conocimientos 737

1. Durante el Abastecimiento de Combustible a PRESION, con FUEL menos de FULL, el Float Switch estará: Sumergido en Combustible. ABIERTO. CERRADO. Nada tiene que ver con el Abastecimiento de Combustible.

2. Durante el Ciclo de Arrancado del APU, el incremento del EGT se inicia al energizarse los Circuitos Paralelos de Combustión e Ignición, función que es controlada por la siguiente Unidad. El Switch de Velocidad al 10% de RPMs del APU. El Switch de Secuencia de Presión de Aceite a ± 4 psi de Presión de Aceite. El Switch de Control del APU. Ninguna Respuesta es Correcta.

3. Durante el uso de los Motores como Fuente de Sangrado de Aire para el Sistema Neumático, el Tanque de Agua Potable es presurizado por: El Sistema Neumático en General. Aire Sangrado de la 9ª. Etapa del Motor RH (#2). Aire Sangrado de la 5ª. Etapa del Motor LH (#1). Ninguna Respuesta es CORRECTA.

4. El aire sangrado para usar en el Sistema de Anti-Hielo, de Motor en Vuelo, se obtiene de la siguiente fuente neumática: 5ª Etapa del Motor #1. Del Sistema Neumático. 9ª Etapa del Motor #1. 5ª Etapa del Motor #2.

5. El cambio AUTOMATICO de Control de Presurización sucede bajo la siguiente condición: Al Encenderse la Luz VERDE con la leyenda ALT. 70 segundos después del Aterrizaje. Al Selectar LAND ALT. Ninguna Respuesta es CORRECTA.

6. El Control Lateral (ROLL) de la Aeronave es proporcionado por los siguientes Controles de Vuelo: Los Elevadores y 4 Spoilers de Vuelo por cada Ala. Variando la posición del Plano Horizontal. El Timón de Dirección de la Aeronave. 1 Alerón y 2 Spoilers de Vuelo en cada Ala.

7. El Fluido Hidráulico utilizado en el Sistema Hidráulico de la Flota B-737-300, es el siguiente: MIL-H-5606. BMS-3-11. MIL-H-2346. SKYDROL LD-4.

8. El Intercambiador de Calor del Sistema de Aceite del Motor es del Tipo: Fuel/Oil. Oil/Oil. Air/Oil. Air/Fuel.

9. El Propósito Fundamental del Fan de Recirculación es: Recircular el Aire Acondicionado del Buzón de Carga Trasero. Reducir los requerimientos de Aire Sangrado de los Motores para el Aire Acondicionado de la Cabina de Pasajeros. Enfriar el Aire por Expansión. Enfriar la Cabina de Tripulantes.

10. El PTU para su funcionamiento utiliza: Liquido Hidráulico del Sistema A. Presión del Líquido Hidráulico del Sistema A y Alimentación de Liquido Hidráulico del Sistema B. Presión del Líquido Hidráulico del Sistema B y Alimentación de Liquido Hidráulico del Sistema A. Solo Liquido Hidráulico del Sistema STANDBY.

11. El Sistema de 35°F tiene como función básica. Evitar la Formación de Hielo en el Separador de Humedad. Controlar la Operación de las Válvulas Mezcladoras. Generar la Protección de PACK TRIP OFF. Regular la Operación de la Válvula de Control de Flujo.

12. El Sistema de Detección de Fuego de los Motores, está compuesto por: Detectores del Tipo SENSOR/RESPONDER. 2 botellones extintores por cada Motor. Por Botellones Portátiles. Ninguna Respuesta es CORRECTA.

13. El Sistema de Oxigeno de Pasajeros, en la Flota B-737-300, es del Tipo: Diluido a Demanda. Generado Químicamente. Generado Eléctricamente. Consta de SOLO Botellones Portátiles de O2.

14. El Sistema Principal de Generación Eléctrica está compuesto por: El Generador del APU. Los Generadores DC instalados en los Motores. Los Generadores AC instalados en los Motores. El External Power DC.

15. El Sistema que evita la formación de Hielo durante el trabajo del Paquete de Refrigeración es el siguiente: 35°F System. Bleed Trip Off System. Pack Trip Off System. Equipment Cooling System.

16. En el Motor CFM56-3C-1, el Compresor de Alta Presión tiene en las 4 Primeras Etapas, Estatores Variables (V.S.V.) que son actuadas: Hidráulicamente por el Sistema Hidráulico “A” de la Aeronave. Hidráulicamente por Presión de Combustible medido por el M.E.C. Mecánicamente por un Brazo Actuador. Eléctricamente a través de una Válvula Solenoide.

17. En la Aeronave BOEING B-737-300, para los Controles de Vuelo, se encuentran instaladas: 2 unidades Modulares. 3 unidades Modulares. 6 unidades Modulares. Todo el Concepto está equivocado.

18. Estructuralmente la Unidad Auxiliar de Potencia (A.P.U.), se encuentra ubicada en la siguiente Sección: Sección 72. Sección 83. Sección 48. Sección 51.

19. Indique el nombre del Componente que determina con que Sistema Hidráulico trabajara el Sistema de Frenos. METERING VALVE. ALTERNATE SELECTOR VALVE. SHUTTLE VALVE. DEBOOSTER VALVE.

20. Barra GRD SERVICE BUS, mientras la Aeronave est5a siendo energizada por los Generadores AC instalados en los Motores #1 & #2, tiene las siguientes características: Esta energizada en TIERRA y en VUELO. Recibe Alimentación Eléctrica de la GEN BUS #1. En caso de pérdida parcial de Energía Eléctrica, también puede ser energizada por la Barra MAIN BUS #2. Todas las respuestas son correctas.

21. La bocina de alarma del Tren de Aterrizaje no podrá ser silenciada en las siguientes condiciones: Cuando el Tren está arriba y los Flaps en la posición “FULL UP”. Cuando el Tren no está abajo y asegurado y los Flaps están selectados a una posición mayor que 15 Unidades. Todo el concepto está equivocado. Cuando el Tren esta abajo y asegurado y los Flaps en la posición “FULL UP”.

22. La Condición Básica para efectuar la Prueba POWER ON, en el Sistema de Calefaccionado de las Ventanillas del Comando, es la siguiente: Por lo menos un Switch en la posición OFF. Por lo menos una Luz VERDE apagada. Por lo menos una Luz AMBAR encendida. No existe ninguna condición.

23. La indicación visual de color Ámbar con la leyenda “FAULT”, Panel P-5 (A.P. U.) se iluminará en la siguiente condición: Por sobre temperatura del aceite del APU. Por sobre velocidad del APU. No existe esta indicación visual en esta Aeronave. Por bajo nivel de aceite en el tanque del APU.

24. La indicación visual de color Ámbar con la leyenda “OIL FILTER BYPASS” monitorea la condición de la siguiente Unidad: El Filtro Principal de Aceite del Motor. El Filtro de Retorno de Aceite del Motor. La Bomba de Aceite del Motor. Ninguna Respuesta es Correcta.

25. La indicación visual de color Ámbar “BUS OFF”, ubicada en el Panel P5-4, se iluminará, si esta Barra no es energizada por la siguiente Unidad de Generación Eléctrica: Generador Eléctrico de Motor. Generador del A.P.U. Unidad Externa de Generación Eléctrica. Todas las Respuestas son Correctas.

26. La indicación visual de color Ámbar “FILTER BYPASS” ubicada en el Panel P-5, se iluminará si se da la siguiente condición: Sobre Temperatura del Combustible del Tanque #2. Formación de Hielo o Filtro contaminado en el Sistema de Combustible. Formación de Hielo en el M.E.C. Todas las Respuestas son Correctas.

27. La indicación visual que se ilumina en el Panel Anunciador de Fallas del lado Co-Piloto (Six Pack) cuando las Máscaras de Oxígeno han sido desplegadas, es la siguiente: OVERHEAD. AIR COND. ENVIROMENT. PRESS.

28. La Luz de STAB OUT OF TRIM se enciende cuando: Falla el PILOTO AUTOMATICO. Estabilizador FUERA de TRIM por más de 10 segundos. Estabilizador SIN Corriente Eléctrica. Falla de los 2 Sistemas.

29. La operación ALTERNA de los Alerones es a través del siguiente Sistema: Reversión Manual. Sistema Hidráulico “B”. Sistema Hidráulico “STANDBY”. Sistema Hidráulico “A”.

30. La Protección que existe para el uso del Sistema de Anti-Hielo de Ala en TIERRA, está compuesta por las siguientes Unidades: Termostatos Neumáticos ubicados en el Ala RH. 2 indicaciones Visuales de Sobre temperatura. 2 Switch térmicos ubicados en ambas Alas y 2 Switch controlados por las Palancas de Potencia de los Motores. No existe ninguna Protección.

31. La Selección Automática de la Fuente de Sangrado de Aire de los Motores (5ª ó 9ª) etapas, se obtiene mediante el trabajo de la siguiente Unidad: La Válvula de Alta Presión (HIGH STAGE VALVE). La Válvula Reguladora de Presión y Corte (PRSOV). El Regulador de Alta Presión (HIGH STAGE REGULATOR). La Válvula de Control del Precooler (PRECOOLER CONTROL VALVE).

32. La Señal Neumática que permite modular la operación de la Válvula que controla el sangrado neumático de la 9ª Etapa de cada Motor, es proporcionada por la siguiente Unidad: Pressure Regulator & Shutoff Valve (PRSOV). 450°F Thermostat. Precooler Control Valve. High Stage Regulator.

33. Los Spoilers de Vuelo INTERIORES, están energizados por el ó los Sistemas: A. B. A & B. Ninguna Respuesta es Correcta.

34. Para la Extensión MANUAL de los Trenes de Aterrizaje, la Palanca de Control deberá estar en la: Posición DOWN. Posición OFF. NO importa la posición. Posición OVERRIDE.

35. Si se presenta FUEGO en 1 Motor, es posible realizar la DESCARGA simultanea de los 2 Botellones Extintores sobre el Motor afectado. FALSO. VERDADERO.

36. ¿Cómo se activa la Luz de MACH TRIM cuando hay falla de UN solo Sistema?. Presionando MASTER CAUTION Light. (RECALL). Colocando el Switch del ASA a Posición 1. Presionando AT DISENGAGE Switch. Ninguna Respuesta es CORRECTA.

37. ¿Para qué sirven los SURGE TANK?. Evitan el Oleaje del Combustible. Sirven para Ventilación. Solo Reciben Combustible de Rebalse. Generan presión negativa al interior del Tanque.

38. La luz de color azul en el P15 de FUELING VALVE se enciende: cuando el sw de FUELING VALVE está en ON. cuando el sw de FUELING VALVE está en ON y la FUELING VALVE está energizada. Cuando el sw de FUELING VALVE está en ON y la FUELING VALVE está en tránsito. Ninguna es correcta.

39. El CDS está compuesto por: a) 2 DEUS, 4 coaxcoupler, 6 DUs, 2 EFIS control panel. b) 6 DEUS, 4 coaxcoupler, 2 DUs, 2 EFIS control panel. c) 6 DEUS, 6 coaxcoupler, 2 DUs, 2 EFIS control panel. d) Ninguna es correcta.

40. El sistema gravador de voces “Cockpit Voice Recorder” grava en cuatro canales el audio y son enviados via: a) DEU al voice recorder. b) FMC al voice recorder. c) FDAU al voice recorder. d) El REU al voice recorder.

41. La luz de STAB OUT OF TRIM se enciende cuando: a) Falla el PILOTO AUTOMATICO. b) Estabilizador FUERA DE TRIM por más de 10 segundos. c) Estabilizador SIN Corriente Electrica. d) Falla de los 2 Sistemas.

42. El Panel de Control del Sistema Digital de Control de Vuelo (DFCS), esta ubicado en el siguiente panel: a) P-7. b) P-8. c) P-40. d) P-15.

43. La indicación visual que se ilumina en el panel anunciador de fallas del lado co-piloto (Six Pack) cuando las máscaras de Oxígeno han sido desplegadas, es la siguiente. Overhead. Air Cond. Enviroment. Press.

44. La selección de COURSE es hecha en el panel, Seleccione una: VHF NAV control panel. EFIS control panel. VOR control panel. DFCS MCP.

45. La alarma audible digitalizada del sistema Ground Proximity Warning es proporcionada por: REU. DEU. FMC. FDAU.

46. Las unidades más importantes del sistema de control digital de vuelo son los siguientes: Las computadoras de datos de aire. El panel de control de modo. El sistema inercial de Referencia de datos de aire. Las computadoras de control de vuelo.

47. Que indica la lámpara FMC de color ambar encendida en el panel ASA: Mensaje de ALT ALERT. Mensaje de alerta en el CDU. Alerta de falla del CDU o del FMC. Todas las anteriores.

48. ¿Un piloto automático totalmente integrado controla al avión alrededor de cuantos ejes?. Dos. Tres. Cuatro.

49. ¿Cual es el propósito primario de un piloto automático?. Relevar al piloto del control del avión durante periodos largos de vuelo. Para volar un curso más preciso para el piloto. Para obtener la ayuda de navegación necesaria para los vuelos extendido sobre agua.

50. UN SISTEMA DIRECTOR DE VUELO, OBTIENE SU SEÑAL DE RUMBO (HEADING). a. EL DIRECTOR DE VUELO NO REQUIERE SEÑAL DE RUMBO. b. DESDE EL SISTEMA DE COMPASES DE LA AERONAVE. c. DESDE UN GIRÓSCOPO VERTICAL. d. SINCRONIZANDO CON LA INFORMACIÓN DEL COMPÁS MAGNÉTICO.

51. Cuando se dispara una alarma del GPWS: El piloto primero debe identificar cual fue la causa para actuar. El piloto debe actuar de inmediato, luego ya pensaremos cual fue la causa. El piloto primero debe inhibir la alarma para actuar. Ninguno es correcto.

52. La prioridad de alarmas del sistema de GPWS es: Too low gear. Bank angle. Windshear. Glideslope.

53. El sensor que envía las señales de advertencia de desplome se llama: TAT. AOA. SAT. Stick Shaker.

54. La advertencia auditiva de fuego incluye: Bocina y luz ámbar. Campanilleo y luz roja. Clacker y luz roja. Ding dong y luz ámbar.

55. La advertencia de exceso de velocidad incluye: Bocina continua. Campanilleo. Clacker. Bocina intermitente.

56. GPWS: Provee al piloto con advertencias audibles y visuales de la proximidad de la aeronave al terreno. Provee al piloto con advertencias solo visuales de la proximidad de la aeronave al terreno. Provee al piloto con advertencias solo audibles dela proximidad de la aeronave al terreno. Ninguna es correcta.

57. En el sistema de PA. Cuál es el anuncio de alta prioridad: a) Anuncios de los asistentes. b) Anuncios pre grabados. c) Anuncios del piloto. d) Musica de a bordo.

58. El DFCS realiza estas funciones, a través de los FCCs: FD, Altitud Alert, Speed Trim, Mach Trim y BITE. AP, Altitud Alert, Speed Trim, Mach Trim y CWS. FD, Altitud Alert, Speed Trim, Mach Trim y CMD. AP, Altitud Alert, Speed Trim, DFCS y BITE.

59. El MCP provee control para: EADI, EHSI, A/P y A/T. EADI, EHSI, FD y A/P. FD, FCC, A/P. FD, A/P y A/T.

60. El A/P puede engancharse de 2 modos: A/P y FCC. CMD y A/T. CWS y A/P. CWS o CMD.

61. Que superficie mueve la función Mach Trim. El estabilizador. El aleron. El elevador. El timon de dirección.

62. El BITE del sistema DFCS se realiza: Solo en tierra y se utiliza el MCP del FMCS. Solo en aire y se utiliza el CDU del FMCS. Solo en tierra y se utiliza el CDU del FMCS. Solo en aire y se utiliza el MCP del FMCS.

63. El sistema de Altitud Alert: Esta alerta advierte al piloto cuando la aeronave se acerca o se aleja de la altitud selectada en el MCP. Esta alerta advierte al piloto cuando la aeronave se acerca o se aleja de la altitud selectada en el panel de presurización. Esta alerta advierte al piloto cuando la aeronave se acerca o se aleja de la altitud selectada en el altímetro. Esta alerta advierte al piloto cuando la aeronave se acerca o se aleja de la altitud selectada en el FMA.

64. En un vuelo normal, en qué fase de vuelo no se ve el FD: En TO. En Landing. En Approach. En Flare.

65. La advertencia auditiva de fuego incluye: Bocina y luz ámbar. Campanilleo y luz roja. Clacker y luz roja. Ding dong y luz ámbar.

66. Standby airspeed indicador recibe información presión total del: Left upper pitot. Right upper pitot. Left lower pitot. Right lower pitot.

67. Para inicializar el sistema ADIRU es posible usar la última posición del FMC en este caso la inicialización debe ser hecha por el: FMC control panel. IRS control panel. FMC CDU. ISDU.

68. La antena VOR está localizada: En la extremidad del Estabilizador Horizontal. En la extremidad del Estabilizador Vertical. En la cavidad del tren de nariz. En el área de radome.

69. Para inicializar el IRS a través del CDU del FMC siempre debemos insertar primero la PRESENT POSITION en el: MSU. ISDU. LSK 4. Scratch pad.

70. ¿Cómo determina la altura un radio altímetro?. Transmitiendo una señal y recibiendo una la señal reflejada. Recibiendo señales transmitidas desde un radar en tierra. Utilizando la interrogación del transponder.

71. ¿Cuál es el propósito general del transponder?. Transmitir continuamente el curso, la velocidad, el rango de ascenso o de descenso, etc., para informar al control de tráfico aéreo (ATC: Air Traffic Control). Monitorear la velocidad de la aeronave, el curso, la altura, y la actitud, siempre que el piloto automático esté conectado. Recibir una señal de interrogación desde la estación de tierra y enviar una respuesta automáticamente.

72. En el ASA una luz roja intermitente indica: Que el sistema se está desenganchando. Que el sistema se está reseteando. Que el sistema está realizando el BITE. Que el sistema esta normal.

73. En modo CMD: El ADC usa entradas de sensores para calcular los comandos que van a los modulos de los A/P. El FCC usa entradas de sensores para calcular los comandos que van a los actuadores de los A/P. El FCC usa salidas de sensores para calcular los comandos que van a los modulos de los A/P. El FCC usa entradas de sensores para calcular los comandos que van a los modulos de los A/P.

74. En modo CWS: Los transductores de fuerza en el empenaje censan las fuerzas de control del volante y control de la columna desde los pilotos y envía estas señales al FCC. Los transductores de fuerza en el E/E censan las fuerzas de control del volante y control de la columna desde los pilotos y envía estas señales al FCC. Los transductores de fuerza en el compartimiento del tren censan las fuerzas de control del volante y control de la columna desde los pilotos y envía estas señales al FCC. Los transductores de fuerza debajo de las columnas censan las fuerzas de control del volante y control de la columna desde los pilotos y envía estas señales al FCC.

75. De los modos, abajo mencionados, en el EFIS CONTROL PANEL, cual podremos tener imagen de WEATHER RADAR. PLAN. EXP VOR. FULL APP. FULL VOR.

76. Si en tierra se ajusta un altímetro de una aeronave a 29,92 pulgadas de mercurio, éste indicará una lectura de: Altitud de presión. Altitud de densidad. Elevación de campo.

77. El reglaje inapropiado del sistema de aleta compensadora del elevador afectará el equilibrio del avión sobre su: Eje lateral. Eje longitudinal. Eje vertical.

78. La inmensa mayoría de los cables de control de avión acaban en sus extremos con terminales prensados (apretados) que deben ser: Tratados para la corrosión para mostrar conformidad con los requisitos de los fabricantes después de la operación de prensado. Probado con estiramientos para mostrar conformidad con los requisitos de los fabricantes después de la operación del prensado. Verificado con un medidor go-no-go antes y después, para mostrar conformidad con los requerimientos del fabricante después de la operación de prensado.

79. ¿Generalmente por qué es necesario levantar en gatas a un avión dentro de un hangar para pesarlo?. De esta forma el avión puede ponerse en una posición nivelada. De esta forma las corrientes de aire no desestabilizan las balanzas. Pesando de esta forma las balanzas pueden calibrarse a 0 libra.

80. ¿En qué tipo de cámara de combustión de un motor de turbina, durante un mantenimiento rutinario, se instalan o remueven la carcasa (case) y el tubo interior (liner) como una sola unidad?. Cámara can (cámara de combustión cilíndrica). Cámara can-anular (cámara de combustión mixta). Cámara anular (cámara de combustión anular).

81. Cuando se descubre que el borde de ataque de un alabe de turbina de la primera etapa, tiene fisuras debido a las cargas de rotura, ¿de cuál de las siguientes condiciones se podría sospechar?. Placa de refrigeración defectuosa. Condición de exceso de temperatura. Condición de exceso de velocidad.

82. La función de la cámara de admisión de aire de un APU, es para: aumentar la velocidad del aire antes de que ingrese al compresor. disminuir la presión del aire antes de que ingrese al compresor. estabilizar la presión del aire, antes de que este ingrese al compresor.

83. Generalmente, cuando se está usando la máxima potencia de salida del eje del APU, juntamente con la potencia neumática: la carga neumática se modulará automáticamente, para mantener un EGT seguro. la carga eléctrica se modulará automáticamente, para mantener un EGT seguro. los límites de temperatura y las cargas, debe ser verificada cuidadosamente por el operador, para mantener un EGT seguro.

84. Un control electrónico de supervisión (EEC) de motor, es un sistema que recibe información de la operación o funcionamiento del motor, y: ajusta una unidad de control de combustible hidromecánica estándar, para obtener la operación más efectiva del motor. desarrolla las órdenes para varios actuadores, para de esta forma controlar los parámetros del motor. controla el funcionamiento del motor, de acuerdo a la temperatura, presión y humedad del ambiente.

85. ¿Qué tres secciones principales comprenden un motor de turbina de gas?. Compresor, difusor, y estator. Turbina, combustión, y estator. Turbina, compresor, y combustión.

86. Una distancia específica medida desde el datum o de algún otro punto identificado por el fabricante, hasta un punto en o sobre el avión se llama: Número de zona. Número de referencia. Número de estación.

87. ¿Cuál es el color de un acoplamiento de acero AN, de un tubo- abocardado?. Negro. Azul. Rojo.