Procedimientos y Tecnicas

MANUAL DE OPERACIONES (B)

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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas ÍNDICE

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Capítulo 2.05 – Procedimientos y Técnicas ÍNDICE … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.00 LISTA LISTA DE PÁGINAS PÁGINA S EN VIGOR … … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.01 DEFINICIÓN DEFINICIÓN DE VELOCIDADES … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.05 2.05.05 DEFINICIÓN DEFINICIÓN DE VELOCIDADE VELOCIDADESS DE OPERACIÓN OPERACIÓN … … … … … … … … … … … … … …

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PATRONES PATRONES DE VUELO VUELO … … … … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.10 2.05.10 INFORM INFORMACI ACIÓN ÓN GENERA GENERALL … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … …

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CARACTERÍSTI CARACTERÍSTICAS CAS DE VUELO VUELO … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.20 2.05.20 OPERACIÓN NORMAL … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … p. 1 OPERACIÓN OPERACIÓN ANORMAL ANORMAL … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … p. 5 PROTECCIONES … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … p. 9 COMPENSAC COMPENSACIÓN IÓN DEL AVIÓN … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … p. 13 13

TÉCNICAS … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.40 TÉCNICAS PARA EVITAR GOLPES CONTRA EL SUELO DE LA PARTE POSTERIOR DEL FUSELAJE … … … … … … … … … … … … … … …

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TÉCNICAS … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … 2.05.50 UTILIZACIÓN DEL TIMÓN DE DIRECCIÓN DIRECCIÓN … … … … … … … … … … … … … … … … …

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O C N A L B N E E T N E M A D A N O I C N E T N I


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P á g in a p. 9 … … … … … … … p. 10 … … … … … … p. 11 … … … … … … p. 12 … … … … … … p. 13 … … … … … … p. 14 … … … … … …

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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas LISTA DE PÁGINAS EN VIGOR


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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas DEFINICIÓN DE VELOCIDADES

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DEFINICIÓN DE VELOCIDADES DE OPERACIÓN VELOCIDADES CARACTERISTICAS Se van a definir: – Las velocidades características que aparecen en los PFD: • Aviones sin FAC BAM 0617/619: Se calculan por los FAC a partir de datos aerodinámicos. • Aviones con FAC BAM 0617/619: Se calculan por los FAC de acuerdo con los pesos del FMS (por precisión y consistencia entre PFD y MCDU) y de forma redundante con los datos aerodinámicos . – Las velocidades calculadas por la parte de FM: VLS (de configuración normal de aterrizaje en CONF 3 y FULL), F, S, GREEN DOT y que aparecen también en las diferentes páginas de la MCDU. Las velocidades que se van a describir están basadas en la información de GW: – Obtenida de los valores insertados de ZFW y FOB, – GW dado por las predicciones para aproximación y Go Around. VS: Velocidad de Pérdida. No se presenta a la tripulación. Para los aviones convencionales, la velocidad de entrada en pérdida de referencia, VSmin, se basa en factor de carga inferior a 1g. Se obtiene con ello una velocidad de entrada en pérdida inferior a la velocidad de entrada en pérdida a 1 g. Todas las velocidades se expresan en función de esta velocidad, así V REF = 1.3 VSmin. Por tener el avión protección de baja velocidad (alpha limit) que la tripulación no puede cancelar, se ha reconsiderado la definición de velocidad de entrada en pérdida. Todas las velocidades se referencian con respecto a una velocidad que se haya demostrado en vuelo de prueba. Esta velocidad se denomina V s1g. La relación de Vs1g con la VS de aviones convencionales es VS = 0.94 Vs1g. Por lo que se aceptan: – V2 = 1.2 * 0.94 Vs1g = 1.13 Vs1g – VREF = 1.3 * 0,94 Vs1g = 1.23 Vs1g Estas velocidades son idénticas a las que se hubieran obtenido si el avión hubiese sido certificado convencionalmente con la ley del 94%. Comparado con otros aviones, se tienen los mismos márgenes de maniobra en sus velocidades de referencia. En el Manual de Operaciones Parte B se utilizará V S como Vs1g.



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VLS: Es la velocidad mínima seleccionable. Calculada por los FAC, aparece como la parte superior de una banda de color ámbar en la escala de velocidad de los PFD. – Es igual a 1.13 VS durante el despegue y después de un touch-and-go. – Pasa a ser 1.23 VS tan pronto se retraen los flaps en una posición respecto a la configuración de despegue o de toma y despegue. – Pasa a ser 1.28 VS tan pronto se retraen los slats. – Pasa a ser 1.23 VS tan pronto se selecciona CONF 1 para la aproximación. En caso de que en configuración limpia la VLS fuera 1.23 V S en vez de 1.28 VS, en el PFD la banda de alpha prot estaría sobre la banda de VLS. Por encima de 20.000ft se corrige VLS por efecto de Mach para mantener un margen frente al bataneo de 0.2g. VLS aumenta al extender los aerofrenos. F: Aparece como una F en la escala de velocidad de los PFD. –

En despegue es la velocidad mínima a la que se pueden retraer los flaps a configuración CONF 1.

– En aproximación se utiliza como TARGET SPD cuando el avión está en CONF 2 y CONF 3. – Varía de 1.18 VS a 1.22 VS en CONF 1+F en el A-320, es aproximadamente 1.22 VS en CONF 1+F en el A-321, y aproximadamente 1.26 VS en CONF 1+F en el A-319. S: Aparece como una S en la escala de velocidad de los PFD. –

En despegue es la velocidad mínima a la que se pueden retraer los slats a configuración limpia.

– En aproximación es la velocidad TARGET en CONF 1. – Varía de 1.22 V S a 1.25 VS en configuración limpia en el 1.23 VS en configuración limpia en el A-319/321.

A-320,

y es aproximadamente

GREEN DOT: Calculada por los FAC aparece como un punto verde en la escala de velocidad de los PFD. – Velocidad de operación en configuración limpia en caso de fallo de motor. – Velocidad de mayor relación sustentación/resistencia – Corresponde igualmente a la velocidad final de despegue. Por debajo de 20.000 ft: – Para el A-319/320: O = 2*GW (toneladas) + 85. – Para el A-321: O = 1.5*GW (toneladas) + 110. Por encima de 20.000 ft añadir 1 kt por cada 1000 ft. © IBERIA L.A.E. S.A. OPERADORA • DIRECCIÓN DE OPERACIONES • STAV •MADOTIB • ACARS • PROC


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VELOCIDADES DE PROTECCIÓN Los FAC calculan VαPROT, VαMAX, y VSW a partir de datos aerodinámicos. Se utilizan para presentación en los PFD, y no para protección. La activación de las protecciones es controlada por los ELAC. VαPROT: Es la velocidad correspondiente al ángulo de ataque al que se activa la protección de ángulo de ataque. Aparece, en ley Normal, como la parte superior de una banda a franjas negras y ámbar en la escala de velocidad de los PFD. VαMAX: Es la velocidad correspondiente al máximo ángulo de ataque que se puede alcanzar en ley Normal de pitch. Aparece, en ley Normal, como la parte superior de una banda roja en la escala de velocidad de los PFD. VSW: Es la velocidad de aviso de entrada en pérdida. Aparece, cuando no está operativa la ley Normal, como la parte superior de una banda a franjas negras y rojas en la escala de velocidad de los PFD. VMAX: Es la velocidad máxima determinada por los FAC de acuerdo con la configuración del avión. Aparece como la parte inferior de una banda a franjas negras y rojas en la escala de velocidad de los PFD. Corresponde a VMO, la velocidad correspondiente a MMO, VLE ó VFE.



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VELOCIDADES DE LIMITACIÓN VA: Velocidad de diseño de maniobra máxima. Corresponde a la velocidad máxima estructural permitida para un control completo de maniobra si está activa la ley directa o la alternativa. VMCG: Es la velocidad mínima de control del avión en el suelo, velocidad a la que se puede controlar el avión en tierra si falla repentinamente un motor con mandos de vuelo primarios solo, permaneciendo el otro motor con empuje de despegue. VMCA: Es la velocidad mínima de control en vuelo a la que se puede controlar el avión, con un ángulo máximo de alabeo de 5º, en caso de fallo de un motor y el otro motor con empuje de despegue, en configuración de despegue y tren arriba. VMCL: VMCL es la velocidad mínima de control en vuelo a la que se puede controlar el avión, con un ángulo máximo de alabeo de 5°, en caso de fallo de un motor y el otro con empuje de despegue, en configuración de aproximación. VFE: VFE es la velocidad máxima para cada configuración de flaps. VLE: VLE es la velocidad máxima con tren de aterrizaje extendido. VLO: VLO es la velocidad máxima para operación del tren de aterrizaje. VMO: VMO es la velocidad máxima. VFE NEXT: VFE NEXT es la velocidad máxima para la siguiente configuración (superior) de flaps.



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VELOCIDADES OPERATIVAS EN DESPEGUE Y APROXIMACIÓN V1: Es la velocidad última a la que se tiene que tomar la decisión de continuar el despegue o abortar el despegue. Aparece como 1 en la escala de velocidades de los PFD, o bien aparece el valor digital de V 1 si ésta no aparece en la escala de velocidad. V1 se inserta manualmente en la MCDU en la página PERF TAKE OFF. VR: Es la velocidad a la que se se tiene que iniciar la rotación para tras el fallo de un motor alcanzar V2 a una altura de 35 ft. VR se inserta manualmente en la página PERF TAKE OFF de la MCDU. V2: Es la velocidad de seguridad de despegue que se tiene que alcanzar antes de alcanzar una altura de 35 ft con un motor inoperativo, y que se mantendrá durante el segundo segmento. Aparece en la escala de velocidades de los PFD con el símbolo de velocidad TARGET. El valor mínimo para V 2 es de 1.13 VS de la configuración real. V2 se inserta manualmente en la página PERF TAKE OFF de la MCDU. VREF: Es la velocidad de referencia utilizada para aproximación final. VREF = 1.23 VS CONF FULL. Si se ha seleccionado CONF FULL en la página PERF APPR al coincidir con VLS, se puede leer del campo de información de VLS. VAPP: Es la velocidad de aproximación final. Aparece en la página PERF APPR de la MCDU. Es calculada por el FMGC. –

Para el A-320 : VAPP = VLS + CORR POR VIENTO + 5 kts.

–

Para el A-319/321: VAPP = VLS + CORR POR VIENTO, estando limitada la corrección por viento entre un mínimo de 5 kts y un máximo de 15 kts.

La tripulación puede variar el valor de VAPP en la página PERF APPR. En AUTOLAND o con A/THR activo o en caso de acumulación de hielo, o en caso de ráfagas de viento lateral superiores a 20 kts, la VAPP nunca debe ser inferior a VLS + 5kts. Además en el A-319/321, para aterrizaje en CONF 3 en caso de acumulación de hielo, la VAPP nunca debe ser inferior a VLS + 10 kts.



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VAPP TARGET: Aparece como un triángulo magenta en la escala de velocidad de los PFD. Es calculada por el FMGC. Proporciona un guiado eficaz en aproximación con condiciones de viento cambiantes. VAPP TARGET = GSmini + VIENTO EN CARA (obtenido del ADIRS) Siendo GSmini = VAPP - VIENTO DE TORRE (componente en cara del viento en el eje de la pista, calculado por el FMGC a partir del viento obtenido de torre e insertado por la tripulación en la -MCDU).



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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas PATRONES DE VUELO

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INFORMACIÓN GENERAL – El SRS para el despegue, estará disponible si se ha insertado manualmente V2 en la página PERF TO de la MCDU. – Al seleccionar pista de despegue se sintoniza de manera automática el ILS para el despegue. – El A/THR se conecta de manera automática al situar los mandos de gases en TOGA o FLEX TO. – Al seleccionar una aproximación ILS, se sintoniza de manera automática el ILS para el aterrizaje. – Al pulsar la opción ACTIVATE APPR (en modo managed SPD), la velocidad será controlada (managed) de acuerdo con la configuración del avión a Green Dot, S ó F y en la aproximación a VAPP o VGS MINI. – Cuando se realiza un Go Around o un Touch and Go, la aproximación realizada previamente, será insertada de manera automática en el F-PLN a continuación del procedimiento de aproximación frustrada. – El cálculo de MINI VGS tiene en cuenta las componentes en cara y en cola de viento en el aterrizaje y la velocidad respecto al suelo. Si no se ha insertado viento de superficie se utiliza por defecto una componente en cara de 10 kt. – Si el A/THR está activo, la reducción automática de empuje se produce en aterrizajes en modo LAND. – El A/THR se desconecta cuando se sitúa ambos mandos de gases en el retén de IDLE. – En caso de tener que efectuar un Go Around con un motor inoperativo, se recomienda seguir el procedimiento de fallo de motor, siempre que esté publicado, en las aproximaciones de precisión y por debajo de mínimos en las de no precisión. En el resto de los casos se seguirá el procedimiento de aproximación frustrada. Si las circunstancias imperantes (meteorológicas, situación relativa de los obstáculos, proximidad al mar, etc) lo requieren, después de advertirlo a ATC y con su autorización, se realizará cualquier otro procedimiento que el Comandante considere oportuno.



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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas CARACTERÍSTICAS DE VUELO

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OPERACIÓN NORMAL 1. Generalidades Los sidesticks se usan para controlar el avión en pitch y en roll (e indirectamente para la coordinación de viraje en yaw). Las acciones del piloto sobre el sidestick son interpretadas por los ordenadores que mueven las superficies de control como sea necesario. Sin embargo e independientemente de las acciones del piloto sobre el sidestick, los ordenadores evitarán: – Factores de carga excesivos, – Pérdida de control que provoquen salirse de la envolvente de vuelo.

2. En tierra En tierra, por debajo de 70 kts, los sidestick tienen control absoluto sobre las superficies de control en pitch y en roll para permitir la comprobación del estado de los mandos de vuelo. Por encima de 70 kts, la autoridad en pitch se reduce de 30° nose up a 20° nose up. En modo Tierra, los movimientos de las superficies en pitch y roll son directamente proporcionales a los inputs sobre los sidesticks. Cuando el avión está en configuración normal, con los motores en marcha en tierra, hay que tener en cuenta lo siguiente: – Al soltar los frenos, el avión rodará sin añadir empuje. – La dirección de la rueda de morro es también ''fly by wire'', sin conexión mecánica entre la rueda de morro y el volante de dirección. Las fuerzas requeridas son pequeñas, por éso se tiene que tener cuidado al principio para realizar movimientos suaves sobre el volante para evitar giros innecesariamente bruscos. – Se pueden hacer giros muy cerrados, pero se tiene que resistir cualquier tendencia de control excesivo. Si se realiza un giro cerrado a baja velocidad, se tiene que mantener la posición del volante elegida y aceptar que el radio de giro pueda ser menor que el pretendido, para así obtener un giro suave. En el PFD aparece el símbolo 8 que representa la suma de las acciones sobre los sidesticks enviada a los ordenadores. Ello permite al PNF comprobar que los inputs del PF son los adecuados durante la carrera de despegue.

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Pequeñas marcas delimitadoras : indican los límites de desplazamiento de los sidesticks, ±16° de pitch y ± 20° de roll. Aparecen sólo con el avión en tierra. No deben usarse para comprobación de los mandos ya que no indican necesariamente posición de superficie de control en caso de fallo. La comprobación de los mandos de vuelo tiene que realizarse con la página F/CTL del ECAM.

3. En vuelo 3.1. MODO DE DESPEGUE El despegue es convencional. Se pueden vigilar los inputs de sidestick hacia el viento en condiciones de viento cruzado, observando la indicación de posición del sidestick en el PFD. El control de empuje es muy sencillo. – Si se selecciona un empuje FLX, situando los mandos de gases en el retén FLX, comprobar que el N1 alcanzado 8 es el N 1 TARGET :. – MAX TO se alcanza adelantando completamente los mandos de gases al retén de T.O. Se debe hacer la misma comprobación de empuje que en el caso FLX.

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Hasta 80 nudos se debe adelantar el sidestick hasta la mitad de su recorrido, para contrarrestar la tendencia de nose up que se produce con la selección del empuje de despegue. A partir de 80 nudos retrasar el sidestick gradualmente para alcanzar a 100 nudos su posición neutral. La rotación es convencional. Se requiere del orden de un tercio a la mitad del recorrido del sidestick. El PF continúa la rotación hasta alcanzar, con los dos motores, una actitud de aproximadamente 15°. Durante la rotación, el PF no debe intentar alcanzar la barra de cabeceo del FD, pues no proporciona órdenes de velocidad de cabeceo y puede llevar a reacciones excesivas. Tan pronto como el avión se encuentre totalmente en el aire, el PF deberá ajustar el cabeceo con la barra del FD, que ya es representativa de las órdenes de SRS. Según va variando y estabilizándose la actitud, la ley de control en cabeceo cambia a modo de Vuelo, lo que permite devolver el sidestick a su posición neutral y mantener 1g con la actitud elegida. El PITCH TRIM está activo a partir de 50 ft. Para despegues con viento cruzado, NO se recomienda la técnica de "into wind aileron". En condiciones de viento cruzado fuerte, puede ser necesario algo de control lateral para mantener los planos a nivel, pero se ha de tener especial cuidado de no aplicar demasiado control lateral que pudiera provocar la extensión de los spoilers, pues ello produciría que la tendencia a virar hacia el viento fuera mayor, una disminución de la sustentación y un aumento de la resistencia. La deflexión de los spoilers comienza a ser significativa con más de tres deflexiones del sidestick. A partir del lift off, cualquier orden de control lateral dará lugar a un demanda de régimen de roll. © IBERIA L.A.E. S.A. OPERADORA • DIRECCIÓN DE OPERACIONES • STAV •MADOTIB • ACARS • PROC


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3.2. MODO DE VUELO Normalmente el sidestick está en la posición neutral, y el avión estable en pitch y en roll, a la actitud deseada en vuelo recto o en viraje dentro de ciertos límites. Incluso en turbulencias, el avión se vuela perfectamente con poca o ninguna acción sobre el sidestick. Sin las manos en los sidestick, el sistema mantiene 1g (corregida para la actitud de pitch y de roll) y un régimen de roll nulo dentro de ciertos límites (con una actitud de pitch entre -15° y + 30° y una actitud de roll entre -33° y+ 33°). Sin tocar los sidestick y dentro de estos límites, el avión será estable frente a perturbaciones atmosféricas y volará bien incluso en turbulencias fuertes. El sistema realiza todos los cambios de compensación originados por cambios de velocidad o configuración. Los cambios de trim debido a cambios de empuje podrían ser tan grandes que rebasarían la capacidad del sistema, por ello el avión puede responder con un cambio de pitch y mantener la nueva actitud de pitch a la que se ha estabilizado después del cambio de trim. Se puede observar cómo la rueda de PITCH TRIM gira mientras la ley de control compensa estos cambios. También es más sencillo virar como resultado de las leyes de control. Se está protegido contra un exceso de roll, y con ángulos de roll inferiores a 33°, el sistema mantendrá régimen de roll nulo con el sidestick libre. Virajes cerrados pueden llevarse a cabo hasta con 67° de roll. Es éste el ángulo límite de roll elegido ya que con este ángulo de roll se puede mantener el vuelo horizontal con un factor de carga de 2,5g. Por encima de 33° de roll se interrumpe el PICH TRIM y se introduce un factor de estabilidad lateral. Este factor aumenta progresivamente con el ángulo de roll de tal manera que iguala la demanda total del sidestick a 67° de roll, limitando así el sistema. Debido a la pérdida de PITCH TRIM cuando el ángulo de roll es superior a 33° será necesario mantener el morro arriba en virajes cerrados. Si se suelta el sidestick el morro tenderá a caer hasta que el roll, que estará estabilizándose, por debajo de los 33°. Entonces el pitch también se estabilizará. Al comenzar un viraje normal, el piloto tiene que cambiar intencionadamente la actitud de pitch para mantener vuelo nivelado, a continuación se puede devolver el sidestick a posición neutral, el avión vira en vuelo nivelado. Estas reglas básicas son válidas para las fases de subida, crucero, descenso y aproximación.



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3.3. MODO DE ATERRIZAJE El Modo de Aterrizaje proporciona una trayectoria de vuelo estabilizada y permite realizar una recogida y toma de contacto convencional. La aproximación inicial se realiza como se ha descrito anteriormente. A 50 ft el sistema memoriza la actitud, 3° ó 4° nose up. A partir de 30 ft, la actitud cambia a -2° nose down en ocho segundos. De esta manera el piloto tiene que tirar del sidestick para mantener un ligero aumento de actitud en la recogida. Lo más tarde a 20 ft se tienen que retrasar los mandos de gases. El aterrizaje tiene que hacerse sin una recogida larga. A 20 ft se genera el aviso acústico de "RETARD" para recordar a la tripulación que debe retrasar los mandos de gases. El aterrizaje con viento lateral es convencional. La técnica preferida es utilizar el timón de dirección para alinear el avión con el rumbo de la pista durante la recogida, mientras se emplea el control lateral para mantener el avión sobre el eje de la pista. El Modo de Control Lateral no cambia hasta que las ruedas están en el suelo, de esta manera no hay discontinuidad de la ley de control. El avión según disminuye la deriva tiende a alabear en el sentido convencional, se puede llegar a necesitar algo de control lateral para mantener la actitud de roll. Incluso en aproximaciones en condiciones de turbulencia considerable, el sistema de control resistirá las perturbaciones sin necesidad de acciones por parte del piloto. Se deben limitar las acciones sobre los sidestick a las necesarias para corregir la trayectoria de vuelo, y dejar que el sistema de mandos de vuelo controle las turbulencias. La de-rotación es convencional. El piloto cancela el ligero input sobre el sidestick en la recogida, la rueda de morro baja con suavidad. El PITCH TRIM se anula a continuación




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OPERACIÓN ANORMAL 1. Fallo de motor en el despegue En tierra el avión es convencional. Se tiene que usar el timón de dirección para mantener la dirección. Rotar a 12,5° y ajustar como se requiera. La indicación de deriva 8 cambia al modo de fallo de motor (en azul). Cuando está centrado, el avión está con los alerones casi en posición nula, condición de menor resistencia. Es por ésto por lo que es importante centrar la indicación de deriva.

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Se tiene que compensar el timón de dirección de manera convencional. Si el tiempo lo permite, comprobar la página F/CTL del SD y afinar el RUD TRIM para tener control lateral nulo. Para devolver las superficies de control lateral a posición neutral de la manera más rápida, ajustar RUD TRIM hacia el lado en el que los spoilers están extendidos o el lado en el que el alerón está mas deflectado hacia arriba.

2. Fallo de motor en el aterrizaje El fallo de motor en el aterrizaje es convencional. Se debe compensar para centrar la indicación de deriva, que será amarilla mientras N1 sea inferior a 80%. Se puede hacer un reset de RUD TRIM entre 100 ft y 50 ft para facilitar la carrera de aterrizaje, y para recuperar el recorrido completo del RUDDER en los dos sentidos.

3. Touch And Go (Vuelos de Instrucción) Con la rueda de morro del avión en el suelo, el PITCH TRIM se anula de manera automática. Seleccionar CONF 2 con la palanca FLAPS y adelantar los mandos de gases. Adelantar los mandos de gases a TO GA para disponer de SRS y luego, si se desea, reducir a un empuje inferior pero nunca por debajo de CL. El despegue puede ser con el avión ligeramente descompensado, cosa que puede afectar ligeramente a la rotación. Una vez en el aire la ley de control mantendrá la no compensación y a 50ft volverá a compensar, siempre que se haya pasado de modo tierra a modo vuelo.

4. Rebotes en el aterrizaje En caso de pequeños rebotes, mantener el pitch y completar el aterrizaje manteniendo el empuje en IDLE. En caso de rebotes altos iniciar un go around manteniendo inicialmente el pitch. Retraer un punto de flaps y despues el tren de aterrizaje una vez establecida la trayectoria de go around. En cualquier caso, no intentar suavizar un segundo contacto aumentando el pitch.



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5. Aviso de entrada en pérdida Referirse a los procedimientos asociados en 3.01.10.

6. Leyes de control anormales. Generalidades LEY ALTERNATIVA La ley alternativa de pitch y directa de roll es el primer nivel de degradación de la ley de control y es el resultado de algunos fallos dobles. El piloto automático puede estar disponible, dependiendo de la causa y del tipo de fallo. LEY DIRECTA El sidestick está acoplado directamente a los controles por medio de los ordenadores sin ninguna alimentación para la estabilización. En efecto, esta ley gira al avión como un avión convencional, pero sólo está compensado por la configuración y el centro de gravedad. El piloto debe usar compensación manual de pitch como se indica en el PFD. No está disponible el piloto automático. BACKUP MECÁNICO El piloto puede usar el pitch y el rudder para controlar el avión durante cortos periodos de tiempo en una pérdida total del “fly by wire”.

7. Leyes de control anormales. Detalles LEY ALTERNATIVA

a) Pitch La ley alternativa de pitch es para el piloto prácticamente la misma que la ley normal. Sin embargo, la ley alternativa no mantiene ninguna de las protecciones excepto la limitación de factor de carga. Como resultado de esto, el piloto debe volar con mayor atención evitando exceder inadvertidamente los límites normales. La ley alternativa reduce la VMO a 320 nudos para recuperar el margen normal de velocidad en caso de upset. No es necesario en el margen de Match porque en cualquier caso es convencional. A bajas velocidades el cambio de la escala de velocidad es significativo. La indicación VLS permanece, desaparecen V αPROT y Vα MAX y son sustituidas por una banda con franjas negras y rojas, cuyo extremo superior es la velocidad del aviso de entrada en pérdida. A diferencia de VLS que es estable, VSW es sensible a los g, y aumentará al aumentar el factor de carga, por ejemplo en viraje. La ley Alternativa revierte a lal ley Directa para el aterrizaje cuando se selecciona la extensión del tren de aterrizaje.



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b) En Roll: En Roll la ley es ley Directa. El régimen de Roll es generalmente superior al régimen en ley Normal el avión aparentemente es más sensible. La estabilidad y los límites de Roll ya no están activos. Se tiene que volar con precaución para permanecer dentro de límites.



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LEY DIRECTA La ley Directa en Pitch está activa generalmente de manera transitoria debido a fallos no detectados, por ejemplo un segundo IRS. Una vez localizado y aislado el sistema que ha fallado se puede efectuar un reset de los ELAC para recuperar la ley Alternativa en Pitch. Al pasar a ley Directa aparece el mensaje ''USE MAN PITCH TRIM'' en los PFD. El mensaje parpadea durante 5 segundos y luego queda fijo. El piloto debe realizar pequeñas acciones sobre el sidestick en la ley Directa a alta velocidad ya que la respuesta de las superficies de control es considerable. Se requiere una buena compensación en pitch. El piloto debe evitar grandes cambios de empuje o movimientos de aerofrenos, en particular con un centro de gravedad retrasado. Si se han extendido los aerofrenos y el avión ha de ser compensado, retraer los aerofrenos con tiempo para permitir compensar y evitar así un cambio de compensación grande de morro abajo. Se tiene que volar en todo momento el avión con precaución. El control es preciso, pero no existen protecciones. Existe el mismo aviso acústico de entrada en pérdida que en ley Alternativa. Son aplicables las mismas técnicas de recuperación. Cualquier tendencia en roll con el sidestick libre se corrige con control convencional del rudder. Las fuerzas residuales sobre el rudder se compensan con RUD TRIM en la dirección de la fuerza aplicada. Después de la compensación, el índice de resbalamiento se desplaza ligeramente del centro. En algunas condiciones de fallo la tendencia de roll puede verse incrementada, siempre será posible compensar el avión para vuelo nivelado, sin inputs sobre el sidestick. Puede haber un movimiento de roll, pero el régimen de roll será siempre adecuado. El aterrizaje en ley Directa es como el de un avión convencional. Cambios de configuración y/o velocidad implican pequeños cambios de compensación. El cambio de compensación con el cambio de empuje es grande, por lo que se deben hacer cambios de empuje suaves. La altura de la recogida es la misma (referirse a 2.01.64) y se usan técnicas convencionales (los controles son suaves y de gran repuesta). Se han realizado aterrizajes en ley Directa con turbulencias de moderadas a fuertes con ráfagas de viento sin ninguna dificultad. La ley Directa puede ser con o sin Yaw Damper. El avión es siempre convergente en dutch roll, de tal manera que empieza una oscilación, ésta cesará siempre que no la provoque la tripulación. Para cesar el dutch roll, la tripulación debe utilizar control lateral y no rudder.



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PROTECCIONES Generalidades El avión está equipado con un sistema de protección de la envolvente de vuelo. El sistema aumenta la seguridad en el caso poco probable que se tenga que hacer una maniobra extrema o que el avión entre en un área de condiciones metereológicas muy violentas. En estas situaciones, se puede desplazar, si se requiere, el sidestick en todo su recorrido en ley Normal y a cualquier velocidad. El timón de dirección no tiene este tipo de protecciones, pero no se utiliza normalmente en vuelo simétrico. El piloto no verá nunca activa ninguna de las funciones del sistema de protección de la envolvente de vuelo si vuela el avión normalmente. Nota: La envolvente de vuelo no es diferente a la de un avión convencional, va desde VLS a VMO. El piloto no debe volar deliberadamente a una velocidad inferior a V LS excepto para vuelos de instrucción o de prueba debidamente autorizados.

Limitación de Actitud El límite de ángulo de roll es de 67°, que corresponde aproximadamente al ángulo de roll necesario para realizar un viraje nivelado con un factor de carga de 2,5g. La actitud de pitch está limitada entre + 30° y -15°. El límite superior de + 30° se reduce a baja velocidad a + 25°. Cuando el avión se aproxima a estos límites tanto el régimen de pitch como el de roll empiezan a disminuir aproximadamente 5° antes del límite, de manera que el cabeceo y alabeo se detendrán en el valor límite sin sobrepasarlo.

Límite de Factor de Carga El avión está diseñado estructuralmente con los mismos límites que otros aviones. El límite de 2,5g (2g con flaps extendidos) se ha elegido para permitir maniobras sin riesgo estructural, en caso de que sea necesario una maniobra de evasión. Dado el caso (por ejemplo en caso de aviso del GPWS), el piloto tiene que aplicar rápidamente todo el control de pitch up sobre el sidestick y mantenerlo hasta que se ha asegurado la trayectoria del vuelo. El tiempo de respuesta es vital en caso de una maniobra de evasión. El sistema permite maniobras que el piloto de un avión convencional normalmente no podría realizar en condiciones de seguridad tanto a poca como a mucha altura.



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Excedencias de VMO / MMO Durante las fases de subida, crucero o descenso, el avión puede con el AP conectado exceder ligeramente VMO/MMO. Esto puede ocurrir cuando se encuentran condiciones adversas. Para evitar este hecho realizar este procedimiento: 1. En caso de turbulencia, adaptar la velocidad o el Mach TARGET. Si se experimenta o pronostica turbulencia severa, considerar el uso de la velocidad de turbulencia. 2. Si la velocidad es próxima a V MO/MMO: Vigilar en el PFD el vector de tendencia de velocidad. – Si el vector tendencia de velocidad alcanza o supera el límite de VMO seleccionar de manera inmediata en la FCU un valor más bajo de velocidad. – Si el vector tendencia de velocidad supera de manera significativa V MO sin activación de la protección de sobrevelocidad, seleccionar de manera inmediata en la FCU un valor más bajo de velocidad, y si el avión continúa acelerando, se debe considerar desconectar el AP. Antes de volver a conectar el AP, hay que establecer suavemente una actitud de pitch menos pronunciada. 3. Si la velocidad supera con el AP conectado V MO: El AP se desconectará al activarse la protección de sobrevelocidad. La protección de sobrevelocidad introduce una orden de nose up de 1.75g adicional a los inputs del piloto durante la recuperación de VMO , por lo que se debe hacer una corrección suave de pitch para recuperar la velocidad. Se pueden utilizar los aerofrenos si el avión excede la V MO/MMO. No obstante se tienen que usar con precaución cerca del techo del avión. En cualquier caso, hay que comprobar el estado del AP y volver a conectarlo según se requiera, ya que el AP puede haberse desconectado por exceder de manera significativa V MO/MMO. El aviso acústico de desconexión del AP puede haber sido silenciado por el aviso acústico de overspeed.

Protección de Sobrevelocidad El avión se recupera de manera automática después de un incremento anormal de velocidad. Dependiendo de las condiciones de vuelo, como aceleración alta o actitud baja de pitch, la protección de sobrevelocidad puede activarse a o por encima de V MO/MMO. Al activarse, se bloquea el sistema de PITCH TRIM (aviones sin ELAC L83 ó L90), el sistema introduce la estabilidad espiral estática a 0° de alabeo, en vez de a los 33° como en ley Normal. El límite de ángulo de roll se reduce de 67° a 40°. Según sigue aumentando la velocidad la autoridad pitch down del piloto disminuye progresivamente, además aparece una orden de pitch up permanente que ayuda a recuperar las condiciones normales de vuelo.

La protección de sobrevelocidad se desactiva cuando la velocidad del avión pasa a ser inferior a VMO/MMO, recuperándose las leyes normales de control. No se debe de volar intencionadamente el avión por encima de V MO/MMO, a no ser que sea absolutamente necesario por razones operativas, como por ejemplo para realizar maniobras de evasión. © IBERIA L.A.E. S.A. OPERADORA • DIRECCIÓN DE OPERACIONES • STAV •MADOTIB • ACARS • PROC


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En cuanto sea posible, el piloto debe reducir la resistencia a la protección de sobrevelocidad y dejar que el avión se estabilice de nuevo por debajo de V MO/MMO. Para ello es suficiente con dejar de hacer presión sobre el sidestick hacia adelante, apareciendo un movimiento suave de pitch up. Normalmente no es necesario retrasar el sidestick para la recuperación de velocidad. Si se requiere una recuperación más rápida de velocidad por razones operativas, se puede aplicar un movimiento del sidestick hacia atrás suave y progresivo, vigilando la indicación de gs en el ECAM.

Protección de Alto Ángulo de Ataque El avión resistirá cualquier intento del piloto o debido a las condiciones atmosféricas de entrar en pérdida. Si se intenta una entrada en pérdida, según se va acercando la velocidad a la parte superior de la banda a franjas negras y ámbar (velocidad α prot) se notará que el avión tiende a bajar el morro. Se puede resistir esta tendencia hasta el momento en que se alcanza la parte superior de la banda roja (velocidad α max), a partir de ese momento no se puede manualmente levantar el morro. Entre estos dos puntos, el A/THR ha tenido que aplicar de manera automática empuje de Go Around, al activarse alpha floor. Se puede mantener, si se requiere por ejemplo en caso de windshear, el sidestick completamente hacia atrás, el avión se estabilizará a un ángulo de ataque próximo, pero inferior, al de entrada en pérdida con 1g. Volando a α Max, se pueden hacer virajes suaves si se requiere. Si entra el avión en la zona de protección, banda a franjas negras y ámbar, se inhibe toda posibilidad de compensar nose up más allá del punto alcanzado, aunque sí se dispone de la posibilidad de compensar nose down, si el piloto empuja hacia adelante el sidestick. No se debe volar intencionadamente por encima de α prot, salvo durante breves momento si se requiere máxima capacidad de maniobra. Si se supera α prot inadvertidamente, se debe recuperar en cuanto sea posible adelantando suavemente el sidestick para reducir el ángulo de ataque, a la vez que se incrementa el empuje (en caso de que todavía no se haya activado alpha floor o se haya cancelado). La ley Normal de demanda de factor de carga se recupera si el sidestick se adelanta por delante de la posición neutral, sin embargo se vuelve a entrar en protección si se suelta el sidestick siendo el ángulo de ataque superior a α prot. Por lo tanto, para salir de la protección de α prot se tiene que reducir el ángulo de ataque por debajo del ángulo umbral de α prot, esto se observa fácilmente en la escala de velocidad del PFD en el momento que la velocidad abandona la banda negra y ámbar. A continuación se tiene que aumentar la velocidad por encima de V LS, por encima de la banda ámbar, tan pronto lo permitan las circunstancias. Generalmente se activa la función alpha floor poco después da haber entrado en protección de α prot. Los motores proporcionan de manera automática empuje de TOGA. En estas condiciones, si se mantiene aplicando de manera inadvertida o deliberada el sidestick hacia atrás, el avión empezará a subir a una IAS baja prácticamente constante. Para recuperar las condiciones normales de vuelo, se debe tan pronto se haya alcanzado una velocidad segura: – Salir de α prot adelantando el sidestick, y – Cancelar la función de alpha floor pulsando alguno de los botones de desconexión instintiva del A/THR.



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También se puede entrar en protección de α prot a alta velocidad y altos niveles de vuelo, donde ofrece protección frente al bataneo. Si se suelta el sidestick en posición neutral, el ángulo de ataque se estabiliza en torno a α prot. Este valor de α prot NO es igual que a baja velocidad y baja altitud, ya que es función del número de Mach, siendo en crucero un valor próximo a 4,5° para el A-319/320 y a 3,5° para el A-321. De esta manera el avión puede subir con el sidestick en posición neutral, al salir de un viraje después de haber entrado en protección. Si se entra en α prot, salir de α prot tan pronto lo permitan las circunstancias, adelantando suavemente el sidestick hasta reducir el ángulo de ataque por debajo del valor umbral de α prot, a la vez que se incrementa el empuje y/o la velocidad.

Windshear Se puede superar un windshear sólo si el avión dispone de la energía suficiente para volar a través de la zona de degradación de performance. Esto se puede conseguir de 3 formas: – Velocidad Adicional. El avión realiza ésto automáticamente en algunas condiciones, guiado MANAGED de velocidad. – Empuje Máximo. El avión lo aplica automáticamente activando alpha floor. – Buscar el equilibrio como en cualquier avión entre energía potencial y velocidad. Además, se tienen que seguir las órdenes del SRS, o una actitud de 17,5° de pitch si no se dispone de FD o éste está desconectado. Incluso si es necesario, para ello tirar el sidestick completamente hacia atrás. Mantener el sidestick completamente hacia atrás hasta que hayan pasado las condiciones de windshear, el avión mantendrá un ángulo de ataque próximo a α max de manera automática. La IAS debería permanecer próxima a la parte superior de la banda roja en la escala de velocidades en el PFD, aunque en caso de turbulencia podría estar temporalmente por debajo sin efecto significativo alguno. Cuando la velocidad empiece a recuperarse, se puede ir adelantando el sidestick, siguiendo las ordenes del SRS hasta que hayan desaparecido completamente las condiciones de windshear.

Configuraciones Anormales En ciertas condiciones de fallo, como pérdida de los dos timones de profundidad, o pérdida de flaps y slats, la configuración de aterrizaje es CONF 3. Si el estabilizador horizontal está agarrotado, el control es mucho más sencillo que en un avión convencional, los integradores mantienen las superficies del timón de profundidad en la posición requerida para mantener el vuelo con 1g. Las leyes de vuelo permanecerán en la ley Normal hasta la toma de contacto.



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COMPENSACIÓN DEL AVIÓN En condiciones de crucero: – Vuelo simétrico y nivelado, – En Mach normal de crucero (en torno a Mach 0.77), – AP conectado, – Empuje simétrico, – Distribución simétrica de combustible en depósitos de planos, la indicación de RUD TRIM debe permanecer entre 1°R y 2,3°L. La indicación de RUD TRIM debe estar entre estos valores, para contrarrestar el error permanente de indicación de RUD TRIM en condiciones de crucero, de 0,5°R y 0,8°L. Una indicación de RUD TRIM entre 1°R y 2,3°L corresponde a los límites reales de RUD TRIM entre 1,5°R y 1,5°L.



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PROCEDIMIENTOS NORMALES Procedimientos y Técnicas TÉCNICAS

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TÉCNICAS PARA EVITAR GOLPES CONTRA EL SUELO DE LA PARTE POSTERIOR DEL FUSELAJE Generalidades Golpes inadvertidos de la parte posterior del fuselaje contra el suelo pueden ocasionar daños estructurales de importancia. Están asociados frecuentemente a circunstancias del entorno adversas, como viento cruzado, aves en la pista, precipitación intensa, etc.

Límites geométricos del avión La primera consideración importante para evitar este tipo de incidente es conocer los límites geométricos del avión, dos de los cuales son de la mayor importancia: – Límite geométrico correspondiente al amortiguador del tren principal completamente extendido: θ1= 13,5° ( A-320 ); 11,2° ( A-321 ); 15,5° ( A-319 ). – Límite geométrico correspondiente al amortiguador del tren principal completamente comprimido: θ2= 11,7° ( A-320 ); 9,7° ( A-321 ); 13,9° ( A-319 ).

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CRITERIOS PARA LA TOMA DE CONTACTO Los datos proporcionados son valores medios: – Angulo de pitch de contacto de la parte posterior del fuselaje, con el amortiguador del tren principal extendido, es de: . θMax Touchdown= 13,5° ( A-320 ); 11,2° ( A-321 ); 15,5° ( A-319 ) – Angulo de pitch durante la aproximación a V ref + 5 kts, con un ángulo de trayectoria de descenso de -3° : θAPPR= 3,3°( A-320 ); 2,4° ( A-321 ); 3,4° ( A-319 ). – Angulo de pitch en el momento de la toma a Vref - 8kt, con un ángulo de trayectoria de descenso de -1° y un velocidad vertical de -3 ft/s: θTouchdown= 7,6°( A-320 ); 6,6° ( A-321 ); 7,7° ( A-319 ). – Márgen = θ Max Touchdown - θTouchdown = 5,9°( A-320 ); 4,6° ( A-321 ); 7,8° ( A-319 ). Si la velocidad de aproximación se incrementa en 5kt, el márgen aumenta aproximadamente en 1,3° al disminuir la actitud de pitch en el momento de la toma en 1,3°. Golpes inadvertidos de la parte posterior del fuselaje son función de la actitud del avión en el momento del aterrizaje. Un avión con un θ 1 mayor sufrirá menos contactos de la parte posterior del fuselaje con el suelo. Sin embargo el régimen durante la recogida y la IAS son factores que hay que considerar. © IBERIA L.A.E. S.A. OPERADORA • DIRECCIÓN DE OPERACIONES • STAV •MADOTIB • ACARS • PROC


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Golpes del fuselaje posterior con el suelo durante el despegue Las causas principales para un incidente de este tipo durante el despegue son las siguientes: – Rotación demasiado temprana, ó – Sobrerotación, ó – Régimen excesivo de pitch, ó – Una combinación de las tres anteriores. ROTACIÓN DEMASIADO TEMPRANA Se produce una rotación demasiado temprana, si: – Se calcula una VR errónea, ó – Se inicia la rotación antes de VR. Se calcula una VR errónea, cuando no se comprueban los cálculos de las velocidades de despegue, o si se utiliza una hoja de carga equivocada. En aeropuertos de altitud y temperaturas elevadas el error puede ser crítico. Una rotación antes de V R, puede ocurrir, entre muchas razones, principalmente en los siguientes casos: – Ajuste de flaps distinto al utilizado para el cálculo de VR, – Al intentar evitar aves en la pista, – Encuentro de un Windshear durante la carrera de despegue. La FAA recomienda en estos casos la rotación 2000 ft antes del final de la pista. SOBREROTACIÓN Ó RÉGIMEN EXCESIVO DE PITCH Los casos de contacto de la parte posterior del fuselaje durante el despegue debido a estos factores, están asociados generalmente a un segundo factor como puede ser un motor inoperativo, avión no compensado correctamente, acción de ambos pilotos sobre el sidestick, rotación temprana, etc. La rotación realizada a 3°/s evita un contacto de la parte posterior del fuselaje durante el despegue, a no ser que se inicie la rotación a una velocidad muy baja. La rotación se realiza de 5 a 6 segundos hasta alcanzar una actitud de despegue de 15° a 18°.



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Golpes del fuselaje posterior con el suelo durante el aterrizaje La probabilidad de un golpe del fuselaje posterior durante el aterrizaje es mayor que durante el despegue, de acuerdo con todas las estadísticas la proporción es de 2 a 1. A pesar de que la mayoría de estos incidentes se debe a desviaciones de los procedimientos normales de aterrizaje, algunos están relacionados con condiciones externas como turbulencias y condiciones de viento. DESVIACIÓN DE LOS PROCEDIMIENTOS NORMALES DE ATERRIZAJE La mayoría de estos incidentes se deben a desviaciones de los procedimientos normales de aterrizaje, siendo las razones más frecuentes: – Permitir que la velocidad caiga bastante por debajo de V APP antes del flare. Volar a baja velocidad significa altos ángulos de ataque y de actitud de pitch, por lo que se reduce el márgen respecto al suelo. Al alcanzar la altura del flare, el piloto tiene que incrementar significativamente la actitud de pitch para reducir el régimen de descenso, lo que puede llevar el avión más allá del ángulo crítico. – Vuelo prolongado a baja altitud sobre la pista para realizar una toma suave. En un momento dado el piloto incrementa la actitud de pitch debido a que necesita tener bastante visión hacia adelante, para poder evaluar la posición del avión respecto al suelo. Puede no ajustar adecuadamente la actitud de pitch, pudiendo disminuir el márgen hasta el valor crítico del límite geométrico. – Iniciar la recogida a demasiada altura. En caso de haberse iniciado la recogida a demasiada altura, puede darse una combinación de baja velocidad y larga duración de la recogida, como ambos factores llevan a un incremento de la actitud de pitch, se reduce el márgen de seguridad . – Alto régimen de descenso justo antes de alcanzar la altura de flare En caso de una velocidad vertical alta cerca del suelo, el piloto puede incrementar demasiado el régimen de pitch para evitar una toma de contacto dura. Esta acción puede incrementar de manera significativa la actitud de pitch, el incremento de sustentación puede no ser suficiente para reducir lo suficiente el régimen de descenso, por lo se puede dar una toma dura. Además el alto régimen de pitch puede dificultar el control después de la toma, en especial en caso de rebote en la pista. – Rebote en la toma de contacto En caso de rebotar en la pista en el momento de la toma de contacto, el piloto puede intentar incrementar la actitud de pitch para asegurar una segunda toma más suave. Si el rebote es resultado de una toma dura asociada a un régimen alto de pitch, es importante controlar la actitud de pitch de manera que ésta no vaya más allá del valor del ángulo crítico.



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Procedimientos para el aterrizaje Se recomienda una aproximación estabilizada, alcanzar la altura del flare a una velocidad IAS y con un ángulo de descenso apropiados, para ello son una gran ayuda el A/THR y el FPA. Se tiene que determinar la VAPP con las correcciones de viento correspondientes, utilizando cuando sea posible las funciones del FMGS. Se tiene que considerar, que cerca del suelo, la intensidad del viento tiende a disminuir, y la dirección del mismo a virar. Esta tendencia al cambio de dirección del viento es menor cuanto más alta es la latitud. Esto puede reducir la componente en cara del viento cerca del suelo. Se tienen que evitar régimenes de descenso elevados cerca del suelo, incluso en un intento de mantener el avión dentro de la senda de descenso requerida. Se debe dar más importancia a la actitud y al régimen de descenso. En caso de no ser posible una distancia de toma de contacto normal, se debe iniciar un Go Around. Con un decremento de 8 kts de la velocidad durante el flare, y con una trayectoria de descenso de -1° en el momento de la toma de contacto, la actitud de pitch aumenta aproximadamente en 4.5°. Durante el flare, la tripulación no tiene que concentrarse en la velocidad, debe concentrarse en la actitud, si es posible con referencias externas. La indicación de IAS puede estar influenciada por el error estático debido al efecto suelo. El PNF debe vigilar la actitud de pitch en el PFD y anunciar “ Pitch ” cuando la actitud sea superior a 10° para el A-319 / 320 ó 7.5° para el A-321. Después de la toma de contacto hay que bajar suavemente la rueda de morro, y estar preparados para compensar cualquier efecto de pitch up de los spoilers de tierra. La mayor parte del efecto de pitch up de los spoilers de tierra están ya compensados por las leyes de los mandos de vuelo.

Procedimientos en caso de rebote en la toma de contacto En caso de rebote, mantener la actitud de pitch y acabar el aterrizaje, manteniendo el empuje en idle. No permitir que aumente la actitud de pitch, en particular trás un aterrizaje duro con un alto régimen de pitch. En caso de un rebote alto, mantener la actitud de pitch e iniciar un Go Around. No intentar evitar un segundo contacto con el suelo durante el Go Around, en caso de ocurrir será suficientemente suave como para no dañar el avión si se mantiene la actitud de pitch. Sólo una vez se haya iniciado con seguridad el Go Around, se debe de retraer flaps / slats en un escalón y subir el tren de aterrizaje. No se debe intentar el aterrizaje inmediatamente después de un rebote alto, ya que puede ser necesario empuje para suavizar la nueva toma de contacto, y por lo tanto puede suceder que no se disponga de longitud de pista suficiente para parar el avión.



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UTILIZACIÓN DEL TIMÓN DE DIRECCIÓN Se deben seguir las recomendaciones siguientes para evitar exceder las cargas estructurales del timón de dirección y del estabilizador vertical.

El timón de dirección ha sido diseñado para el control del avión en las siguientes condiciones: a) En operación normal, para control lateral, especialmente: – Durante la carrera de despegue, en especial en condiciones de viento cruzado. – Durante la recogida en el aterrizaje con viento cruzado, para corregir la deriva. – Durante la carrera de aterrizaje. En esas fases del vuelo pueden ser necesarias acciones grandes y rápidas del timón de dirección para mantener el control del avión, y no hay ninguna limitación al aplicarlas hasta obtener la respuesta adecuada del avión. b) Para contrarrestar el empuje asimétrico. Se puede utilizar el recorrido completo del timón de dirección para compensar los momentos de guiñada debidos a un empuje asimétrico. Nota: A altas velocidades, con slats retraídos, el empuje asimétrico debido por ejemplo a un fallo de motor, tiene efectos pequeños sobre el control de guiñada del avión: la cantidad de timón de dirección que se requiere en estos casos para centrar el índice de resbalamiento es pequeña. c) En algunas condiciones anormales. El timón de dirección puede ser utilizado también en algunas condiciones anormales como: – Estar inoperativos los dos sistemas de YAW DAMPER, se puede utlizar el timón de dirección como se requiera para la coordinación de viraje y evitar el resbalamiento. – En caso de RUDDER TRIM desbocado, se puede utilizar el timón de dirección para devolver el RUDDER TRIM a la posición neutral. – En caso de aterrizaje con configuración anormal del tren de aterrizaje, el timón de dirección puede ser utilizado para el control direccional en tierra. En las anteriores condiciones normales o anormales, las acciones sobre el timón de dirección no afectarán a la integridad del avión. Nota: Recordar que en caso de fallo del sistema de RUDDER TRAVEL LIMITER el procedimiento anormal correspondiente manda actuar con precaución sobre el timón de profundidad a velocidades superiores a 160 kts.


Procedimientos y Tecnicas

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