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• Enrique Vargas

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Boeing 737 Desde el primer vuelo del modelo 737 del fabricante Boeing en abril de 1967, más de 6.000 ejemplares de este gran éxito de aviones de corto-mediano rango fueron ordenados para fabricar, lo que lo hizo el avión comercial más vendido de la historia. En su momento el Boeing 737 representó ser más del 25% de la flota mundial de grandes aviones de pasajeros comerciales. Tres versiones principales se producieron:  los 737-100/-200, propulsados por dos motores Pratt & Whitney JT8D,  los 737-300/-400/-500, que introdujeron los motores Turbofan CFM56 y la aviónica más avanzada, y  los Nex Generation 737-600/-700/-800, entregados al primer cliente en diciembre de 1997. Los despegues y aterrizajes del 737 que puede realizar en pistas relativamente cortas lo hicieron apto para operar desde pequeños aeropuertos regionales, e inclusive desde aeródromos no asfaltados. Los 737 se ha vendido a más de 540 compañías aéreas en un promedio de 1.250 aviones. B737-100 Frente a la competencia en el mercado en la década de 1950 y comienzos de 1960, Boeing comenzó el diseño del 737-100, en noviembre de 1964. El 737-100 fue finalmente iniciado en 1965 con un pedido de 22 aviones de Lufthansa, pero el programa fue casi cancelado y vendido a Japón por falta de fondos. El rápido crecimiento del tráfico aéreo y las capacidades de los aviones, que hubo en esa época significó que prácticamente no hubiera demanda del 737-100 (de 100 a 103 asientos) por lo que la producción terminó después de haberse construido solamente 30 unidades. B737-200 Dos meses después de que Boeing lanzara al mercado el 737-100, la compañía anunció el desarrollo simultáneo del modelo 737-200, de mayor capacidad. El primer 737-200 voló el 8 de agosto de 1967 y su entrada en servicio se produjo con United Airlines el 29 de abril de 1968. El 737-200 tiene el fuselaje 1,83 m (6 pies) más largo que el modelo 100 anterior, para dar cabida a 130 pasajeros. El 737 serie 200, fue diseñado para vuelos de corto y medio alcance pues su autonomía de combustible es de 4 horas aproximadamente, o el equivalente a 2.580 km (1.600 millas). 737-200 Advanced En 1979 apareció el 737-200 Advanced que tenía mayor capacidad de combustible, mayor peso de despegue, mayor alcance e incorporaba nuevos materiales compuestos y una aviónica mejorada con respecto al 737-200 común. La producción de los 737-200 terminó en 1988 después de haberse fabricado 1.114 ejemplares.

Especificaciones técnicas 737-200

737-200 Adv

Longitud

30,50 m (100 ft. 2 in.)

30,50 m (100 ft. 2 in.)

Envergadura

28,35 m (93 ft.)

28,35 m (93 ft.)

Altura

11,28 m (37 ft.)

11,28 m (37 ft.)

Superficie alar

91,10 m2 (980 ft2)

91,10 m2 (980 ft2)

Pesos

737-200

737-200 Adv

Carga máxima

15.860 kg. (34.966 lb.)

15.860 kg. (34.966 lb.)

Peso máx. al despegue

52.390 kg. (115.500 lb.)

58.157 kg. (128.100 lb.)

Peso máx. al aterrizaje

47.627 kg. (105.000 lb.)

47.627 kg. (105.000 lb.)

Dimensiones

Peso máx. sin combustible 43.771 kg. (96.500 lb.)

43.771 kg. (96.500 lb.)

Capacidades

737-200

737-200 Adv

Pasajeros (2 clases)

115

115

Pasajeros (1 clase)

130

130

Capacidad de combustible 18.094 litros (4.780 US. gal.)

19.533 litros (5.160 US. gal.)

Performance Prestaciones

737-200

737-200 Adv

Velocidad de crucero

830 km/h (516 mph)

830 km/h (516 mph)

Techo máximo

10.700 m (35.000 ft.)

10.700 m (35.000 ft.)

Alcance

3.700 km. (2.300 millas)

4.900 km. (3.050 millas)

Velocidad máxima

925 km/h (575 mph)

925 km/h (575 mph)

Longitud de despegue

pista

para

Velocidad de despeque

2500 m aprox

2500 m aprox

250 km/h aprox

250 km/h aprox

Pesos

737-200

737-200 Adv

Carga máxima

15.860 kg. (34.966 lb.)

15.860 kg. (34.966 lb.)

Carga Util

Con 120 pasajeros y equipaje: Carga útil máxima = 61 300 Lbs. o 27 800 Kg.

SISTEMA DE PROPULSION El 737-200 está equipado con motores Pratt & Whitney, que se ubican debajo de cada ala

Motor JT8D – 7 Cantidad de motores: 2

Tipo: turbofan

Fabricante: PRATT & WHITNEY

Primer encendido: 1964

Principales aplicaciones: Boeing 737, Series: 100/200 Empuje máximo (x 2): 84.5 KN

Empuje a velocidad crucero (x 2): 17.21 KN

Diámetro de los álabes o las aspas del motor: 1.12m

Longitud del motor: 3.20m

El JT8D es un motor turbofán de transmisión axial frontal que incorpora un diseño de doble entrada. Hay dos ensamblajes coaxiales de rotación independientes: uno para el compresor de bajas presiones (LPC) de seis etapas; y el segundo para el compresor de altas presiones (HPC), que tiene siete etapas. El fan frontal tiene dos etapas. El ducto anular de descarga del conducto del fan funciona a lo largo de todo el motor, de tal modo que el aire del fan y los gases de combustión pueden salir por el mismo tubo. Este diseño permite reducir sustancialmente el ruido, al posibilitar que la turbina funcione a menos revoluciones y a una temperatura inferior antes de interactuar con el aire natural. Si bien los niveles de ruido del JT8D fueron significativamente reducidos respecto a los motores no turbofán, no significaba que el alto ruido no se siguiese produciendo. Ocho modelos comprenden la familia de motores JT8D, cubriendo el rango de potencia de 12.250 a 17.400 libras (62 a 77 KN) y motoriza a los aviones 727, 737-100/200, y DC-9. Más de 14.000 motores JT8D han sido construidos, totalizando más de 1,5 billones de horas de servicio con más de 350 operadores lo convierten en uno de los mejores motores turbofán de conducción que se haya producido. El motor está dotado de sistema anti-hielo que tiene sensores de presión y temperatura. En la 13º etapa del compresor, el aire es expulsado y utilizado como anti-hielo. Esto está controlado por el sensor de Control del Rango de Presión en Salida (PRBC). El módulo difusor en la parte final del compresor alberga la etapa 13º. El incremento del área de cruce transversal permite al aire comprimido circular más despacio antes de entrar en uno de los nueve carburadores del motor. De nuevo, hay dos depósitos para extraer el aire de la etapa 13º para anti-hielo, deshielo del combustible, y presurización de cabina. No todo el aire comprimido entra en los carburadores; utilizandose este para refrigerar la turbina. Hay nueve carburadores dispuestos en disposición anular. Cada cámara tiene tres etapas: la más pequeña sirve para refrigerar, la mediana para la combustión y la más grande para crear vacio.

AERODINÁMICA El 737-200 es un monoplano de ala baja, posee un perfil aerodinámico asimétrico como la mayoría de los aviones de transporte, posee un ángulo de ataque de 1º incidente con el ala, un ángulo diedro de 6º positivo, espesor/cuerdo promedio 12.89%, flecha en el cuarto de cuerda 25°.

Fig. 1

ALAS Tienen estructura de aleación de aluminio con 2 largueros. Las superficies de vuelo del ala consisten de los alerones, los trailing edge flaps, los leading edge flaps, los leading edge slats y los spoilers (fig. 1).      



los alerones son de compuesto de grafito, los inboard flaps de borde de salida son de aluminio de tres ranuras, los leading edge flaps en el borde de ataque están de los naceles de motores hacia el interior. tres slats de borde de ataque son de aleación de aluminio, están de las nacelas de motores hacia la punta de ala. Dos spoilers de compuesto de grafito en la parte externa del ala sirven para frenos de aire en vuelo y para control lateral, asociados con los alerones. Dos spoilers de tierra (ground spoilers) en cada ala, uno del lado de afuera y otra de adentro del motor, son usados durante el aterrizaje. Los alerones son actuados hidráulicamente por 2 sistemas hidráulicos los flaps de borde de fuga son actuados hidráulicamente, con un alterno eléctrico. Los slats y los leading edge flaps del borde de ataque son actuados simétricamente por uno de los sistemas hidráulicos normalmente, y por el segundo sistema hidráulico en caso de falla. Aire sangrado del motor para el sistema anti hielo es provisto a todos los borde de ataque de las alas.

SISTEMA ELECTRICO La energía eléctrica primaria es proporcionada por dos generadores activados por los motores que generan corriente alterna (AC) de 115 voltios, 400 ciclos. Cada generador suministra a su barra en operación normal y puede también suministrar a las cargas esenciales de la barra opuesta cuando el otro generador está inoperativo. Unidades transformadoras rectificadoras (TR) y una batería suministran energía DC. La batería también es una reserva para los sistemas AC y DC. Un generador del APU (unidad auxiliar de energía) puede suministrar energía AC a ambas barra tanto en tierra como en vuelo. El sistema de poder eléctrico puede categorizarse en tres divisiones principales: el sistema AC, el sistema DC y el sistema de reserva (standby)

Panel de control sistema eléctrico

Sistema de combustible Este sistema suministra combustible a los motores y a la unidad de potencia auxiliar (APU). El combustible es almacenado en tres tanques localizados en las alas (tanques principales) y en la sección central del fuselaje (tanque central). Los dos motores son inicialmente alimentados por presión desde el tanque central hasta que llega cerca a CERO. Los motores son normalmente alimentados por presión de sus respectivos tanques principales, válvulas de retención (check valves) se localizan en todo el sistema para asegurar la dirección apropiada del combustible. Cada tanque tiene dos bombas de combustible para generar la presión necesaria.

Panel de control del sistema de combustible

SISTEMA HIDRÁULICO El avión tiene tres sistemas hidráulicos; A, B y de reserva (standby). El sistema standby es utilizado si el sistema A y/o B no funcionan. Los sistemas hidráulicos proporcionan potencia a los siguientes sistemas del avión:     

controles de vuelo leading edge flaps y slats trailing edge flaps spoilers trenes de aterrizaje

   

frenos de ruedas control de dirección del tren de nariz yaw damper piloto automático

Cada sistema hidráulico tiene su reservorio de fluido localizado en el área de los trenes principales. Los reservorios son presurizados por aire de los motores direccionado al reservorio del sistema A. Líneas de balance de fluido interconectan todos los reservorios. La presurización de todos los reservorios asegura el suministro positivo de fluido a todas las bombas y controles del nivel de fluido en os reservorios.

Panel de control de los sistemas hidráulicos.

SISTEMA DE TREN DE ATERRIZAJE El avión tiene dos trenes principales y uno de nariz. Cada tren principal esta ubicado detrás de los largueros principales de las alas. El tren de nariz esta localizado debajo de la parte delantera de la cabina de control. Los trenes principales y el de nariz utilizan amortiguadores antichoque de tipo aire-aceite para absorber los impactos en el aterrízate, las vibraciones y los golpes del movimiento del avión en tierra. Cada tren esta equipado con dos ruedas y neumáticos ensamblados. Cada rueda del tren principal está equipada con disco de frenos de tipo hidráulico modulada por un sistema antideslizante. El tren de nariz proporción al avión control direccional durante maniobras en tierra. Poder hidráulico es proporcionado normalmente por el sistema hidráulico A para la retracción, extensión de los trenes de aterrizaje y control de dirección del tren de nariz. Un sistema de extensión manual de los trenes principales y de nariz con cables operados para liberarlos de su posición bloqueada y dejar que los trenes caigan libremente por su peso y se enganchen en su posición de funcionamiento.

NEUMATICOS El avión esta apoyado durante el aterrizaje, despegue, y las operaciones de tierra en seis conjuntos de ruedas y neumáticos sin cámara. Cuatro están en los trenes principales y dos están en el tren de nariz. Cada rueda principal está provisto de de una unidad de freno atornillado a un borde del eje. Los frenos son múltiples de tipo disco, con soporte de discos fijos y revestimiento dividido, y segmentados en discos de freno de rotación. Presión de llantas de trenes principales: 96 a 183 psi Presión de llantas de tren de nariz: 125 a 145 El fluido utilizado para llenar las llantas es el nitrógeno SISTEMA DE SANGRADO DE AIRE Aire del sistema de sangrado de aire es suministrado por los motores, APU o un carro externo. El APU o el carro externo suministran aire al ducto de sangrado para el arranque de los motores. Después del arranque de motores, este aire de sangrado es suministrado normalmente por los motores. Los siguientes sistemas se basan en el sistema de sangrado de aire para su operación:   

Presurización/Aire acondicionado Anti hielo para motores y alas Arranque de motores

 

Presurización de los reservorios hidráulicos Presurización del tanque de agua

Panel de control

SISTEMA DE AIRE ACONDICIONADO El sistema de aire acondicionado proporciona aire de temperatura controlada por procesamiento del aire de sangrado desde los motores, APU o una fuente de aire de tierra en los paquetes de aire acondicionado. Este aire de temperatura controlada es distribuido a la cabina de mando y a la cabina de pasajeros. El fluo de aire de sangrado de los ductos principales de aire a través de cada paquete de aire acondicionado es controlado por las respectivas válvulas de paquetes. Los paquetes

derecho e izquierdo son completamente independientes. Normalmente el paquete izquierdo usa aire de sangrado del motor Nº 1 y el paquete izquierdo usa aire del motor Nº 2.

SISTEMA DE PRESURIZACIÓN La presurización de la cabina es controlado durante todas las fases de vuelo de operación del avión por el sistema de control de presurización CPCS. El CPSC incluye un controlador automático y un controlador standby disponible por selección AUTO o STANDBY, y dos modos MANUAL. Este sistema usa aire de sangrado suministrado y distribuido por el sistema de aire acondicionado. La presurización y ventilación son controlados por modulación de las válvulas outflow.

. SISTEMA DE OXIGENO

Los sistemas de oxígeno proporcionan oxígeno a presión baja a la tripulación de vuelo y a los pasajeros. Dos sistemas de oxígeno separados tiene el avión.  el sistema de oxígeno de la tripulación de vuelo y  el sistema de oxígeno de los pasajeros.

Además, el oxígeno de emergencia es proporcionado por los cilindros de oxigeno portátil. El sistema de oxígeno de la tripulación de vuelo proporciona oxígeno de alta presión y su distribución y entrega en baja presión. El oxígeno de alta presión se almacena en un cilindro de oxígeno. Los cilindros de oxigeno incluyen una dispositivo de seguridad para descargar el oxigeno si llegara a una presión excesiva. La presión del cilindro de oxígeno se reduce a través de un regulador manorreductor. El oxígeno a baja presión se distribuye a través de reguladores individuales. El sistema de oxígeno de pasajeros despliega automáticamente máscaras de oxígeno a los pasajeros y a los asistentes siempre que la presión de la cabina caiga a un valor equivalente a una altitud de 14.000 pies. El despliegue de las máscaras también se puede actuar por un interruptor en el panel P5.

Sistema contra incendios La protección contra los incendios consiste en sistemas de la detección y de extinción. Los sistemas de detección proporcionan los medios de detectar el fuego, el sobrecalentamiento y/o la creación de humo y de alertar al equipo por indicaciones aurales y visuales. Los sistemas del extinguidor proporcionan los medios de extinguir un fuego. Los sistemas de detección dan la advertencia del fuego, recalentamiento o humo en las áreas siguientes: cada motor, unidad de potencia auxiliar (APU), rueda principal, alas, compartimientos de carga y servicios. La alarma antiincendios es indicada por los pilotos en el módulo de sistema de la protección contra los incendios, encendiendo una alarme de luz en el panel de luces y una alarma en la cabina de control. El APU también tiene una luz de la alarma antiincendios establecida en el panel teledirigido del APU y una sirena

adyacente al panel en la rueda principal derecha bien. La advertencia de sobrecalentamiento es indicada por las luces en el módulo del aire acondicionado y las luces de precaución principal en el módulo del panel de luces. Condiciones de humo en el servicio son indicadas por una advertencia aural de un detector de humos dentro del servicio. (1) en los aeroplanos de pasajero de 737-200 series que incorporan el boletín de servicio 26A1081, hay detectores de humos y las unidades electrónicas del cargo (CEU) instaladas en los compartimientos de carga más bajos delanteros y en popa (fig. 2). C. Los sistemas de extinción incluyen un sistema extintor del motor fijo, un sistema extintor fijo del APU, un servicio fijo sistema extintor y extintores portables. El sistema extintor del motor fijo consiste en el extintor dos botellas, proporcionando una capacidad de extinción de acción doble en cualquier motor. Las botellas son conectadas con cada motor por los colectores y tuberías. Un interruptor del fuego para cualquier motor proporciona los medios de seleccionar cualquiera botella del extinguidor para la descarga. El sistema extintor fijo del APU consiste en una sola botella del extinguidor conectada por tubería con la cubierta del APU. Los interruptores de descarga de los motores y del APU están situados en el módulo de la protección contra los incendios. La botella del APU puede ser descargada activando un interruptor de descarga en el panel remoto de extinción de incendios del APU. ESTRUCTURAS

La estructura del aeroplano (el cuadro 1) esta diseña para proveer la máxima fuerza con el peso mínimo. Este objetivo ha sido alcanzado diseñando las trayectorias alternas de carga en la estructura, de modo que una falta de un segmento no pueda poner en peligro el aeroplano, y también por el uso de apropiados materiales seleccionados. Los materiales más comunes usados a través de la estructura son aleaciones de aluminio, de acero y de magnesio. De éstos usados el más extensivamente posible son ciertas aleaciones de aluminio, que son seleccionados según el tipo particular de carga. El material alveolado de aluminio y de la fibra de vidrio se utiliza extensivamente en áreas secundarias de estructuras y muchas de las superficies de vuelo. FUSELAJE El fuselage es una estructura semimonocasca que consiste en la piel reforzada por los armazones circunferenciales y los largueros longitudinales. Una sección típica a través del fuselage consiste en un lóbulo oval superior y un lóbulo oval mas abajo que se intersequen aproximadamente en el nivel del piso. En la intersección el fuselage es reforzado por las vigas de piso transversales. Sobre esta estructura de piso, que se extiende desde la parte

inferior del avión hasta la nariz del cuerpo el lóbulo superior del fuselage incluye la cabina y es básicamente una cáscara continua, con los recortes en la piel para las puertas y las ventanas. Debajo del piso la continuidad del lóbulo más bajo, que incluye los compartimientos de carga, es interrumpido por varias estructuras: la rueda del tren de aterrizaje de nariz , la cavidad para la encaje del ala en el centro y el pozo de rueda del tren de aterrizaje principal. En la parte posterior del fuselaje continúa el piso y esta sección apoya la aleron vertical, el estabilizador horizontal, el angostamiento de la cola y contiene un compartimiento con las paredes incombustibles para el APU.

ALAS La estructura del ala entre las extremidades izquierdas y derechas consiste básicamente en la caja de la izquierda, la caja central de ala, y la caja de la derecha las cajas de ala izquierdas y derechas es similar en estructura. Las cajas de ala izquierdas y derechas sobresalen de la caja central de ala que las lleva, y son incluidas dentro del fuselaje. Los componentes importantes de la estructura de cada caja de ala son los mástiles delanteros y posteriores, las costillas, las pieles superiores y más bajas, y sus largueros de refuerzo. La estructura de la caja de ala de centro consiste en mástiles delanteros y posteriores, los dos paneles de las vigas, superior y más baja de piel a lo largo del ala, y el refuerzo largueros

Cinco superficies de control están sostenidas por el borde de entrada de cada ala, dos flaps y tres slaps entendibles. Las superficies de control en el borde de salida de cada ala son flaps fuera y dentro de borda, un alerón y un total de 4 spoilers.

ESTABILIZADORES

AVIONICA