Pitot (Fig. 02-A):

La calefacción se aplica a la parte principal del tubo de detección de la presión total y a la superficie interior de la cavidad situada en el mástil. La alimentación es de 115VAC, aunque es reducida cuando el avión se encuentra en tierra. El PHC controla automáticamente el cambio de nivel de la calefacción de la sonda.

Sonda de estática (Fig. 02-B):

La calefacción eléctrica se aplica a la periferia del orificio con una alimentación nominal de 28VCC.

Sensor del ángulo de ataque (AOA) (Fig. 02-C):

Es de tipo paletas, y la calefacción de aplica al interior de los calentadores de estado sólido de la veleta. La alimentación suministrada es de 115VAC.

Sensor de la temperatura total del aire (TAT) (Fig. 02-D):

La calefacción se aplica al borde de ataque de la entrada de aire, la alimentación suministrada es de 115VAC. La calefacción es cortada en tierra, el PHC controla automáticamente este cambio.

Fig. 02 Sondas del avión. A: Sonda Pitot B: Sonda Estática C: Sensor del ángulo de ataque (AOA) D: Sensor de la temperatura total del aire (TAT).

Los PHC’s están instalados en el compartimento de aviónica, controlan y monitorizan las sondas que se indican:

– Una sonda de pitot,

– Dos sondas de estática,

– Un sensor del ángulo de ataque (AOA),

– Un sensor de la temperatura total del aire (TAT).

El PHC identifica y memoriza los fallos. Hay tres PHC’s, un por cada canal de la sonda:

– PHC1,

– PHC2,

– PHC3 (El canal 3 no incluye el sensor TAT).

El PHC es alimentado con 28VDC. Tres puertos habilitan la posición del PHC para ser seleccionado. El PHC controla la temperatura de las sondas y los sensores de acuerdo a la adquisición de datos de la información de la aeronave. Esta función es archivada mediante un hardware lógico, independientemente del software.

Fig. 03 Situacion de las sondas y sensores en el avion (Airbus A340)

Entradas y salidas del PHC:

El PHC adquiere 10 entradas de tipo estándar (abierto/cerrado):

–  4 de la LGCIU (Landing Gear Control and Interface Unit), 2 de la información tierra/vuelo, y 2 de la validación de la LGCIU,

–  2 de la EIVMU (Engine Interface and Vibration Monitoring Unit), motor en marcha o no,

–  1 del control de encendido,

–  1 del CMC (Central Maintenance Computer) para los test de mantenimiento,

–  1 para la función de reset,

–  1 para el aviso de baja velocidad (V>50kt),

El PHC genera 5 salidas a los FWC (Flight Warning Computer), a través de las ADIRU (Air Data/Inertial Reference Unit):

–  1 salida directa al SDAC (System Data Acquisition Concentrator),

–  1 para el calentamiento del sensor TAT,

–  1 para la indicación de fallo de la calefacción de la sonda pitot,

–  1 para la indicación de fallo de la calefacción de la sonda de estática izquierda,

–  1 para la indicación de fallo de la calefacción de la sonda de estática derecha,

–  1 para la indicación de fallo de la calefacción del sensor del AOA,

–  Disponibilidad de la calefacción directamente al SDAC.

Top Photo (c) Konstantin Tyurpeko

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