2-37.  CONTROL  WHEELS Elevator   and   aileron   control   surfaces   are   oper- ated  by  manually  actuating  either  the  pilot’s  or  copi- lot’s  control  wheel.  Switches  are  installed  in  the  out- board  grip  of  each  wheel  to  operate  the  elevator  trim tabs.  A  microphone  switch,  a  chaff  dispense  switch, and   an   autopilot/yaw   damp/electric   trim   disconnect switch  are  also  installed  in  the  outboard  grip  of  each wheel.  A  transponder  ident  switch  is  installed  on  top of  the  inboard  grip  of  each  control  wheel.  These  con- trol  wheels  (fig.  2-17)  are  installed  -  on  each  side  of the   instrument   subpanel.   A   manually   wound   8-day clock  is  installed  in  the  center  of  the  pilot’s  control wheel,  and  a  digital  electric  clock  is  installed  in  the center   of   the   copilot’s   control   wheel.   A   map   light switch,  and  a  pitch  synchronization  and  control wheel   steering   switch   are   mounted   adjacent   to   the clock  in  each  control  wheel. 2-38. RUDDER SYSTEM. a. Rudder  Pedals.  Aircraft  rudder  control  and nose  wheel  steering  is  accomplished  by  actuation  of the  rudder  pedals  from  either  pilot’s  or  copilot’s  sta- tion  (fig.  2-8).  The  rudder  pedals  may  be  individu- ally  adjusted  in  either  a  forward  or  aft  position  to provide  adequate  leg  room  for  the  pilot  and  copilot. Adjustment  is  accomplished  by  depressing  the  lever alongside  the  rudder  pedal  arm  and  moving  the pedal  forward  or  aft  until  the  locking  pin  engages  in the  selected  position. b. Yaw  Damp  System.  A  yaw  damp  system  is provided  to  aid  the  pilot  in  maintaining  directional stability  and  increase  ride  comfort.  The  system  may be  used  at  any  altitude  and  is  required  for  flight above  17,000  feet.  It  must  be  deactivated  for  takeoff and  landing.  The  yaw  damp  system  is  a  part  of  the autopilot.  Operating  instructions  for  this  system  are contained  in  Chapter  3.  The  system  is  controlled  by a  YAW  DAMP  switch  adjacent  to  the  ELEV  TRIM switch  on  the  pedestal  extension. c. Rudder  Boost  System.  A  rudder  boost  sys- tem  is  provided  to  aid  the  pilot  in  maintaining directional   control   resulting   from   an   engine   failure or  a  large  variation  of  power  between  the  engines. Incorporated   in   the   rudder   cable   system   are   two pneumatic  rudder  boosting  servos  which  actuate  the cables   to   provide   rudder   pressure   to   help   compen- sate  for  asymmetrical  thrust. (1.)  During  operation,  a  differential  pres- sure   valve   accepts   bleed   air   pressure   from   each engine.  When  the  pressure  varies  between  the  bleed air   systems,   the   shuttle   in   the   differential   pressure valve   moves   toward   the   low   pressure   side.   As   the pressure   difference   reaches   a   preset   tolerance,   a TM  55-1510-221-10 switch  closes  on  the  low  pressure  side  which  acti- vates   the   rudder   boost   system.   This   system   is designed  only  to  help  compensate  for  asymmetrical thrust.  Appropriate  trimming  is  to  be  accomplished by  the  pilot.  Moving  either  or  both  of  the  bleed  air valve   switches   on   the   overhead   control   panel   to PNEU  &  ENVIRO  -  OFF  position  will  disengage  the rudder  boost  system. NOTE Condition  levers  must  be  in  LOW  IDLE position   to   perform   rudder   boost   check. (2.) The  system  is  controlled  by  a  switch located  on  the  extended  pedestal  placarded  RUD- DER  BOOST  (on)  -  OFF  (fig.  2-7),  and  is  to  be turned  on  before  flight.  A  preflight  check  of  the  sys- tem  can  be  performed  during  the  run-up  by  retard- ing  the  power  on  one  engine  to  idle  and  advancing power  on  the  opposite  engine  until  the  power  differ- ence  between  the  engines  is  great  enough  to  activate the  switch  to  turn  on  the  rudder  boost  system. Movement  of  the  appropriate  rudder  pedal  (left engine  idling,  right  rudder  pedal  moves  forward)  will be  noted  when  the  switch  closes,  indicating  the  sys- tem  is  functioning  properly  for  low  engine  power  on that  side.  Repeat  the  check  with  opposite  power  set- tings  to  check  for  movement  of  the  opposite  rudder pedal.  The  system  is  protected  by  a  5-ampere  circuit breaker   placarded   RUDDER   BOOST,   located   on the  overhead  circuit  breaker  panel  (fig.  2-26). NOTE With  brake  deice  on,  rudder  boost  may  be inoperative. 2-39.  FLIGHT  CONTROLS  LOCK. Remove   control   locks   before   towing   the aircraft  or  starting  engines.  Serious  dam- age  could  result  in  the  steering  linkage  if towed  by  a  tug  with  the  rudder  lock installed. Positive  locking  of  the  rudder,  elevator  and  aile- ron   control   surfaces,   and   engine   controls   (power levers,  propeller  levers,  and  condition  levers)  is  pro- vided  by  a  removable  lock  assembly  (fig.  2-18)  con- sisting  of  two  pins,  and  an  elongated  U-shaped  strap interconnected  by  a  chain.  Installation  of  the  control locks   is   accomplished   by   inserting   the   U-shaped strap   around   the   aligned   control   levers   from   the 2-35