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ITBA – PROYECTO PETREL S.A. Descripción general Petrel 912 I Página 1 Revisión 2 Fecha 29.12.05

Proyecto N°: CT-A-05-493.01 Solicitante: PROYECTO PETREL S.A. Modelo: Petrel 912 I Marca: Aeroitba Fecha solicitud de certificación: 15 de mayo de 2005 Informe: Descripción general

Petrel 912 I Proyectistas: Ing. Mec. Ignacio F. Garibaldi Visto Bueno: Ing. Aer. Ernesto J. B. Acerbo -

RPAD


I. Revisiones Revisión Fecha de emisión Referencia 1 21.10.05 - 2 29.12.05 fax 1974-05


II. Resumen El objetivo del documento es informar acerca de características generales de la aeronave a certificar. III. Índice Página Revisión 1. Descripción general 4 2 2. Construcción 5 2 2.1. Fuselaje 5 2 2.2. Grupo de cola 6 2 2.3. Tren de aterrizaje 7 2 2.4. Palanca de comando 7 2 2.5. Pedalera 8 2 2.6. Recubrimiento 8 2 2.7. Asientos 8 2 2.8. Alas 9 2 2.9. Montantes 9 2 2.10. Comandos 9 2 2.10.1. Sistema de comando de dirección 9 2 2.10.2. Sistema de comando de profundidad 10 2 2.10.3. Sistema de comando de alerones 11 2 2.10.3.1. Primer subconjunto 11 2 2.10.3.2. Segundo Subconjunto 12 2 2.11. Flaps 14 2 2.12. Sistema de combustible 14 2 2.12.1. Tanques 14 2 2.12.2. Líneas de combustible 14 2 2.12.3. Llave de paso 15 2 2.12.4. Indicadores de Cantidad de combustible 15 2 2.12.5. Bomba de combustible 15 2 2.12.6. Filtros 15 2 2.12.7. Sistema precalentador de combustible 15 2 2.12.8. Sistemas de drenaje de planta motriz 15 2 2.13. Sistema eléctrico 15 2 2.14. Circuito de aceite 16 2 2.15. Marca y modelo de Hélice 17 2 2.16. Sistema de detección de incendio 17 2 2.17. Sistema de extinción de incendios 17 2 2.18. Sistema antihielo 17 2 2.19. Panel de instrumentos, radios y controles de motor y luces 17 2 3. Especificaciones 18 2 Fig. 1. Vistas del Petrel 912 l 5 2 Fig. 2. Vista del fuselaje 6 2 Fig. 3. Vista del grupo de cola 6 2 Fig. 4. Vista del tren de aterrizaje 7 2 Fig. 5. Vista de la palanca de comandos 7 2 Fig. 6. Sectores recubiertos con dacron y material compuesto 8 2 Fig. 7. Ubicación de las butacas en la cabina 8 2 Fig. 8. Vista del ala sin recubrir 9 2 Fig. 9. Vistas del sistema de comando de dirección 10 2 Fig. 10. Vistas del sistema de comando de profundidad 11 2 Fig. 11. Vistas del sistema de comando de alerones 14 2 Fig. 12. Vista del tanque de combustible ensamblado en el ala 14 2 Fig. 13. Esquema del sistema de combustible 15 2 Fig. 14. Esquema conexionado llave de ignición 16 2 Fig. 15. Esquema circuito de aceite y refrigeración del motor 17 2 Fig. 16. Esquema del panel de instrumentos 18 2


1. Descripción general El Petrel 912 I fue diseñado teniendo en cuenta aspectos de importancia para una aeronave de instrucción básica, en especial:

• amplia maniobrabilidad y baja velocidad de aproximación y pérdida • certificable bajo norma VLA • bajo costo operativo • bajo costo de adquisición • construcción sencilla y probada • eliminación de sistemas y equipamientos complejos • mantenimiento sencillo y facilidad para efectuarle reparaciones.

Desde el punto de vista ergonómico se puso énfasis al momento de diseñar el habitáculo para lograr una cabina amplia, segura y con muy buena visibilidad, como así también que pueda albergar un tablero de generosas dimensiones para poder montar el instrumental necesario y dar instrucción en vuelo nocturno y en vuelo por instrumentos.


Fig. 1. Vistas del Petrel 912 l 2. Construcción 2.1. Fuselaje El Fuselaje del Petrel esta constituido por una estructura reticular de tubos de Acero SAE 4130, soldadas mediante MIG en cunas que se diseñaron especialmente para asegurar la uniformidad en la construcción de los fuselajes y sus partes. Los pilotos están rodeados por una cabina resistente pensada para absorber impactos, esto forma una superestructura donde terminan las cargas principales que se producen durante todas las fases del vuelo. La bancada del motor esta construida también en tubos de acero SAE4130 y va unida al fuselaje mediante cuatro bulones AN4.


Fig. 2. Vista del fuselaje 2.2. Grupo de cola El empenaje horizontal está construido, igualmente en tubos de acero SAE4130 y se une al fuselaje mediante cuatro pines de acero de ¼” de diámetro, el arrostramiento de estas superficies se realiza mediante riostras construidas con cables de acero inoxidable 7x19MIL W83420 de 3/32” de diámetro con una resistencia a la tracción de 920 lbs. El sistema de unión de las superficies fijas al fuselaje permite mediante la liberación de las riostras y del comando de profundidad, un rápido plegado para el caso de traslados de la aeronave desarmada. Las superficies móviles del grupo de cola se construyen de la misma forma que las fijas y se unen a las mismas, mediante pines de acero de ¼ de diámetro.

Fig. 3. Vista del grupo de cola


2.3. Tren de aterrizaje El tren de aterrizaje principal es construido por dos ballestas cónicas de acero SAE6150 tratadas térmicamente, diseñadas para que en caso de un impacto con un obstáculo, funcione como fusible y no se dañe la estructura del fuselaje. El tren de nariz esta construido por dos piezas la primera es un tubo de acero SAE4130 de 1,5 pulgadas de diámetro que se inserta en la cabina y gira sobre su eje longitudinal al aplicar pedales, la segunda es la horquilla propiamente dicha, la amortiguación la ejerce un resorte espiral que queda alojado en el interior de esta.

Fig. 4. Vista del tren de aterrizaje 2.4. Palanca de comando Los comandos del Petrel son del tipo bastón, de doble mando, con una palanca para cada piloto. Este sistema esta construido en Acero SAE4130 y es un conjunto autónomo que se fija al piso del fuselaje mediante cuatro bulones AN3.

Fig. 5. Vista de la palanca de comandos


2.5. Pedalera El comando de dirección está compuesto por cuatro pedales con actuadores para los frenos, los pedales de cada puesto de pilotaje están unidos por un tubo de acero SAE4130 y los cables al timón de dirección se toman en los pedales externos, mediante bulones AN3. Todo el conjunto esta fijado al piso mediante cuatro bulones AN3. Ver figura comando de dirección. 2.6. Recubrimiento El recubrimiento del fuselaje del Petrel se realiza con dacron y dope en los laterales y en el inferior de la parte trasera, igual que las superficies del grupo de cola. La parte delantera del fuselaje y el morro trasero, están recubiertos con piezas construidas en materiales compuestos.

Fig. 6. Sectores recubiertos con dacron y material compuesto

2.7. Asientos Los asientos poseen una estructura de tubos de aluminio 6061T6 recubierta en tela y están fijados con pines de acero de 3/16 de pulgada de diámetro. Mediante la remoción de estos pines se puede cambiar la posición del asiento.

Fig. 7. Ubicación de las butacas en la cabina


2.8. Alas Se adoptó un sistema constructivo para el cual tenemos mas de 10.000 hrs. de vuelo de experiencia acumuladas en aviones experimentales de la firma Rans. Las alas están construidas mediante dos largueros tubulares de aluminio 6061T6 de 3” de diámetro y 0,063“ de espesor en el borde de ataque y de 2” de diámetro por 0,058” de pared en el borde de fuga. Estos tubos poseen refuerzos internos en las tomas de montantes. La estructura interna del ala esta compuesta por herrajes del tipo U construidos en aluminio extrudado y tubos de aluminio 6061T6 de 1” de diámetro y 0,058” de pared que forman las diagonales y las barras de compresión, las tomas de los montantes se realizan con placas de aluminio 6061T6 de ¼” de espesor. Toda la estructura se ensambla mediante el uso de remaches de acero inoxidable y bulones AN. Las costillas se fijan a los largueros mediante remaches de aluminio Cherry de 3/32” de diámetro. Las uniones de las superficies móviles (flaps y alerones) se realizan mediante herrajes de acero inoxidable, tipo U, que se ligan entre si mediante un bulón AN3-15. Las alas están recubiertas con Dacron y Dope

Fig. 8. Vista del ala sin recubrir 2.9. Montantes El sistema de arrostramiento de las alas a la estructura del fuselaje está formado por dos montantes perfilados de aluminio 6061T6. En los extremos de estos se colocan piezas de aluminio 6061T6 maquinadas mediante CNC, que unen el fuselaje con los montantes y a estos con los herrajes de toma de montantes que se encuentran en las alas. Poseen un sistema de minimontantines construidos en tubos de acero SAE4130. 2.10. Comandos 2.10.1. Sistema de comando de dirección El sistema de comando de dirección se realiza mediante dos cables MIL W83420 de 7x19x1/8” de diámetro con una resistencia a la tracción de 1760 lbs., que unen las pedaleras con el cuerno del timón de dirección. Para el guiado de estos se han colocado roldanas AN210-3A en la parte de la cabina y un pasa cable en el sector de la cola. El armado de los cables se realiza utilizando herrajes de acero inoxidable para los extremos que van unidos a la pedalera, guardacabos de inoxidable, nicopress y shackles en los extremos que toman al timón de dirección. El accionamiento del timón es directo, el cable del pedal externo derecho mueve el cuerno derecho del timón y el pedal izquierdo mueve el cuerno izquierdo.


Fig. 9. Vistas del sistema de comando de dirección 2.10.2. Sistema de comando de profundidad El comando de profundidad se construye con un tubo de acero SAE4130 que une el cuerno del comando de profundidad colocado en el sistema de palancas de comando y un tubo de aluminio 6061T6 de 1-¼” de diámetro y 0,058” de espesor . Este sistema de barras trabaja a la tracción-compresión en forma directa con los elevadores. La unión entre los elevadores y el tubo se realiza mediante una horquilla construida en acero SAE4130. En los extremos de esta horquilla se colocan dos unibolt HME4, que mediante dos bulones AN4 transfieren el movimiento a los cuernos del elevador.


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Fig. 10. Vistas del sistema de comando de profundidad 2.10.3. Sistema de comando de alerones El sistema de comando de alerones se realiza mediante dos subconjuntos. El primero está en el fuselaje y el segundo en las alas. 2.10.3.1. Primer subconjunto Está formado por el sistema de palancas de comando (donde se origina el movimiento), una T ubicada en el centro superior delantero de la cabina del avión y un sistema de cables y poleas que transfieren el movimiento de las palancas hasta la T. Los cables son de acero inoxidable 7x19 MIL W83420 de 3/32” de diámetro con una resistencia a la tracción de 920 lbs.; las poleas son A2102A.


2.10.3.2. Segundo Subconjunto Está formado por un sistema para cada ala de 2 tubos de aluminio 6061T6 de 5/8” de diámetro por 0,049” de espesor, un balancín que se encuentra instalado en el ala (que es el encargado de generar el movimiento diferencial de alerones) y un horn colocado en los alerones. En cada punta de los tubos se encuentra remachada una pieza de aluminio construida por CNC en la cual se roscan los unibolt HME4. Este sistema push pull se une al otro subsistema mediante un bulón AN4 en la T del centro de la cabina. Para desmontar las alas sólo es necesario sacar este bulón y de esta manera queda liberado el sistema de comando de alerones.


Fig. 11. Vistas del sistema de comando de alerones 2.11. Flaps Los flaps se actúan mediante una palanca central de accionamiento manual, ubicada entre los dos asientos. Posee cuatro posiciones: 0°, 5°, 10°, 15°. El movimiento a los flaps se realiza mediante un sistema de teleflex que unen la palanca con el cuerno de flap. 2.12. Sistema de combustible 2.12.1. Tanques Posee dos tanques construidos por roto moldeo con capacidad para 9 Gal. cada uno. Estos tanques se alojan en las raíces de las alas entre el larguero principal y las diagonales y se fijan con bulones AN3A a herrajes remachados a la estructura del ala. El venteo de los mismos se encuentra en las tapas de los tanques y reciben la presión del aire cuando la aeronave se encuentra en vuelo.

Fig. 12. Vista del tanque de combustible ensamblado en el ala 2.12.2. Líneas de combustible Para las líneas de combustible se utilizan mangueras de goma y tela desde los tanques hasta la llave de paso de combustible y desde ésta hasta el gascolector en el sector inferior del parallamas. Desde el gascolector en adelante la manguera se recubre con la protección antiflama. La vida útil de estas mangueras de goma y tela supera los 5 años.


Fig. 13. Esquema del sistema de combustible 2.12.3. Llave de paso Posee una única llave de corte de combustible ubicada en el puesto de piloto, la cual corta el combustible de los dos tanque simultáneamente. No se contempla la posibilidad de seleccionar tanque izquierdo o derecho. 2.12.4. Indicadores de Cantidad de combustible Los indicadores de cantidad de combustible se colocan en los tanques y funcionan por vasos comunicantes. Están graduados por cuartos de tanques. 2.12.5. Bomba de combustible La bomba de combustible es la original del motor Rotax, es de accionamiento mecánico y la falla de la misma no produce la detención del motor, ya que los tanque se encuentran por encima del nivel de las cubas de los carburadores, suministrándose el combustible por gravedad al motor. 2.12.6. Filtros Además de la malla filtrante del gascolector se agrega una unidad filtrante en la línea de combustible antes de ingresar a la bomba. El objetivo de esta unidad es detener las partículas de menor tamaño que pudieran ocasionar una obstrucción en los orificios de baja de los carburadores. 2.12.7. Sistema precalentador de combustible Aire caliente en carburador. 2.12.8. Sistemas de drenaje de planta motriz El drenaje de combustible se realiza a través del gascolector, el drenaje de aceite se realiza a través del tapón de drenaje del tanque externo de aceite del motor y el drenaje del líquido refrigerante se realiza a través del intercambiador de calor.


2.13. Sistema eléctrico El Petrel 912 I tiene un sistema eléctrico alimentado por el generador interno del motor Rotax 912 o desde una batería. Esta última esta ubicada en el compartimiento del motor, sobre el parallamas y es utilizada para la puesta en marcha del avión o en caso de falla del generador. El generador provee al sistema eléctrico corriente continua con una tensión de 13,5 volt y 250 watts de potencia máxima y la batería es de 12 volts / 26 amps. El generador provee a la salida, corriente alterna que es rectificada en un rectificador-regulador el cual, tal como su nombre lo indica, cumple las funciones de rectificar y regular la tensión suministrada, para lograr corriente continua de 13,5 volts y mantener constante la tensión en la línea, independientemente de las cargas en los circuitos, evitando también, sobrecargas en la batería. La alimentación eléctrica provista por el rectificador-regulador o por la batería, llegan a una llave maestra del avión, ubicada en el panel de instrumentos (switch guard MS25224), la cual está protegida por un fusible general de 25 amps. Desde dicha llave se alimenta la barra de los distintos circuitos del avión, situada en la parte posterior del panel de instrumentos . Cada uno de estos circuitos cuentan a su vez, con interruptores y fusibles protectores individuales igualmente ubicados en el panel de instrumentos (toggle switches AN30212 y circuit breakers Potter & Brunfield W58 series). Los circuitos existentes en el avión, asociados a los correspondientes interruptores y fusibles, corresponden a:

• calefactor del tubo pitot • faro de aterrizaje • faro anticolisión • luces de posición • luces de cabina • maestra de aviónica (radios y navegación).

La alimentación eléctrica para instrumentos de motor y vuelo, es provista directamente a los mismos, desde la llave maestra de alimentación del avión.

Fig. 14. Esquema conexionado llave de ignición


2.14. Circuito de aceite El sistema de lubricación del motor rotax 912 consta de una bomba de aceite de engranajes acoplada al cigüeñal del motor que succiona el aceite de un recipiente externo y lo introduce a presión. La evacuación del aceite del cárter del motor hacia el recipiente externo se efectúa mediante el venteo del cárter que se encuentra situado en el fondo del mismo. El flujo de los gases del cárter arrastran al aceite hacia el depósito externo. Luego los gases del cárter son venteados hacia la atmósfera desde la parte superior del depósito externo de aceite.

Fig. 15. Esquema circuito de aceite y refrigeración del motor 2.15. Marca y modelo de Hélice Hélice de madera Marca Sensenich de diámetro 66 in por 52 in de paso. 2.16. Sistema de detección de incendio No posee. 2.17. Sistema de extinción de incendios Posee un matafuego de halon de 2,5 lb. 2.18. Sistema antihielo Sistema calefactor pitot. 2.19. Panel de instrumentos, radios y controles de motor y luces 1. Compás magnético Airpath C2300 –L4 2. Presión de aceite Rotax 956 520 3. Reloj 2 ¼ Elapsed time electric clock 4. Indicador de succión 1 ¼ Gyro Pressure gauge P/N 10-01105 5. Temp CHT Rotax Part Number 6 y 31. VOR-GPS Narco Nav 122D/GPS 7. Temperatura de aceite Rotax 956 525 8 y 9. Altímetros 0-20000 ft United (Tso) P/N 10-04550 10. Amperímetro Michell P/N 10-25115 10. Voltímetro Michell P/N 10-25105 11. Giro direccional neumático Sigmatek P/N 4000 B 12 y 33. ADF 13. Velocímetro Sigma tek 20-160 P/N 10-02917


14. Maestra eléctrica Swicht Guard MS 25224 15. RPM Rotax 966077 16. Control flap de motor 17. Variómetro 0-2000 Fpm United P/N 10-05205 18. Seis interruptores eléctricos toggle switches AN-3021-2 y seis fusibles asociados Potter & Brunfield W58 Series

• Calefactor de pitot • Faro de aterrizaje • Faro anticolisión • Luces de posición • Luces de cabina • Maestra de aviónica

19. Horizonte artificial neumático Sigma tek P/N 5000 B 20. Termómetro temp exterior Scott P/N 1015500 21. Indicador de giros y ladeos eléctrico RC Allen P/N RCA 83 A-11-14 23. Acelerador 25. Control de aire caliente al carburador 27. Puesta en marcha y magnetos ACS mode N A-510-2 29. Radio Micro Air 760 VHF P/N 11-18700

Fig. 16. Esquema del panel de instrumentos 3. Especificaciones

ESPECIFICACIONESEnvergadura del ala 9.6 m

Área 13.518 m2

Cuerda media 1.408 mRelación de aspecto 6,819

Largo 6.10 mAltura 2.74 m

Ancho de la cabina 1.16 mHeadroom 1.016 m

Legroom 1.05 mNúmero de asientos 2

Puertas 2Tren de aterrizaje triciclo

Volumen de equipaje 0.17 m3

Capacidad de equipaje 22 kgVolumen auxiliar de equipaje 0.2 m3

Capacidad auxiliar de equipaje 7 kgCapacidad de combustible 68 lts


PLANTA MOTRIZ

Motor Rotax 912Potencia de salida 80 hp/100 hp

Capacidad de aceite 3.5 ltsCapacidad de líquido refrigerante 4.5 lts

Diámetro de la hélice 66 inTipo de hélice madera

Reducción 1:2.27Fuel G.P.H. 14.46 lts/h

PERFORMANCE

Carrera de despegue 70.8 mVelocidad de ascenso 4,93 m/seg

Techo de servicio 5000 mVelocidad crucero 150 km/h

VNE 210 km/hVelocidad de pérdida sin flaps 70.3 km/h

Velocidad de pérdida con flaps 66.2 km/hVelocidad de rolido 90 °/secRelación de planeo 08:01

Carrera de aterrizaje 90 mAutonomía 4.7 hs

Alcance 700 km

WEIGHTS AND LOADINGS Peso máximo 534 kg

Peso en vacío 313 kgCarga útil 221 kg

Factores de carga límite 4 -2

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