AW139

El sistema de distribución está compuesto por: Bomba de refuerzo y colector selector de combustible. Líneas de alimentación. Válvula de alimentación cruzada. Todas las anteriores.

El panel de control de combustible ofrece las siguientes funciones: Bomba 1 y 2, sonda primaria suministro eléctrico, válvula retención 1 y 2. Válvula retención 1 y 2, válvula de cierre de indicadores, sensor de bajo nivel, suministro eléctrico. Bomba 1 y 2, válvula de retención 1 y 2, válvula de cierre de indicadores, switch xfeed. Switch xfeed, bomba 1 y 2, válvula de retención 1 y 2, transducer de presión izquierdo.

El sistema de almacenamiento se compone de: Un estanque principal. Un estanque principal y dos auxiliares. Dos estanques principales, izquierdo y derecho. Tres estanques principales y uno auxiliar.

¿Dónde se encuentran ubicados los estanques de combustible?. En el lado trasero de la cabina, entre el piso del compartimiento del motor y la parte inferior del helicóptero. En el lado trasero de la cabina, sobre el compartimiento de bodega. En la parte más baja del helicóptero a la altura del compartimiento de pilotos del helicóptero. Ninguna de las anteriores.

Para asegurar una igualación de presión entre los tanques, cada tanque está provisto con: Con dos válvulas de corte y registro eléctrico. Con una tubería de ventilación en la parte inferior, encaminada hacia el lado opuesto. Con una tubería de ventilación en la parte superior, encaminada hacia el lado opuesto. Ninguna de las anteriores.

El tanque de combustible provee en forma individual el abastecimiento de combustible bajo los: Bajo los 328 Kg. Bajo los 248 Kg. Bajo los 228 Kg. Ninguna de las anteriores.

Las bombas de refuerzo Booster, incluyen: Un cartucho que puede ser sustituido sin drenar el tanque de combustible. Un cartucho que no puede ser sustituido sin drenar el tanque de combustible. Un cartucho de fácil remoción drenando todo el estanque. Todas las anteriores.

¿Dónde está ubicado el pulsador de control de prueba de combustible?. En el panel de sobre cabezas del helicóptero. En el bastón colectivo del helicóptero. En el bastón cíclico del helicóptero. En el panel de control de prueba, en la consola del helicóptero.

La duración del ensayo de prueba de combustible TEST tiene lugar en el PFD y es de un tiempo aproximado de: Ocho segundos. Seis segundos. Cuatro segundos. Ninguna de las anteriores.

El sistema de indicación de combustible se compone de: Sonda primaria, sonda secundaria, sensor bajo nivel, fuselaje central, transductor de presión. Sonda de cantidad primaria, sonda de cantidad secundaria, sensor bajo nivel, unidad de control de combustible, conmutador de presión, transductor de presión. Fuselaje central, transductor de presión, conmutador de presión, sensor bajo nivel, sondas primarias y secundarias. Solo A y C.

La señal 1 (2) FUEL LOW, en el MFD, corresponde a: Sensor de bajo nivel bajo está fallando. Bomba de combustible boost pump bajo 06 bar. Nivel de combustible en el tanque respectivo es bajo 92 kg. Solo A y C.

La señal 1 (2) FUEL PROBE, en MFD, corresponde a: Canal derecho o izquierdo FCU ha fracasado. Canal derecho o izquierdo no pasa la prueba Bit. Sonda Principal o Secundaria respectiva esta defectuosa. Todas las anteriores.

Cuándo la indicación 1(2) HYD MIN, aparece en el PFD, significa: Cuando no mantengo fluido hidráulico en ambos PCM. El nivel de fluido hidráulico es de 50%. Cuando el nivel de fluido en el PCM 1 o 2, es bajo el 22%. Ninguna de las anteriores.

El sistema de energía hidráulica está compuesto por: Cuatro sistemas independientes. Tres sistemas independientes uno del otro. Un sistema hidráulico para funcionamiento normal del helicóptero. Dos sistemas hidráulicos independientes.

La bomba hidráulica eléctrica es operada por el piloto sólo: Para una verificación previa al vuelo en tierra. Para verificar los servos actuadores de vuelo. Uso de la bomba solo durante un tiempo limitado. Todas las anteriores.

El sistema hidráulico PCM 2 trabaja con: Las bombas hidráulicas 2 y 4. Las bombas hidráulicas 3 y 2. Las bombas hidráulicas 4 y 3. Todas las anteriores.

¿Qué ocurre cuándo el sistema hidráulico número 2 mantiene su fluido a un 28%?. Todos los sistemas trabajan normalmente. Se corta el sistema normal del tren de aterrizaje. Se corta la válvula TRSOV, del Rotor de Cola. Ninguna de las anteriores.

¿ Qué ocurre cuándo el sistema hidráulico número 2, mantiene su fluido al 22%?. Se corta el flujo hidráulico a los servos del rotor principal. Se corta el paso de presión hidráulica al servo rotor de cola y tren de aterrizaje normal. Se corta la presión hidráulica al sistema normal del tren de aterrizaje. Todas las anteriores.

La señal 2 HYD OIL PRESS, aparece: Cuando la presión hidráulica en el sistema nro. 2, es bajo 163 bar. Cuando la presión hidráulica en el sistema esta correcta. Cuando la presión hidráulica en el sistema nro. 1 está bajo. Ninguna de las anteriores.

La indicación HYD UTIL PRESS, aparece cuando: La bomba nro. 4 sufre una caída de presión. La presión de los servos esta sobre 207 bar. La presión en el sistema utilitario, es bajo 163 bar. Ninguna de las anteriores.

¿Cuándo aparece en el sistema la indicación 1(2) HYD OIL TEMP?. Cuando la temperatura en el sistema nro. 1 o 2, es bajo los 100 °C. Cuando los sistemas están trabajando normalmente. Cuando la temperatura en el sistema nro. 1 o 2, es sobre los 134 °C. Ninguna de las anteriores.

El circuito del sistema hidráulico del tren de aterrizaje, su presión normal de funcionamiento es: Sobre los 300 bar. Es de 207 bar. Es igual a 97 bar. Solo B y C.

¿Cuándo ambos sistemas hidráulicos 1 y 2, están funcionando al 100%?. Bomba 2 y 4, presurizan el sistema 2. Tren de aterrizaje esta presurizado a 207 bar. Los controles de vuelo están abiertos presurizados a 207 bar. Todas las anteriores son correctas.

En el sistema de controles de vuelo, el control es transmitido por medio de uniones mecánicas que conectan con la entrada de los controles manuales con: Control colectivo, control cíclico, pedales. AFCS (sistema control de vuelo automático). Control colectivo, control cíclico, pedales y AFCS (sistema control de vuelo automático). Ninguna de las anteriores.

El sistema de control del rotor principal incluye el control colectivo y control cíclico para: Los dos sistemas se mezclan para el control de la altitud y actitud de la aeronave. Controlar el ángulo de pitch de la aeronave. Cambiar el ángulo de paso de las palas del rotor principal. Todas las anteriores.

Hay tres servo actuadores en el rotor principal, los cuales son: Servo actuadores simples, left, right y forward. Actuadores lineales dobles, left, right y forward. Servo actuadores dobles, left, right y forward, conectados a los sistemas hidráulicos nº 1 y nº 2, que son completamente separados dentro del actuador. Ninguna de las anteriores.

El servo actuador del rotor de cola es: Servo actuador doble. Diseñado para operar en forma normal con los dos sistemas hidráulicos. El servo actuador es completamente separado internamente. Todas las anteriores.

La mixing control es una varilla metálica convencional y del tipo bellcrank y el control consiste de : Una mixing unit de aluminio que combina las salidas de los controles cíclico y colectivo, a los tres servo actuadores del rotor principal. Una mixing unit de aluminio que combina las entradas desde los pedales, a los tres servo actuadores. Una mixing unit de aluminio que combina las entradas de control cíclico y colectivo, al servo actuador del rotor de cola. Ninguna de las anteriores.

El control pitch del rotor de cola consiste de: Un conjunto de pedales duales piloto y copiloto que hacen una salida común al servo actuador del rotor de cola. Un conjunto pedal de yaw montado en la parte superior de un tubo vertical. El pivote individual en el pedal conectado al pedal de freno al cilindro maestro del líquido hidráulico para asegurar control dual. Sólo a y b son correctas.

Los servo actuadores del rotor principal están interconectados con: Transmisión principal, controles rotatorios del rotor principal, unidad de aviónica modular (MAU). Controles de vuelo del rotor principal, PCM 1, controles rotatorios del rotor de cola. Transmisión principal, controles rotatorios del rotor principal, PCM 2, controles de vuelo del rotor principal. Transmisión principal, controles rotatorios del rotor principal, PCM 1 y PCM 2, controles de vuelo del rotor principal, unidad de aviónica modular (MAU).

El servo actuador del rotor de cola esta interconectado con: Caja engranaje rotor de cola, tail rotors control. PCM 1, unidad modular de aviónica (MAU). PCM 1 y PCM 2 (a través de la TRSOV), controles de vuelo del rotor de cola, unidad modular de aviónica (MAU). Sólo a y c son correctas.

¿Qué dispositivo provee la indicación de caution 1 (2) servo en el MFD?. Puerto de la válvula del servo. Válvula de alta presión. Un microswitch instalado en la distribución de flujo. Ninguna de las anteriores.

El sistema controles de vuelo nos permite controlar la actitud, altitud y dirección de la aeronave en las diferentes condiciones de vuelo, para ello este sistema incluye: Tres servo actuadores dobles ubicados en la transmisión principal. Control colectivo, control cíclico y pedales. Sistema controles rotor principal, sistema controles rotor de cola y sistema de indicación de vuelo del rotor. Ninguna de las anteriores.

¿Cuántas etapas tiene el compresor?. Una etapa axial más un impulsor centrifugo. Dos impulsores centrifugo más dos etapas axiales. Cuatro etapas axiales más un impulsor centrifugo. Tres etapas centrífuga más una etapa axial.

¿Cómo funciona la válvula bleed del compresor?. Neumáticamente y controlada electrónicamente. Neumáticamente. Electrónicamente. Mecánicamente.

¿Qué tipo de estanque de aceite tiene el motor?. Uno externo para ambos motores. Cada motor tiene un estanque integral. Dos estanques externos uno para cada motor. Uno integral y uno externo.

¿Cómo opera el sistema de enfriamiento del aceite del motor?. Con el combustible frio para enfriar el aceite (oil cooler fcoc). Un radiador y un fan. Dos radiadores y dos fan. Por aire impacto.

¿Cuántos chip detector tiene el motor?. Dos chip detector por motor. Un chip detector por motor. No tiene chip detector. Uno en la parte frontal y otro en la parte trasera.

¿Cuál es la forma correcta para verificar la cantidad de aceite del motor?. Antes de cada vuelo. No se verifica el nivel de aceite en estos motores. Dentro de los 10 minutos posteriores al apagado del motor. Después de 30 minutos posterior al apagado del motor.

¿Cuáles son los rangos de temperatura del aceite en condiciones normales?. 40 a 60 °C. 74 a 80 °C. 80 a 100 °C. 100 a 140 °C.

¿Cuántos inyectores (nozzles) tiene cada motor?. 01 nozzle por motor. 7 nozzles por motor. 14 nozzles por motor. 02 nozzles por motor.

¿Cuántas veces puede el piloto utilizar chip burner?. Tres veces. Una vez. Todas las veces que sea requerido. Seis veces.

¿Cuántos ignitor (bujías) tiene el motor?. Una por motor. Dos por motor. Cuatro por motor. Siete por motor.

La power plant del helicóptero AW 139 está compuesto de lo siguiente: Motores PT6C-67 y sistema de detección de incendio. Sistema de combustible, sistema de aceite y sistema de extinción de incendio. Motores PT6-67C, sistema de detección y extinción de incendio. Ninguna de las anteriores.

El sistema de extinción y detección de incendio, opera con 28 VDC, el cual es: Un alambre detector contínuo instalado en las zonas de incendio del power plant. El ruteado del cable permite cubrir todas las aéreas criticas tal como áreas de salida de ventilaciones, cámara de combustión, sección de escape, suministro de combustible, etc. El sistema de supresión de incendio, requerido para las dos bahías del motor, consiste de una válvula de flujo diferencial. La descarga del contenido de una botella puede ser en una bahia del motor y si es requerido se permite subsecuencialmente descargar la otra botella en la misma bahía del motor operada por los pilotos. Todas las anteriores.

El drive sistem consiste en la transmisión principal y sistema conducción al rotor de cola, para ello: La transmisión principal está montado a la cabina principal por medio de 5 pernos. Un dispositivo anti-torque y dos motores PT6C-67C. Éste provee puntos de adhesión para el freno de rotor actuado hidráulicamente. Sólo b y c son correctas.

El sistema hidráulico de freno de las ruedas es: Sistema de freno que opera con el sistema hidráulico número 1, operado y controlado por el piloto y copiloto. Sistema de freno que opera con el sistema hidráulico número 2, operado y controlado por el piloto y copiloto. El sistema de freno de las ruedas usa un sistema hidráulico separado, operado y controlado por el piloto o copiloto. Todas las anteriores.

El sistema de conducción del rotor de cola consiste en: Dos ejes conducidos por la transmisión principal y una caja intermedia. Un eje conducido por la transmisión principal, una caja de engranajes del rotor de cola. Tres ejes conducidos por la transmisión principal, una caja intermedia y una caja de engranajes del rotor de cola. Ninguna de las anteriores.

El sistema de indicación de cantidad de combustible consiste en: Bomba de combustible, probetas de combustible. Sensor de bajo nivel de combustible, bombas de combustible, unidad computarizada de combustible. Cuatro probetas de capacitancia, unidad computarizada de combustible, sensor de bajo nivel de combustible para cada tanque. Válvula shut-off, cuatro probetas de capacitancia, sensor de bajo nivel de combustible, para cada tanque, unidad computarizada de combustible.

El sistema hidráulico comprende dos circuitos separados independientes y redudandantes (circuito 1 y circuito 2) cada uno suministrado por las bombas hidráulicas, para ello está provisto por: Cuatro bobas eléctricas conducidas por la transmisión principal que suministran potencia hidráulica a los sistemas 1 y 2. Dos bombas hidráulicas correspondientes al sistema número 1, y 2 bombas hidráulicas correspondientes al sistema número 2, todas ellas conducidas por la transmisión principal. Bomba hidráulica nro. 1 que suministra potencia hidráulica al circuito nro. 1 y bomba eléctrica nro. 3 (sólo para chequeo funcional de pre-vuelo) y bomba nro. 2 y 4 para el circuito nro. 2. Ninguna de las anteriores.

Para la potencia eléctrica contamos con dos baterías, las cuales son: Dos baterías de 40 y 13 AH que proveen una fuente back-up de emergencia DC de potencia en evento en que ambos generadores fallen. Una batería de 13 AH usada para proveer potencia al generador de partida. La batería principal de 40 AH provee potencia al generador de partida, mientras la batería auxiliar 13 AH soporta las cargas de la ESSENTIAL BUS durante la secuencia de partida. Sólo a y c son correctas.

Las palas der rotor principal se componen de: Dos vigas principales, pala estructura mitad de acero mitad de fibra de vidrio y punta parabólica, taps. Raíz, una viga de principal, EROSION SHIELD de acero, estructura completamente fibra de carbono, taps. Una viga principal, raíz, estructura completamente de composite, tip parabólico, EROSION SHIELD de acero y tabs. Ninguna de las anteriores.

Las funciones principales del panel de control del tren de aterrizaje son: Control de extensión y retracción normal del tren de aterrizaje. Control de extensión del tren de aterrizaje en emergencia y manilla de freno de mano. Indicación de posición del tren de aterrizaje e indicación y control del CENTER LOCK NOSE WELL. Todas las anteriores.

¿Qué amperaje poseen las baterías del AW139?. 12 amp. y 28 amp. 16 amp. y 60 amp. 13 amp. y 44 amp. 15 amp. y 70 amp.

¿Cuál es el objetivo de la batería auxiliar?. Alimentar la barra de energía auxiliar (AUX BUS). Alimentar el sistema de luces de emergencia auxiliar. Apoyar el arranque de la aeronave al alimentar “Batt BUS”, “Ess BUS” y “Main BUS”. Cargar la batería principal en caso que tenga bajo voltaje.

¿Cuánto es el tiempo mínimo que debe permanecer la batería auxiliar conectada, una vez desenergizada la aeronave?. 2 minutos. 5 minutos. 10 minutos. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es el voltaje máximo que permite la aeronave al conectar un External Power Unit (EPU/GPU). 29,1 Volts. 30,5 Volts. 28,5 Volts. 31,3 Volts.

El dispositivo “BUS TIE” se activa cuando: Siempre está conectada y funcionando, es autónoma y no esta asociada a ninguna acción del piloto. El switch de BUS TIE está en modo (normal/auto) y falla un generador, o el piloto lo coloca en la posición “ON”. Nunca se conecta a menos que el piloto la opere en la posición “Back Up” en el switch. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es el objetivo del “CIRCUIT BREAKER” ubicado en la compuerta del “EXTERNAL POWER UNIT” (EPU/GPU). Proteger el sistema de aviónica cuando el voltaje de entrada supera el máximo. En caso de falla de la batería principal en tierra, se puede levantar para que sólo se utilice la batería auxiliar. Al estar presionado permite cargar ambas baterías con el “external power unit”. Al estar presionado permite cargar sólo la batería auxiliar.

¿Cuántas barras de energía se observan en la página sinóptica de la aeronave?. 8. 5. 6. 9.

¿Cuál es la diferencia en los mensajes “EXTERNAL POWER ON” y “EXTERNAL POWER READY”. No existe ninguna diferencia, ambos mensaje sólo dependen de la serie de fabricación de la aeronave. Puede tener uno o el otro. El primero indica que el EPU está conectado y alimentando la aeronave y el segundo indica que el EPU está conectado pero no alimentando la aeronave (dependiendo de la posición del switch “EXT POWER”). El primero indica que el EPU está cargando la batería auxiliar y el segundo indica que la batería auxiliar ya está cargada. Ninguna de las anteriores.

¿De qué color es el mensaje “EXTERNAL POWER ON”. Ambar. Rojo. Blanco. Verde.

¿Qué componente tiene la función de permitir la alimentación de la “ESS BUS1” y la “MAIN BUS1” en caso de falla del generador 1?. Auxiliar Battery. Emergency Diode. Bus Tie. Ninguna de las anteriores.

¿Qué procedimiento debería seguirse después de una avería del módulo GPS?. Cambiar el módulo. No hay que seguir ningún procedimiento. Colocar el modulo en OFF. Ninguna de las anteriores.

¿Qué sucede en caso de avería de la MAU 1, si el rumbo del ADF se muestra tomando como referencia el indicador de rumbo?. Aparece falla en la MAU. Funciona normal. Adoptar procedimiento del manual de vuelo. Ninguna de las anteriores.

¿Cuándo opera el pitot?. Pitot OFF. Master ON. Pitot head ON. Ninguna de las anteriores.

¿A través de qué unidades la CDS muestra los datos de la aeronave a los pilotos?. DU 1, DU2, DU3 Y DU 4. DU1 Y DU 4. DU 2 Y DU 3. Ninguna de las anteriores.

¿Cuáles son los datos más importantes provistos por el CDS?. Altitud y velocidad. Comunicación y navegación, parámetros motor y aeronave. Sistema de traqueo y balance. Todas las anteriores.

¿De qué medidas es la DU?. Es una unidad provista de un panel plano a color 8” x 5”. Es una unidad provista de un panel plano a color de 7” x 5”. Es una unidad provista de un panel plano a color de 5” x 6”. Ninguna de las anteriores.

¿Qué indicaciones nos da el PFD?. ADI, HSI, velocidad, indicador de velocidad vertical, altitud, indicador de índice de potencia, altura de decisión y escala barométrica. Parámetros del motor, indicador triple RPM, indicaciones sistema eléctrico. Sistema hidráulico, sistema de combustible, warning, caution y advisories. Todas las anteriores.

¿Qué indicaciones nos da el MFD?. Parámetros de traqueo y balance de la aeronave. Parámetros del motor, indicador triple RPM, presión y Tº aceite motor 1 y 2, presión y Tº cajas engranaje, sistema eléctrico, sistema hidráulico, combustible, warning, caution and advisores. ADI, HSI, velocidad, indicador de velocidad vertical, altitud, indicador de índice de potencia, altura de decisión y escala barométrica. Todas las anteriores.

¿Qué nos indica el sistema de pantalla auxiliar, dónde está ubicada y cuándo se utiliza?. Nos proporciona los parámetros del motor y aeronave en caso de falla de la pantalla principal. Nos proporciona los warning, caution y advisores, en caso de falla de la pantalla principal. Nos proporciona distintas indicaciones básicas para la navegación, está ubicada en el panel frontal, delante al piloto, siendo utilizada en caso de falla de la pantalla principal. Ninguna de las anteriores.

¿Cuáles son las funciones de la pantalla auxiliar?. Velocidad aeronave, sensor luz ambiente, menú, presión barométrica, velocidad vertical, altitud aeronave, indicador de actitud y sensor del menú. Warning, caution and advisores. NG, ITT, TQ, presión y Tº de aceite del motor, indicaciones sistema eléctrico y combustible. Todas las anteriores.

¿Cómo puede ser seleccionado el formato compuesto?. Solamente en forma automática. Solamente en forma manual. En forma manual y automática. Ninguna de las anteriores.

¿Cómo se puede seleccionar la reversión manual del formato compuesto?. A través del panel de control reversionario (RCP). No se puede seleccionar, es automático. A través del switch MASTER CAUTION. Ninguna de las anteriores.

¿Cuándo se reinicia la operación automática del formato compuesto?. Cuando los selectores PLT o CPLT se vuelven en automático. Cuando los selectores PLT o CPLT vuelven a normal. Cuando los selectores PLT o CPLT están en MFD ONLY. Ninguna de las anteriores.

¿Qué indicaciones nos da el sistema en AMBER?. Warning, datos del FMS. Condiciones y rangos de operación normal. Condiciones de precaución y mensajes de datos inválidos. Todas las anteriores.

¿Qué indicaciones nos da el sistema en color red?. Condiciones de advertencias y mensajes sobre límites del sistema de instrumentos. Condiciones y rangos de operaciones normales. Condiciones de precaución y mensajes inválidos. Ninguna de las anteriores.

¿Qué indicaciones nos da el color magenta?. Escalas y símbolos de referencias. Selección de datos de orientación de vuelo y señales de plan de vuelo activo. Condiciones y rangos de operaciones normales. Ninguna de las anteriores.

¿Qué acompaña normalmente la caution LANDING GEAR?. HYD UTIL PRESS caution. EMER LDG PRESS caution. Un mensaje auditivo. Ninguna de las anteriores.

¿Qué sucederá en caso de pérdida de poder eléctrico con el tren de aterrizaje retraído?. El tren de aterrizaje permanece retraído. El tren de aterrizaje cae por su propio peso. La caution NOSE WHL UNLK se ilumina. Ninguna de las anteriores.

¿Cuándo el helicóptero esta sobre el suelo, con una extensión del tren de aterrizaje normal, cual es la condición de los actuadores?. El actuador de retracción (R/A) y el actuador de retracción parcial (P/R) están despresurizados. El R/A y P/R están presurizados. Solo los actuadores R/A están presurizados. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es la secuencia correcta de acciones cuando se aplica el parking brake?. Tirar y girar la palanca del parking brake y presionar el freno de pedales hasta que aparezca la caution PARK BRK PRESS. Tirar y girar la palanca del parking brake y presionar el freno de pedales hasta que aparezca el aviso PARK BRK ON. Tirar y girar la palanca del parking brake y presionar el freno de pedales hasta que desaparezca el aviso PARK BRK ON. Ninguna de las anteriores.

¿Cuándo la Hydraulic Utilities Shut-Off Valve (SOV) se encuentra cerrada?. Por el piloto llevando a CLOSE la Hydraulic Shut-Off Valve (SOV). Automáticamente en caso de baja presión. Cuando hay una fuga de aceite (automáticamente cuando hay una fuga de aceite). Ninguna de las anteriores.

Cuando se selecciona el switch de la Shut-Off Valve (SOV) 1 en CLOSE, ¿qué cautions se muestran?. 1 HYD PUMP, 1HYD OIL PRESS. 1 SERVO, 1HYD OIL PRESS, EMERG LDG PRESS. 1SERVO, 1HYD OIL PRESS. Ninguna de las anteriores.

Cuando se selecciona el switch de la Shut-Off Valve (SOV) 2 en CLOSE, ¿qué cautions se muestran?. HYD PUMP, 2 SERVO, 2HYDOIL PRESS. 2 HYD OIL PRESS, 2 SERVO, HYD UTIL PRESS. 2 SERVO, 2 HYD OIL PRESS. Ninguna de las anteriores.

En caso de falla de la bomba hidráulica 2, ¿qué cautions se muestran?. 2 HYD PUMP, 2 SERVO, 2HYD OIL PRESS. 2HYD PUMP, 2 SERVO, 2 HYD OIL PRESS, HYD UTIL PRESS. 2 HYD PUMP. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es el tiempo máximo permitido para la partida de motor?. 5 segundos. 10 segundos. 15 segundos. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es el mínimo voltaje de la Main Bus requerido antes de dar partida a los motores?. 18 Volts. 20 Volts. 23 Volts. Ninguna de las anteriores.

¿A qué NG es la leyenda verde de ignición (IGN) y desaparece la leyenda START en el Multi Function Display (MFD) durante la partida de motor?. IGN at 49% Ng, START at 49% Ng. IGN at 49% Ng, START at 65% Ng. IGN at 65% Ng, START at 49% Ng. Ninguna de las anteriores.

¿Cómo se logra la partida manual del motor?. Presionando el botón de inicio ECL con ENG GOV en AUTO. Girando el ENG MODE switch a IDLE. Girando el ENG MODE switch a OFF. Ninguna de las anteriores.

¿Cómo ocurre la alimentación cruzada de combustible con el crossfeed switch en posición NORMAL?. Automáticamente con la caution FUEL LOW. Automáticamente con la caution FUEL PUMP. Solo cuando sea seleccionado por el piloto. Ninguna de las anteriores.

¿Qué característica tiene el sistema de combustible cuando ocurre la alimentación cruzada de combustible con el crossfeed switch en posición normal?. Todo el combustible contenido en los estanques puede ser suministrado. El combustible contenido puede ser suministrado hasta que se ilumine la caution FUEL LOW. Parte del combustible contenido en un estanque no puede ser suministrado con la bomba operativa. Ninguna de las anteriores.

¿Qué acción debería realizarse después de la caution 1 FUEL PUMP?. El switch XFEED debería seleccionarse en OPEN cuando la presión de combustible del sistema 1 sea recuperada. El switch XFEED debería seleccionarse en CLOSE si la presión de combustible del sistema 1 no es recuperada. El switch XFEED debería seleccionarse en NORM. Ninguna de las anteriores.

Cuando se da partida al motor 2 como primer motor sin EPU disponible, ¿cuál es la posición del switch BUS TIE?. ON. AUTO. Ya sea ON o AUTO. Ninguna de las anteriores.

Cuándo se da partida a un motor utilizando las baterías del helicóptero, ¿cuáles son las funciones principales de las baterías?. La energía de la batería principal se usa para ambos, arrancar el motor y suministrar las barras esenciales. La energía de la batería principal se usa para dar partida al motor mientras que la batería auxiliar se usa solamente para alimentar la barras esenciales. Ambas baterías están conectadas en paralelo para arrancar los motores y suministrar las barras esenciales. Ninguna de las anteriores.

El helicóptero esta sobre el piso con ambos motores corriendo, la fuente de energía externa está conectada (EXT PWR switch = ON) y ambos generadores están operando (GEN 1 and GEN 2 switchs = ON). ¿Desde dónde se alimentan las barras eléctricas?. Solamente de ambos generadores. Solamente de la fuente de energía externa. De los generadores conectados en paralelo con la fuente de energía externa. Ninguna de las anteriores.

La caution NOSE DOOR se muestra en el MFD: Cuando al menos una de las dos cerraduras de la puerta de nariz no está asegurada en la posición cerrada. Cuando las dos cerraduras de la puerta de nariz no están aseguradas en la posición cerrada. Cuando las tres cerraduras de la puerta de nariz no están aseguradas en la posición cerrada. Ninguna de las anteriores.

La caution COCKPIT DOOR se muestra en el MFD: Cuando las dos puertas de los pilotos no están aseguradas en la posición cerrada. Cuando al menos una puerta de los pilotos no está asegurada en la posición cerrada. Cuando al menos una de las dos puertas correderas no está asegurada en la posición cerrada. Ninguna de las anteriores.

Los Aural Warning son generadas desde: El MFD. La MAU 1. La MAU 2. Ninguna de las anteriores.

Si se confirma la presencia de fuego en el compartimento del motor 1, ¿qué acción se lleva a cabo?. El extintor se conecta automáticamente. El sistema de calefacción se conecta automáticamente y se cierra la válvula SHUT-OFF. El sistema de calefacción se desconecta automáticamente y se cierra la válvula SHUT-OFF. Ninguna de las anteriores.

La presencia de fuego en el compartimiento del motor 1 es detectada: Por un cable de fuego que contiene una cantidad fija de gas inerte. Por un cable de fuego a impedancia variable. Por un cable de fuego que contiene sal. Ninguna de las anteriores.

Cuando el ENG 2 FIRE EXTING está armado: La válvula SHUT-OFF respectiva se cierra automáticamente y la respectiva válvula solenoide del calentador es desenergizada. La válvula SHUT-OFF respectiva se cierra automáticamente; el modo AUTO del calefactor no está más autorizado y la válvula solenoide del calefactor respectivo es desenergizada. La válvula SHUT-OFF respectiva se cierra automáticamente, pero la válvula solenoide del calentador respectivo sigue estando energizada. Ninguna de las anteriores.

¿Qué ocurre si se pulsa el interruptor Force Trim Release (FRT) del cíclico mientras se está en modo HDG (Heading)?. El roll channel del Autopilot (AP) comienza a seguir el comando HDG. El AP roll channel continúa siguiendo el comando HDG. El AP roll channel ignora el comando HDG. Ninguna de las anteriores.

Con el CPL (Coupled) LED iluminado, ¿qué ocurre si se pulsa el botón CPL del controlador del piloto automático?. El director de vuelo está acoplado al piloto automático. El director de vuelo está desacoplado del piloto automático. El director de vuelo está probado para la operación acoplada. Ninguna de las anteriores.

La empuñadura de control colectivo está provista con: Switch de liberación SAS. Switch de reseteo CAS. Switch de stand-by del director de vuelo. Ninguna de las anteriores.

Los switches ENG GOV se encuentran en el colectivo: Piloto y copiloto. Sólo piloto. Sólo copiloto. Ninguna de las anteriores.

La puerta corredera de la cabina principal tiene. Una ventana de emergencia. Dos ventanas de emergencia. La puerta corredera es desprendible en caso de emergencia. Ninguna de las anteriores.

El Dimming System Control Panel proporciona la regulación de la intensidad de la luz de: Las pantallas de vuelo primarias y la pantalla multifunción. El panel de instrumentos. La luz del domo, el techo, la consola y el panel de instrumentos. Ninguna de las anteriores.

El Dimming System Control Panel proporciona la regulación del brillo de: Las pantallas de vuelo primarias y la pantalla multifunción. El panel de instrumentos. La luz Dome, el Overhead, la consola y el panel de instrumentos. Todas las anteriores.

El switch de la luz de aterrizaje instalado en el colectivo cuando se selecciona: Proporciona sólo el funcionamiento de la luz de aterrizaje derecha. Proporciona sólo el funcionamiento de la luz de aterrizaje izquierda. Proporciona el funcionamiento de las luces de aterrizaje derecha/izquierda. Ninguna de las anteriores.

La NR overspeed en condición power off está sobre: 102%. 105%. 110%. Ninguna de las anteriores.

En la escala del tacómetro triple, la banda roja se llenará en función de: En el valor de las indicaciones NR/NF. Sólo en el valor de la indicación NR. Sólo en el valor de la indicación NF. Ninguna de las anteriores.

¿Qué mensaje warning se repite continuamente hasta que la condición es corregida?. ROTOR LOW. Sólo en el valor de la indicación NR. ENGINE OUT. Ninguna de las anteriores.

¿Qué mensaje warning audible se repite continuamente hasta que la condición es corregida?. ROTOR HIGH. ROTOR LOW. ENGINE OUT. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es la acción correctiva cuando la caution 1 (2) BRG TEMP se ilumina junto con la caution 1 (2) MGB OIL PRESS?. Aterrice tan pronto como sea practicable. Continúe el vuelo, monitoreando la temperatura del aceite. Reducir la potencia hasta que se extinga la leyenda. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es la acción correctiva si después de activar el CHIP BURNER, la caution MGB CHIP SUMP aún permanece?. Reducir la potencia y continuar el vuelo. Reducir la potencia y el aterrizaje tan pronto como sea practicable. Aterrizar inmediatamente. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es la acción correctiva en caso de caution IGB OIL TEMP y temperatura excediendo los límites?. Continuar volando. Aterrice tan pronto como sea practicable. Aterrice tan pronto como sea posible. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál es la acción correctiva en caso de caution TGB OIL LOW?. Aterrice inmediatamente. Aterrice tan pronto como sea posible. No se requiere un aterrizaje de emergencia. Ninguna de las anteriores.

¿Para qué sirve el botón CAB del panel de control de audio?. Para seleccionar y controlar el volumen del controlador de audio de la cabina. Para conectar el panel de control de audio del PLT o CPLT al controlador de audio de la cabina. Para permitir las señales sonoras de advertencia de la cabina. Ninguna de las anteriores.

El micrófono del área de la cabina está instalado: En el panel de control superior. En el panel de instrumentos. En la consola. Ninguna de las anteriores.

La grabadora de voz puede grabar algunas entradas de audio: Sólo las voces de los pilotos. Las voces de los pilotos y el audio de la zona de la cabina del piloto. Las voces de los pilotos, el audio del área de la cabina y la voz de los pasajeros. Ninguna de las anteriores.

Cuando se presiona el botón de prueba en la Cockpit Control Unit: Se inicia el BIT, los dos leds amarillos (CVR/FDR FAIL) se iluminan durante ocho segundos y luego se apagan. El BIT se inicia pero los dos leds no se iluminan. El BIT se inicia y al final se borran los datos de la CVR/FDR. Ninguna de las anteriores.

En el panel de control del windscreen wiper/washer, los modos DUAL y FAST están seleccionados y el WIPER momentary switch presionado: El wiper del piloto opera a una frecuencia de 90 ciclos por minuto. El wiper del copiloto opera a una frecuencia de 45 ciclos por minuto. Ambos wiper operan a una frecuencia de 90 ciclos por minuto. Ninguna de las anteriores.

El modo WINDSHIELD WASHER tiene prioridad sobre el siguiente modo operativo: Sólo en modo SINGLE/DUAL. Modos SLOW/FAST, SINGLE/DUAL y WIPER. Modos OFF/SLOW/FAST, SINGLE/DUAL y WIPER. Ninguna de las anteriores.

Los wipers paran automáticamente. Cuando el rotary switch se lleva a OFF una vez que alcanza la posición parking. Cuando el rotary switch se lleva a PRK. Cuando durante la operación normal, el wiper momentary switch es presionado una segunda vez. Ninguna de las anteriores.

Las funciones AFCS son alimentadas por módulos: En el Modular Radio Cabinet. En la Modular Avionics Unit. En el Helipilot Computer. Ninguna de las anteriores.

Los comandos a los actuadores lineales se transmiten a través de: Control Area Network bus. Radio Communication bus. ASCB bus. Ninguna de las anteriores.

Se instala un sistema dual AP: Para mantener la aeronave estable si ocurre una falla del equipo del sistema single con la intervención del piloto. Para mantener estable la aeronave si ocurre una falla del equipo AP1. Para mantener estable la aeronave si ocurre una falla del equipo del sistema single. Ninguna de las anteriores.

El modo ATT: Es el modo por defecto cuando el piloto automático está activado. Debe ser activado por el piloto en la primera puesta en marcha. Se activa automáticamente si el cyclic trim switch se selecciona en OFF. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál de las siguientes frases es incorrecta considerando la indicación de datos en el Power Index (PI) en la Pantalla de Vuelo Primario (PFD)?. 735 con parámetro límite ITT. 160 con parámetro límite Ng. 160 con parámetro límite Tq. Ninguna de las anteriores.

¿Cuál de las 2 MAU es considerada la principal?. La primera que se declara lista después del encendido. Siempre el MAU No.1. Siempre el MAU No. 2. Ninguna de las anteriores.

¿Cómo se introduce la DH (Decision Height)?. A través del Guiadance Controller. A través del Display Controller. A través del Remote Instrument Controller. Ninguna de las anteriores.

El CAL PROM almacena los datos de los coeficientes de calibración y: Debe ser reinstalado cuando el GPS falla. Debe ser reinstalado cuando la válvula de flujo falla. Debe ser reinstalado cuando el AHRS falla. Ninguna de las anteriores.

El Attitude Stand-by del piloto: Proporciona una salida a las MRCs. Proporciona una salida a las MAUs. Proporciona una salida al DUS. Ninguna de las anteriores.

Cuando se pulsa el botón PUSH SYNC: El Heading Bug se alinea con el curso actual de la aeronave. El Heading Bug se alinea con el heading actual de la aeronave. A y B son correctas. Ninguna de las anteriores.

El ELT se activa automáticamente durante un choque o un aterrizaje de emergencia. Y transmite en el 121.500 Mhz (civil), el 243.000 Mhz (militar). Y transmite en los 125.500 Mhz (civil), los 246.000 Mhz (militar) y los 406.025 Mhz (SAR SAT). Y transmite en los 121.500 Mhz (civil), los 243.000 Mhz (militar) y los 406.025 Mhz (SAR SAT). Ninguna de las anteriores.