Apuntes Cessna 340a 03.docx

El CESSNA 340A está aprobado para operaciones diurnas y nocturnas bajo condiciones VFR. Con el equipo opcional apropiado instalado, el avión es aprobado para operaciones diurnas y nocturnas en condiciones IFR. Este es un avión de categoría normal, las maniobras acrobáticas incluidas las barrenas, están prohibidas. El 340 es de 6 plazas incluida la tripulación, todo de metal, de plano bajo y presurizado. El fuselaje y empenaje son de construcción semimonocoque y son fabricados en aluminio convencional. El área de la cabina está sellada y estructuralmente reforzado para la presurización. El tren de aterrizaje retráctil es un diseño tipo triciclo. Entre los compartimentos de la cabina, la bodega de nariz y en los guardaequipajes de los planos, hay 53 pies cúbicos de espacio en el que puede ser acomodados un máximo de 930 libras. La mayoría de los 340A tienen un tanque de combustible instalado en los guardaequipajes de los planos y la bodega de nariz normalmente se ve comprometida por la aviónica. La presurización del 340A es relativamente fácil, se requiere sólo una rápida comprobación y ajuste para cada vuelo, el piloto simplemente marca más de 500 pies en la elevación del campo, antes del despegue y el aterrizaje y selecciona la altitud de cabina deseada en crucero en el ascenso inicial. El C-340A tiene un techo de servicio de 30.000 pies. Pero la mayoría de los propietarios operan en las proximidades de los 20000 pies, donde el avión puede alcanzar una velocidad verdadera entre 190 y 205 nudos con un consumo alrededor de 30 galones por hora a una potencia del 65% y 200 a 217 nudos con 32 a 34 GPH de consumo usando un 75% de potencia. La rata de ascenso al nivel del mar es aproximadamente 1650 FPM, pero al ascender el rendimiento disminuye, por encima de 20.000 pies habrá una reducción en la rata de ascenso de 300 a 400 pies por minuto. El C-340A puede lograr una rata de ascenso con un solo motor de 315 FPM. En su clase, el 340 es mejor en ascenso solamente por su más ligera línea central de empuje estable y su presurización. Su velocidad mínima de control con un solo motor es de 82 nudos, la velocidad de pérdida son 79 nudos limpio, y 71 nudos en configuración de aterrizaje. El Cessna 340 es propulsado por: 2 Motores turbo cargados Teledyne Continental TSIO-520-N cada uno de 6 cilindros, e inyección de combustible con provisión para la presurización de la cabina. 310 BHP caballos de potencia a 2700 RPM y 38 pulgadas Hg de presión manifold. Los motores son rotatorios. Techo máximo de operación bimotor con equipo de oxigeno 30.000 pies. Sin equipo de oxigeno 23.500 pies. Con un solo motor 15.800 pies. La máxima presión manifold es de 38’’ medida en pulgadas de mercurio. Superficie alar……………………………………… 17.1 m²

POWER PLANT INSTRUMENT MARKINGS

INDICADOR DE PRESION MANIFOLD Operación normal 17.0 a 31.5 pulgadas de HG Funcionamiento normal condicional 31.5 a 34.0 pulgadas de HG estrecho Máximo 38.0 pulgadas de HG TACOMETRO DEL MOTOR Operación normal Máximo

2100 a 2450 RPM 2700 RPM

TEMPERATURA DE CABEZA DE CILINDRO (CHT) Operación normal 200° a 460°F Máximo 460°F INDICADOR DE FLUJO DE COMBUSTIBLE Operación mínima 0 Lbs/h Operación normal 10.0 a 185.0 Lbs/h Operación máxima 190.0 Lbs/h

Radial rojo

Arco verde Línea roja

Arco verde Radial rojo

Radial rojo Arco verde Radial rojo

PRESION DE COMBUSTIBLE Mínima 3.0 PSI Normal 3.5 a 20.8 PSI Máxima 21.7 PSI PRESION DE ACEITE Operación mínima Operación normal Máximo

10 Psi 30 a 60 Psi 100 Psi

TEMPERATURA DE ACEITE Operación normal Máximo

75°F a 240°F Arco verde 240°F Radial rojo

SISTEMA DE VACIO Rango de operación normal

4.75 a 5.25 pulgadas de HG

LÍMITE DE PRESURIZACIÓN DE LA CABINA Máximo 4.2 Psi Normal 0.0 a 4.2 Psi

Arco verde Arco verde

Radial rojo Arco verde Radial rojo

SISTEMA DE COMBUSTIBLE El combustible utilizable es AVGAS 100-130 color verde. El sistema de combustible, consta de dos tanques principales, dos tanques auxiliares opcionales, dos tanques de guardaequipaje de plano opcionales, selectoras de combustible para la selección de principal, auxiliar o alimentación cruzada y otros componentes necesarios para completar el sistema. Los tanques principales son integrales y están sellados, son de aluminio y están montados en cada punta del plano, su capacidad total es de 102 galones americanos (51 galones americanos por plano), 100 galones utilizables (50 galUS por plano). Cada tanque contiene una bomba de combustible auxiliar y una bomba de transferencia. Los tanques auxiliares opcionales están disponibles en dos tamaños, 2 tanques con capacidad total para 41 galUS (40 utilizables) y otros 2 con capacidad total para 23 galUS (utilizables) para un total de 64 galUS, 32 galUS por plano (63 galones americanos utilizables, 31,5 por plano). Estos tanques son tipo bladder, situados entre los largueros del plano, proporcionan un suministro de combustible al motor durante las operaciones de crucero. Un tanque de combustible opcional está disponible para su instalación en la parte delantera de cada portaequipaje del plano. Estos tanques son tipo bladder que suplen la cantidad de combustible del tanque principal y su capacidad es de 40 galUS (utilizables). La capacidad utilizable total del C-340 con esta configuración de tanques es de 203 galones americanos, (101.5 galUS por plano). Dos selectoras de combustible, uno para cada motor, se encuentran en el suelo entre los asientos del piloto y copiloto. Las selectoras permiten la selección de combustible principal, combustible auxiliar, alimentación cruzada y sin combustible (OFF). Las válvulas de drenaje rápido de combustible se encuentran en cada tanque de combustible, selectora de combustible y línea de alimentación cruzada. Además, hay un drenaje rápido en cada línea de transferencia de combustible en el tanque del portaequipaje del plano. El indicador de flujo de combustible, es un instrumento doble que indica el consumo de combustible aproximado de cada motor en libras por hora. El medidor tiene marcado varios porcentajes de potencia; despegue, ascenso y crucero. El indicador doble de cantidad de combustible, está calibrado en libras e indicará con precisión el peso del combustible contenido en los tanques. Las luces de advertencia de nivel bajo de combustible opcionales, proporcionan una advertencia cuando los tanques principales izquierdo y/o derecho contienen aproximadamente 60 libras de combustible. Cada motor está equipado con una bomba de combustible accionada mecánicamente que proporciona combustible a la unidad de regulación. Cada bomba contiene también un bypass que devuelve el exceso de combustible y el vapor a los tanques principales en todo momento. SISTEMA DE LUBRICACION Los motores Continental instalados en el avión tienen un cárter tipo húmedo. Además de proporcionar lubricación y de refrigeración para el motor, el aceite se utiliza para el control de la hélice, el accionamiento de la válvula de descarga del turbocompresor y para lubricar el turbocompresor. Capacidad total del cárter es de 12 cuartos por motor. La cantidad de rellenado total es de 13 cuartos por motor incluido un cuarto para el filtro de aceite. No se debe operar el motor con menos de 9 cuartos. Para minimizar la pérdida de aceite a través del respiradero, se debe llenar hasta el nivel de 10 cuartos para vuelos normales de menos de 3 horas,

para vuelos prolongados, llenar a capacidad total. La varilla de medición indica 1 cuarto más bajo que la cantidad real de aceite en el motor. SISTEMA ELECTRICO La energía eléctrica suministra 28 voltios, con polo negativo a tierra, y sistema de corriente directa alimentada por un alternador en cada motor. El sistema eléctrico tiene circuitos independientes para cada lado con cada alternador que tiene su propio regulador y relevo de protección contra sobrevoltajes. Una batería de 24 voltios se encuentra en el plano izquierdo, justo por fuera de la barquilla del motor. La detección inmediata de bajo voltaje del sistema es proporcionada por una luz LOW VOLT en el panel anunciador. La luz se iluminará cuando la corriente de la barra del avión disminuye por debajo de aproximadamente 25 voltios. Los interruptores de la batería y los alternadores están separados, sirven como un medio de comprobación para un circuito de alternador en mal funcionamiento y también permitir que este circuito se ponga OFF. Un voltiamperimetro, situado en el panel de interruptores y circuit breaker se proporciona para monitorear la salida de corriente del alternador, la carga de la batería o la rata de descarga y el voltaje de la barra, un interruptor selector, etiquetado L ALT, R ALT, BATT, y VOLTS se encuentra por debajo de la voltiamperimetro. Todos los sistemas eléctricos en el avión están protegidos por interruptores de circuito tipo push-toreset o interruptores manuales, en caso de ocurrir una sobrecarga en cualquier circuito. Un receptáculo de alimentación externa opcional puede ser instalado en la barquilla del plano izquierdo. El receptáculo acepta un enchufe una planta externa estándar de tipo AN. El ajuste del voltaje de la planta externa debe ser de 28 voltios. El avión está equipado con luces de navegación, luces de aterrizaje retráctil (la luz adecuada es opcional), una luz de taxi opcional, dos luces anticolisión, luces estroboscópicas opcionales, y una luz opcional de deshielo en el plano. El avión también está equipado con iluminación para las áreas de equipaje, puerta de cabina, controles e indicadores de la cabina, iluminación externa del fuselaje y luces la cabina. El interruptor de iluminación del panel principal tiene que posicionar en OFF durante las operaciones de diurnas para asegurar una iluminación adecuada del indicador de posición de las luces del tren de aterrizaje, también existen luces de lectura individual en la cabina para cada asiento de los pasajeros. HELICES Hélices McCauley 0850334-24 de 3 palas. Velocidad contante, perfilamiento completo, no reversibles y, controladas por un gobernador instalado en cada motor. Cada hélice utiliza presión del aceite, resortes y contrapesas para obtener paso correcto o adecuado dependiendo el ajuste de potencia del motor. La presión de aceite del gobernador de la hélice impulsa las hélices hacia paso bajo (aumentando RPM), mientras que los resortes y contrapesas impulsan las palas hacia paso alto (disminuyendo RPM). La fuente de presión de aceite para el funcionamiento de la hélice es suministrada por el sistema de aceite del motor, reforzando la presión por la bomba del gobernador y es suministrada al núcleo de la hélice a través del reborde del cigüeñal del motor. Para perfilar las palas de la hélice, las palancas de control de la hélice en el pedestal de control

deben ser colocados en la posición de feather. El desperfilamiento de la hélice se lleva a cabo mediante la colocación de las palancas de control de la hélice a la posición de incremento de RPM. El sistema opcional de desperfilamiento utiliza aire del acumulador y aceite para forzar la hélice a salir de embanderamiento y llevarlas a la condición de paso bajo. Ángulos de la hélice medidos en la estación 30. Paso bajo 14.9° ± 0.2° Paso alto (Perfilada) 81.2° ± 0.3°

+81.2° ± 0.3° _______________ALFA_______________ +14.9° ± 0.2° SISTEMA PITOT-ESTATICO El sistema estándar de presión de Pitot, consiste en un tubo Pitot calentado eléctricamente, montado en la parte delantera del lado izquierdo del fuselaje, tuberías adecuadas y un indicador de velocidad aerodinámica. Cuando se instalan los instrumentos opcionales del copiloto, se utiliza un segundo sistema pitot. Esta segunda toma de Pitot se encuentra en la parte delantera del lado derecho del fuselaje y está conectado al indicador de velocidad del copiloto. La presión estática para el velocímetro, altímetro e indicador de velocidad vertical del piloto, se obtiene mediante una fuente estática externa normal ubicada en la parte de atrás de la puerta principal de la cabina o de ser necesario de una fuente alterna de estática interna ubicada en el compartimiento de la nariz, si la fallara la fuente externa. El selector de fuente estática, está instalado debajo de la palanca del freno de parqueo. Una válvula de drenaje está ubicada junto a los pedales del timón justo detrás del panel de la pared lateral. SISTEMA DE VACIO Un sistema de succión, está instalado para proporcionar una fuente de vacío para los instrumentos de este tipo en el avión. El sistema consta de una bomba de vacío en cada motor del avión accionada por cada uno de estos, una válvula de alivio de presión para cada bomba, un colector de vacío común, filtro de aire de vacío, manómetro de succión e instrumentos giroscópicos. LLANTAS La presión de los neumáticos se debe mantener a 60 PSI para los de las ruedas del tren principal y 40 PSI para el de la rueda del tren de nariz. INSTRUMENTOS DE VUELO Los instrumentos básicos de vuelo en el avión, constan de los velocímetros, altímetros e indicadores de velocidad vertical, los eléctricos son los coordinadores de viraje y los de vacío son los horizontes artificiales y los giróscopos direccionales. SISTEMA DE AIRE DE LA CABINA El sistema de aire de la cabina ofrece calefacción a la cabina, ventilación y de descongelamiento. El sistema consta de una entrada de aire en la nariz, un ventilador en la cabina, un calentador de

gasolina tipo combustión, una perilla de calefacción de aire de la presurización y salidas de calefacción en la cabina. Dos salidas de calor se encuentran en la base del parabrisas para propósitos de descongelamiento. Un conducto de salida se encuentra a cada lado de atrás de la cabina y dos se encuentran en el mamparo delantero de presión. Una luz de advertencia ámbar de sobrecalentamiento en el panel anunciador está marcada HEATER OVHT. Cuando se ilumina, la luz indica que el interruptor del calentador de sobretemperatura ha sido accionado y que la temperatura de aire en el calentador ha superado 163°C (325°F). SISTEMA DE PRESURIZACION El sistema de presurización estándar, prevé presurización de la cabina a altitudes superiores a 8.000 pies. La altitud de la cabina es mantenida a 8.000 pies en todas las altitudes de avión entre 8.000 y 20.100 pies. De 20.100 pies hasta el techo operativo de 30.000 pies, diferencial de 4.2 PSI se mantiene entre la cabina y la atmósfera. Hasta llegar a 8000 pies, la rata de ascenso de la cabina, será igual a la rata de ascenso del avión. A 8000 pies, la rata de ascenso de la cabina se reducirá a cero cuando la presurización comienza. La rata de ascenso de la cabina se mantendrá aproximadamente en esta indicación hasta que el avión haya alcanzado una altitud de 20.100 pies. Por encima de esta altitud, la altitud de la cabina comenzará nuevamente a subir cuando el avión asciende, pero a un ritmo menor que la rata de ascenso del avión a causa de la diferencia entre la densidad de aire ambiente y la densidad de aire de la cabina. La altitud de la cabina alcanza aproximadamente 10.000 pies a una altitud de 23.500 pies del avión; en este momento la luz de advertencia de altitud se enciende, lo que indica la necesidad de oxígeno. La presión diferencial de cabina de 4,2 PSI está limitada por la válvula reguladora de presión, situada en la parte trasera de la cabina. Esta válvula permite salir el aire automáticamente de la cabina para mantener la presión deseada. Si la válvula de regulación falla en la posición cerrada, una válvula de descarga, también situada en la parte trasera de la cabina, funciona como una válvula de seguridad para regular la presión diferencial máxima de la cabina en 4,5 PSI. El avión no puede ser presurizado en tierra porque el interruptor de seguridad del tren de aterrizaje está interconectado con el circuito de la válvula de descarga que está en la parte trasera en la cabina. La cabina deberá estar despresurizada durante: Despegues, aterrizajes, en vuelo cuando ambos motores están operando con calentador de aire y todas las operaciones en tierra SISTEMA DE OXIGENO El sistema de oxígeno ofrece un servicio individual para el piloto, el copiloto y cada pasajero. El suministro de oxígeno se almacena en una botella de 11.0 o 76.0 pies cúbicos ubicada en el compartimento de la nariz. Los conductos de la cabina, incluyendo puntos de salida para cada ocupante son estándar con cada avión y variará con la configuración de asientos del avión determinado. El control de oxígeno, el manómetro, la botella, el regulador y conductos del compartimiento de nariz son opcionales. Si el botón de control de oxígeno se mantiene en una posición intermedia entre ON y OFF, puede permitir que el oxígeno se escape a baja presión a través del regulador en el compartimiento de nariz del avión.

PANEL ANUNCIADOR El panel anunciador, se encuentra en el lado izquierdo del panel de instrumentos del piloto. El panel anuncia continuamente ítems de interés para el piloto en el color correspondiente de rojo, ámbar, verde o blanco. No se provee la capacidad de graduación de las luces de señalización. Cuando existe una situación peligrosa, que requiere medidas correctivas inmediatas, se encenderá una luz roja de advertencia. Cuando existe una condición inminente posiblemente peligrosa, que requieren atención, pero no necesariamente acción inmediata, se encenderá una luz ámbar y una luz blanca o verde se iluminará para indicar una configuración normal o segura, condición de funcionamiento, operación de equipos esenciales o para atraer la atención y difundir información para propósitos de acción de rutina. A la derecha del panel anunciador es provisto un botón press-to-test. Cuando se presiona el botón, todas las luces del panel anunciador, posición del tren de aterrizaje y luces de desaseguramiento, luz de sincronización de hélice, luces de radiobaliza y luces indicadoras de tanque de combustible auxiliar serán probadas y deben iluminarse.

LOW VOLT

DOOR WARN

L ALT OUT

R ALT OUT

CABIN ALT

HEATER OVHT

L FUEL LOW

R FUEL LOW

L TRANS

R TRANS

AC FAIL

BACKCOURSE

SPARE

SURF DE ICE

T & B TEST

A COND HYD

COURTESY LT

INTERCOMM

1 La luz roja LOW VOLT informa que el voltaje de la barra avión tiene menos de 25 voltios. 2 La luz ámbar del L ALT OUT informa que el alternador izquierdo no está generando. 3 La luz ámbar CABIN ALT informa que la altitud de cabina está por encima de 10.000 pies. 4 La luz ámbar L FUEL LOW informa que quedan aproximadamente 60 libras de combustible en el tanque principal izquierdo.

5 La luz ámbar L TRANS indica que la transferencia del combustible del tanque del guardaequipaje izquierdo opcional al tanque principal de ese lado, está completa. 6 La luz ámbar AC FAIL informa se ha producido pérdida de alimentación de AC. 7 La luz blanca SPARE está reservada para los equipos adicionales. 8 La luz de prueba verde T & B TEST sólo se ilumina cuando es oprimido el botón de prueba y llega corriente al circuito eléctrico turn-and-bank. 9 La luz blanca COURTESY LT informa que la luz del compartimiento superior del techo y las luces de la puerta entrada principal de la cabina están iluminadas. 10 La luz roja de advertencia DOOR WARM informa que la puerta principal de la cabina no está asegurada para el vuelo. 11 La luz ámbar R ALT OUT informa que el alternador derecho no está generando. 12 La luz ámbar HEATER OVHT del calentador informa que este ha alcanzado una temperatura anormal y se ha desenergizado automáticamente. Una vez que esta luz se ilumina, el calentador no puede ser operado hasta que el reinicio del dispositivo de seguridad haya sido completado. 13 La luz ámbar R FUEL LOW informa que quedan aproximadamente 60 libras de combustible en el tanque principal derecho. 14 La luz ámbar R TRANS indica que la transferencia del combustible del tanque del guardaequipaje derecho opcional al tanque principal de ese lado, está completa. 15 La luz ámbar BACKCOURSE informa que el equipo de navegación opcional está programado para una aproximación de curso posterior. 16 La luz verde SURF DE ICE informa que las botas de deshielo opcionales de la cola han alcanzado la presión de inflado completo. 17 La luz verde A COND HYD es de la presión hidráulica del aire acondicionado e informa que el compresor de aire acondicionado opcional está en funcionamiento. 18 La luz blanca INTERCOMM informa que es presionado el interruptor del micrófono opcional en la cabina de vuelo o en el compartimiento de pasajeros y la comunicación es posible. AIRSPEEDS FOR SAFE OPERATION Never Exceed speed Maximum Structural Cruising Speed Design Maneuvering Speed Maximum Flaps Extended Speed 15° Maximum Flaps Extended Speed 45° Maximum Gear Extended Speed Maximum Landing Gear Operation Speed - Extend Maximum Landing Gear Operation Speed - Retract Air Minimum Control Speed Velocity stall Velocity stall 0 Demonstrated Crosswind Velocity Velocity rotation

Vne Vno Va Vfe 15° Vfe 45° Vle Vlo Vlo Vmca Vs Vs0 Vwind Vr

234 200 155 160 142 140 140 140 82 83 71 23 86

Best Rate of Climb Speed 0° Flaps Best Angle of Climb Speed 0° Flaps Lift-off Speed Final Approach Speed Best Single engine rate of climb speed Best Single engine angle of climb speed Velocidad recomendada segura con un motor Velocidad de transición para aterrizaje frustrado

Vy Vx Vlof Vapp Vyse Vxse

108 86 91 94 100 95 91 84

AIRSPEED INDICATOR MARKINGS Arco verde (Rango de operación normal) Arco amarillo (Rango de precaución – Viento calma) Arco blanco (Rango para operación de flaps 45°) Línea roja radial (Nunca exceder) Línea roja radial (Velocidad mínima de control) Línea azul radial (Mejor rata de ascenso – con un solo motor) LIMITES FACTOR DE CARGA EN VUELO Tren de aterrizaje arriba, flaps 0° Tren de aterrizaje abajo, flaps 45°

I I I

83 a 200 200 a 234 71 a 142 VNE 234 VMCA 82 VYSE 100

KIAS KIAS KIAS KIAS KIAS KIAS

+3.6G a -1.44G +2.0G

PESOS MAXIMOS Peso máximo en rampa…………………………………………………………..6025 LBS (2738 KGS) Peso máximo para despegue y aterrizaje…………………………………..….5990 LBS (2722 KGS) Máximo peso cero combustible…………………………………….……….…..5630 LBS (2559 KGS) Peso vacío estándar……………………………………………….………....…..3868 LBS (1758 KGS) Máxima carga útil………………………………………………………………....2122 LBS (964 KGS) BODEGAS DE CARGA Bodegas izquierda y derecha en los planos………………………………..….120 LBS (54 KGS) C/U - Si está instalado el tanque opcional en la bodega………………..............…40 LBS (18 KGS) C/U Bodega delantera………………………………..……………………………..…350 LBS (159 KGS) - Menos equipo opcional instalado Bodega trasera……………………………………………………………………340 LBS (154 KGS) ________________________________________________________________________________ 

GROUND ROLL: I. La distancia recorrida de un avión desde la zona de contacto hasta cualquier de abandono de pista o de parada en la pista durante el aterrizaje. II. Durante el despegue, la distancia que un avión recorre después de aplicar potencia de despegue hasta el despegue. 

Para obtener un promedio de consumo de combustible de un motor a gasolina AVGAS 100130, dividimos el 20% del caballaje del motor entre 3.78. Ej: 310 B.H.P. × 20% = 62 62 ÷ 3.78 = 16.4 16.4 galones es el consumo promedio de un motor de 310 B.H.P.

LONGITUD ENVERGADURA ALTURA TROCHA D. TREN DELANTERO Y TRASERO DIAMETRO HELICES

1046.48 Cm 1160.78 Cm 383.54 Cm 393.70 Cm 311.70 Cm 207.14 Cm