king air c90 ab pilot training manual

5/13/2018 King Air C90 AB Pilot Training Manual - slidepdf.com

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MANUAL COM PROPÓSITO DE TREINAMENTO

NOTA IMPORTANTE

Este manual foi produzido com o intuito de atuar como auxílio ao ensino do Curso deFamiliarização para pessoal técnico da área de manutenção aeronáutico e tripulante debordo da aeronave Beechcraft King Air C-90A/B.

AVISO

O material contido neste manual é baseado em informações obtidas dos manuais do

piloto fornecidos pelo fabricante da aeronave e dos manuais de manutenção. Ele deveser usado somente como propósito de familiarização e treinamento.

No momento da impressão deste manual, ele estava completamente atualizado. Nocaso de um conflito entre as informações contidas aqui e as publicações emitidas pelofabricante ou pela FAA, prevalecem às informações do fabricante e da FAA.

Quero que você tenha o melhor aproveitamento possível. Agradeço qualquer sugestãoque possa ser enviado para que eu possa melhorar ainda mais este manual ou paraqualquer outro aspecto do programa de treinamento Beechcraft.

A reprodução total ou imparcial, xérox ou encadernamento deste manual é permitidamesmo sem autorização expressa de quem o fez.



CAPÍTULO 1 - GENERALIDADES DA AERONAVE

INTRODUÇÃOAs informações contidas neste manualdestacam as áreas de desempenho quepode ser esperado ao King Air C90B e foiprojetado para facilitar a manutençãodos documentos necessários para o fun-cionamento eficiente do seu avião.

O BEECHCRAFT C-90B, tal como outrasaeronaves de alto desempenho, deve seroperada com eficiência e toda segurançapelas mãos de um piloto competente,capacidade e conhecimento de todos osprocedimentos normais, de emergência eseus respectivos sistemas.

Você deve estar bastante familiarizadocom os conteúdos dos manuais de opera-ção e “check lists” para garantir a ope-ração segura da aeronave.

Este é um pequeno resumo do manual de operação do piloto feito pela Beechcraft e não tem comofinalidade a substituição de quaisquer outros manuais ou livros didáticos. É primordial o estudo dos

manuais distribuídos pelo fabricante.Sendo de inteira responsabilidade do piloto em comando a segurança do avião e de seus ocupantes,precauções devem ser observadas para reduzir o risco de ferimentos graves ou fatais da tripulaçãoe dos passageiros.

GENERALIDADESO King Air C90A e o C90B são aeronaves de alto desempenho, empenagem convencional, pressuri-zada, e conta com dois motores turboélice. Ele foi projetado e equipado para o vôo em condiçõesIFR, diurno e noturno, em zonas de alta densidade de tráfego aéreo e em áreas onde é conhecidaou prevista a formação de gelo. Também é capaz de operar em pequenos aeroportos improvisadosou despreparados desde que dentro dos limites do POH.

Seu projeto é uma combinação de uma estrutura altamente eficiente com componentes da maisalta tecnologia, proporcionando confiabilidade, economia, versatilidade e produtividade.

Uma nacele carenada e oval, com uma área frontal mínima, estão instaladas em cada lado da seçãocentral da asa para alojar ambos os motores e trem de pouso principal. As naceles foram projeta-das e são localizadas de modo a maximizar a distância da hélice ao solo, minimizando o ruído in-terno da cabine e permitindo o mínimo arrasto provocado pelos motores montados nas asas.

A estrutura é toda em metal, com asas cantilever, cauda com empenagem convencional. As asassão eficientes. A seção do aerofólio fornece uma excelente combinação de baixas condições de ar-rasto em regime de cruzeiro, e condições de manuseio fácil para baixas velocidades em operaçõesaeroportuárias.



ARRANJO GERAL – C90A

Figura 1.1 – Ar ranj o Int erno do C90



VISÃO EXTERNA - TRÊS VISTAS – C90A

Figura 1.2 – Tr ês Vistas



Uma entrada de ar, oval, localizado na área

frontal da nacele do motor é instalada emcada lado da asa, na seção central. Tem umdesenho geométrico tipo "pitot" (Figura 1.3) etem a função de aumentar o desempenho a-través da redução arrasto, e a entrada de ar émoldada para reduzir a área frontal, obtendoum menor atrito possível. As naceles são con-cebidas e localizadas para maximizar a héliceno solo, minimizar o ruído e fornecer umabaixa resistência sobre as asas.

Figura 1.3 - Ent rada de ar do motor

Sua fuselagem é do tipo convencional com estrutura monocoque, fabricada com ligas de alumíniode alta resistência. O formato básico de corte transversal da cabine foi determinado por um con-junto favorável de fatores, compostos pelo conforto dos passageiros e pelo eficiente desempenhoem vôo de cruzeiro. O perfil da cabine é um quadrado ovalado. Os passageiros podem sentar-seconfortavelmente sem a necessidade de inclinar suas cabeças devido ao formato das paredes. Opiso é plano, de uma extremidade à outra, de modo a facilitar a entrada e a saída dos passageirosda cabine. As aeronaves Beechcraft King Air C90A e C90B são certificados para um máximo de 10pessoas (Figura 1.4). A configuração mais popular proporciona lugares confortáveis para seis passa-geiros e dois tripulantes. Praticamente é possível qualquer arranjo interno.

Figura 1.4 – Arranj o Interno

CONFIGURAÇÕES DO KING AIR C90A E C90B

O King Air C90A e C90B são equipados com dois motores turboélices PT6A-21 fabricado pela Pratt &Whitney, 550 shp (nominal cada). Além das configurações padronizadas da aeronave, a Beechcraftoferece vários itens opcionais que estão disponíveis a custos adicionais.

As configurações básicas, dimensões, pesos e especificações estão resumidos na tabela a seguir.



Consulte o POH de sua aeronave para obter mais informações detalhadas e atualizadas.

Tripulação mínima 1

Máximo de ocupantes (incluindo 1 piloto) 13Ocupantes (configuração normal) 6Motores (P & W turbohélice) PT6A-21

Tipo de hélice Rotação constante, reversível, contra peso, atuação hidráulicaNúmero de hélices 2

Fabricante das hélices Hartzell Propeller Company, Inc. (Piqua, OH)Número de pás das hélices 4

Modelo das hélices Hartzell HC-E4NTrem de pouso (retrátil, triciclo) Hidráulico

Área de asa 293.94 lb/pé

VELOCIDADES DE OPERAÇÃO

Esta aeronave foi qualificada como uma das mais manobráveis do mundo. Seu manuseio é fácil emqualquer condição de vôo e seu tipo de construção permitiu que os seguintes valores fossem alcan-çados (considerando-se o peso máximo de decolagem do C90A – 9.650 lbs e C90B – 10.100 lbs):

TIPO DE VELOCIDADE C90A (IAS) C90B (CAS)Máxima Operacional (VMO) 226 nós 226 nós

De Manobras (VA) 169 nós 169 nósMáxima para baixar o trem de pouso (Vlo) 182 Nós 182 Nós

Máxima para recolher o trem de pouso (Vlo) 163 Nós 163 NósMáxima para trem de pouso estendido (Vle) 182 Nós 182 Nós

De aproximação com flap-approach (VFE - triângulo branco) 184 Nós 184 NósMáxima de aproximação com full-flap (VFE – Flap-Down) 148 Nós 148 Nós

De Stall (Vs - flapes 100% / Power Off) 76 Nós 78 NósVelocidade de Stall (VS - flapes UP) 89 Nós

Mínima de controle no ar (Vmca / Red Line) 80 nós 90 nós

RAZÃO DE SUBIDA

O King Air proporciona uma margem extra de confiança através de seus motores PT6A. As informa-ções seguintes são calculadas considerando-se o peso de decolagem do C90 de 9.650 lbs. Os gráfi-cos e cartas usados na seção de performance do livro de operação do piloto do C90A ou C90B e de-terminam a razão de subida sobre o peso do avião e uma variedade de condições meteorológicas.

Dois motores (Nível do mar, condições normais) 2.150 pés/minUm motor (Nível do mar, condições normais) 625 pés/min

Um motor (500 pés, condições normais) 510 pés/min

TETO DE SERVIÇO

Com o peso máximo de decolagem em condições meteorológicas não favoráveis, o teto de serviçodo King Air é mostrado na tabela abaixo. Esses valores foram calculados com o peso máximo de de-colagem do C90A em 9.650 lbs.

Dois motores (100 pés/minuto) 30.000 pésUm motor (50 pés/minuto) 16.500 pés

Diferencial de Pressurização da Cabine – C90A 5,1 PSIDiferencial de Pressurização da Cabine – C90B 4,6 PSI



AUTONOMIA

A grande maioria dos vôos executivos tem uma distância de aproximadamente, 240 milhas náuticas.

O King Air C90 pode fazer até quatro viagens com tais comprimentos, com potência máxima de cru-zeiro, 2 pilotos e 2 passageiros, sem precisar reabastecer. Você pode nunca precisar do alcancemáximo de 961 milhas náuticas, mas isto vai lhe ajudar a ganhar tempo entre viagens com uma re-dução de tempo em alguns minutos.

Condição Exemplo: voar a 20.000 pés de altitude e descer para o nível do mar, vento zero e condi-ções normais.

CONDIÇÃO Dist. de Alcance Máximo Dist. com Potência Máxima02 pilotos, 04 passageiros, 200 lbs de bagagem 688 NM 577 NM02 pilotos, 02 passageiros, 100 lbs de bagagem 961 NM 806 NM02 pilotos, 03 passageiros, 150 lbs de bagagem 824 NM 691 NM

ESPECIFICAÇÕES DO C90A

PESOS MÁXIMOS CERTIFICADOSPESOS

MÁXIMOLJ1138 , LJ1063-1137 &

1146Subseqüentes,Exceto 1146

De rampa 9.710 libras 10.160 librasDe decolagem 9.650 libras 10.100 libras

De pouso 9,168 libras 9.600 librasZero combustível Não há limite Não há limite

Nos compartimentos de bagagem (traseiro) - - - - - - - - 350 librasNos compartimentos de bagagem (dianteiro) - - - - - - - - 350 libras

Carga da asa 32.8 libras/pé² 34.4 libras/pé²Carga de potência 8.8 libras/H.P. 9.2 libras/H.P.

DIMENSÕES DE ENTRADA NA CABINE

Comprimento da cabine (Máx) 54 polegadasLargura da cabine (ponta a ponta) 155 polegadas

Largura da cabine (pressão máxima entre anteparos) 214 polegadasAltura da cabine (Máx) 57 polegadas

Largura da porta de entrada (Mín) 27 polegadasAltura da porta de entrada (Mín) 51.6 polegadas

Altura Sill (Máx) 48 polegadasVolume do compartimento de pressurização 313.6 pés cúbicos

Volume do compartimento de bagagem traseiro 53.5 pés cúbicosVolume do compartimento dos Aviônicos e Bagagem 16 pés cúbicos

PORTAS DE ENTRADA E SAÍDA DA CABINE E DE EMERGÊNCIA

Uma única porta de entrada, com degraus de entrada e saída da cabine, encontra-se no lado es-querdo da fuselagem, logo atrás da asa esquerda (Figura 1.5). Ela abre-se para baixo fixado pelasua parte de baixo. Dois dos quatro degraus são móveis e automaticamente se retraem em direçãoà porta na posição fechada. Uma plataforma de recolhimento automático se estende automatica-mente quando a porta se abre proporcionando uma plataforma para proteção do selo da porta.



Figura 1.5 – Port as de Ent rada e de Emergência

A porta de saída de emergência está localizada na terceira janela da cabine do lado direito da fu-selagem. Uma placa na janela dá as informações para se ter acesso ao mecanismo de liberação. Asaída de emergência é liberada a partir do interior do avião, através de dois ganchos e um botão euma maçaneta do tipo “Puxar”, que libera a trava. Uma placa na cobertura da saída de emergêncialista a informação necessária para sua abertura.

Uma trava de pressão previne que a porta seja aberta quando a cabine estiver pressurizada. Sepressurizada, puxando os ganchos libera-se a trava da pressão e permite que o botão seja pressio-nado. Este libera a maçaneta de desengate do trinco. Quando a maçaneta for puxada para cima eos trincos de segurança forem liberados, uma dobradiça na parte inferior permite que a porta sejaliberada para fora e para baixo, abrindo totalmente a saída de emergência.

Um cabo envolvido em material plástico proporciona um suportepara a porta de entrada na posição aberta e serve para estabilizaro peso na porta quando os passageiros estiverem entrando ou sain-do da aeronave. Há também um corrimão para os passageiros, alémde um meio de se fechar a porta pelo lado de dentro da aeronave.Um amortecedor hidráulico permite com que a porta desça gradu-almente durante sua abertura. É importante que, não mais do queuma pessoa esteja no degrau da porta ao mesmo tempo pois umpeso excessivo poderia causar um dano estrutural para a porta.

Uma opção disponível só no modelo C90B é uma dupla de cabostensores para o suporte da porta na escada de entrada (Figura 1.6).

O cabo é ajustável e torna fácil sua desmontagem a fim de propor-cionar mais espaço a grandes carregamentos no avião.



MECANISMO DA TRAVA DA PORTA

O mecanismo de travamento da porta (Figura 1.5) é operado por duas maçanetas colocadas verti-

calmente, uma pelo lado de dentro e outra pelo lado de fora da porta. As maçanetas, interior eexterior, são interligadas mecanicamente. Quando uma delas é girada na direção mostrada na pla-ca de instruções, dois parafusos de trava, uma em cada lado da porta, e dois ganchos de trava notopo da porta, travam a porta à sua estrutura de sustentação. Um botão adjacente a maçaneta daporta, deve ser pressionado antes da maçaneta ser girada para abrir a porta. Para maior segurançada aeronave no solo, a porta pode ser trancada com uma chave.

Para assegurar o fechamento da porta pelo lado de dentro, gire a maçaneta no sentido horário, atéela tocar no batente. O botão de alívio deve saltar para fora, liberando a trava da porta, e a maça-neta deve estar no ponto mais baixo. Verifique a segurança no fechamento da porta tentando rodara maçaneta de abertura sem pressionar o botão. A maçaneta não deverá se mover.

Cheque quanto a segurança da porta girando a maçaneta no sentido anti-horário sem pressionar obotão de alívio. A maçaneta não deve se mover. Assegure-se de que a trava de segurança esteja naposição ao redor do eixo do diafragma quando a maçaneta estiver na posição travada. Para confir-mar a segurança desta área, pressione a chave vermelha perto da janela que ilumina uma lâmpadado lado de dentro da porta. Se o braço estiver posicionado adequadamente ao redor do eixo, che-que a indicação de cada orifício de inspeção visual, localizados perto de cada canto da porta. Con-firme se a linha verde pintada no parafuso da trava está alinhada com o ponto preto do orifício deinspeção visual.

Nunca tente destravar ou verificar a segurança da porta em vôo. Se a luz “CABIN DOOR” acender du-rante o vôo, ou se o piloto tiver alguma razão para suspeitar de que a porta não esteja seguramente

travada, a pressão interna na cabine deve ser reduzida a zero e todos os ocupantes devem ser instru-ídos a permanecerem sentados e com os seus cintos de segurança apertados. Depois que o avião tiverseguramente pousado, somente um membro da tripulação é que poderá verificar a segurança da por-ta.

BAGAGEIRO DIANTEIRO (opcional)

Os modelos LJ-1531 do King Air C90A e C90B têm um compartimento opcional de bagagem de narizcom 16 pés cúbicos (Figura 1.7) o qual é acessível através de uma pequena porta localizada no ladoesquerdo do nariz. Este compartimento é limitado a 350 libras, o qual inclui o peso dos equipamen-tos dos aviônicos dentro do compartimento.

A porta do bagageiro é fixada na parte superior para permitir que

abra para cima. Uma alavanca da porta com um botão de liberação,ativa três parafusos de trava do tipo “baioneta” que, quando trava-dos, vão assegurar a porta na posição fechada. Quando a porta destecompartimento não estiver bem fechada, uma chave no parafuso datrava dianteiro vai fechar e a luz “BAG DOOR OPEN” irá acender nopainel de alarmes.

Em adição, a porta está equipada com um trinco secundário de segu-rança para segurar a porta na posição parcialmente fechada, casoocorra de que o primeiro parafuso de engate principal do parafusonão seja travado corretamente.



Um botão do tipo “push”, adjacente à maçaneta da porta, irá impedir que a porta abra inadverti-damente. Para maior segurança da aeronave no solo, a porta do compartimento de bagagem donariz pode ter um trinco de trava com uma chave.

COMPARTIMENTOS DA CABINE

O interior da cabine pressurizada ou “vazo de pressão” (Figura 1.8) consiste na cabina de pilota-gem, área de assentos de passageiros e uma área traseira de bagagens. A cabine de comando con-tém dois assentos lado a lado para o piloto e o co-piloto. Tipicamente para emprego de vôos corpo-rativos, a cabine de passageiros é arranjada para um total de cinco passageiros.

A área do lavatório está localizada no compartimento traseiro da aeronave, com um assento esto-fado, que pode ser usado como assento de um sexto passageiro.

Outra área mais atrás, definida como área do bagageiro, também pressurizada, tem uma capacida-de de 53,5 pés cúbicos e serve para acomodar carga, bagagens ou vestuário (tudo ficando acessívelem vôo). A localização da área de bagagem perto da porta de entrada e saída torna o carregamen-to e o descarregamento muito mais fácil.

Em caso de operação especial, todos os itens, tais como bancos, paredes, divisórias e lavatóriospodem ser rapidamente removidos para uma configuração de aeronave para transporte de carga.

CABINE DE COMANDO

O arranjo interno da cabine de comando tem um desenho otimizado pelo tempo, trazendo maiseficiência e conforto a tripulação (Figura 1.9). O piloto e o co-piloto se sentam em poltronas indi-viduais, lado a lado, separados pelo controle do pedestal. Os assentos são ajustáveis verticalmentee longitudinalmente. Cintos de segurança individuais, tipo “arreios” captam os movimentos de i-nércia e são atuados com travamentos sob movimentos bruscos. A configuração geral da cabine decomando mostra a localização dos instrumentos e controles. Comandos e controles duplos conven-cionais tal que a aeronave possa ser comandada tanto pelo piloto como pelo co-piloto. Os controlese instrumentos são organizados convenientemente do lado esquerdo da cabine, a fim de proporcio-nar a operação de um único piloto e instrumentos duplicados, no lado direito, para a operação deum segundo tripulante, o co-piloto.



Figura 1. 9 – Cabi ne de Comando

O painel de controle do combustível (Figura 1.10) está localizado no lado esquerdo, próximo ao

piloto. Contém os controles da quantidade de combustível, interruptores, válvula da parede de fo-go do motor (firewall), interruptor de alimentação cruzada e disjuntores.

O painel de instrumentos (Figura 1.11) contém os instrumentos de vôo, instrumentos do motor epainel de aviônicos. O indicador de velocidade no ar, velocímetro, e outros mais diversos indicado-res do sistema, os quais têm marcações e limitações, serão vistos na página seguinte.

Os instrumentos do motor são montados em duas colunas verticais próximas ao painel de aviônicos.O painel de aviônicos, no centro, contém os instrumentos dos rádios de comunicação (Comm1 eComm2), rádios de navegação (ADF, VOR, Transponder) e a unidade de radar meteorológico.



Entendendo para trás do painel inferior central está o pedestal e o quadrante de controles de mo-tor (Figura 1.12), contendo a alavanca dos flapes, botões dos compensadores do aileron e do lemede direção, controles de pressurização, diretor de vôo, sistema de piloto automático e disjuntoresde carga elevada, todos montados neste pedestal. No painel do lado direito (Figura 1.12), próximoao co-piloto está o painel principal dos disjuntores/fusíveis e dos instrumentos do motor movidospor corrente alternada. É aí onde se encontra a maioria dos disjuntores do circuito elétrico da ae-ronave.

Logo abaixo do painel de instrumentos está o painel inferior do piloto, à esquerda e o painel inferi-or do co-piloto, à direita (Figura 1.13). Controles dos sistemas da aeronave, chaves dos motores,chaves principais, controles do trem de pouso, mostradores de pressão pneumática, de sucção epressão de oxigênio estão localizados neste painel inferior.

A alavanca de fonte de ar estático está montada logo abaixo do mostrador de pressão de oxigênio.



Obs.: Uma descrição mais detalhada dos instrumentos encontrados nesse painel será mostrado nofinal deste capítulo.

PAINEL DO SISTEMA ANUNCIADOR DE ALERTAS E ALARMES

O sistema de luzes e avisos anunciadores (Figura 1.14 e 1.15) consiste de um painel anunciadorcentralmente localizado no painel de controles dos pilotos, um painel anunciador, um interruptortipo “Pressione para testar” (PUSH-TO-TEST) e uma luz de advertência de falha no sistema. Os a-

nunciadores são do tipo leitura rápida. Sempre que ocorrer uma condição comum ou anormal nosistema, é gerado um sinal e uma luz de advertência apropriada se iluminará.

A iluminação de uma luz verde ou amarela no painel anunciador não irá acionar o sistema de ad-vertência, mas uma luz vermelha irá acionar um alerta padrão. Nos modelos LJ-1353 e após, iráanunciar uma luz amarela no painel “MASTER CAUTION”.



PAINEL SUPERIORNa área do topo, entre o piloto e o co-piloto está localizado o painel superior (Figura 1.16). Aquiestão os controles das luzes internas e externas tipo reostatos variáveis, de controle das luzes dosinstrumentos e da cabine de comando então, as luzes convenientes para ambos os tripulantes.



Também há o controle de limpeza do pára-brisa, o gerador de tensão de carga, o indicador de am-peragem do sistema de degelo e a luz de acompanhamento do inversor. Certas limitações opera-cionais também serão sinalizadas neste painel.

INSTRUMENTOS DE PAINEL E AVIÔNICOS NO C90A

A característica dos equipamentos do painel do C90A é de um pacote de aviônicos Collins Pro LineII, incluindo um EFIS HSI (EHSI-74).

Opcionalmente estão disponíveis os pacotes de aviônicos Bendix/King Gold e Silver Crown. Dois sis-temas RNAV/Loran estão disponíveis com as opcionais do Bendix/King KLN 88 e os LNS616B Foster.

1. Interruptor de aviso do “Master Warning”

2. Interruptor de aviso do “Master Caution”3. Indicador de curva e bola (Turn & Slip)4. Sistema de Compasso e Giro (Dual Collins MCS-65s)5. Interruptores de controle EADI/EHSI6. RMI com VOR (Collins dual)7. Velocímetro8. Horizonte Artificial Collins EFD-84 EADI (EFIS)9. EHSI Collins EFD-84 (EFIS)10. Interruptor do Sincronismo de hélice11. Medidor de Distância DME (Dual Collins DME-42s)12. Indicador de Razão Vertical TCAS I (Honeywell)13. Altímetro (Collins) com Seletor e Alerta de Altitude14. Indicador ITT em °C

15. Indicador de Torque (pés por LBS x 100)

16. Indicador de Rotação de Hélice (RPM x 100)17. Indicador da Rotação da Turbina (RPM N1%)18. Indicador de Consumo Horário (PPH x 100)19. Indicador de Temperatura e Pressão do Óleo20. Transponder (Dual Collins TDR-94s)21. Rádio VOR 1 (Collins VIR-32s)22. Rádio COMM 1 (Collins VHF-22As)23. Seletor de Rádio COMM 1 / COMM 224. Painel “Master Warning”25. Sistema de Compasso e Giro Slaving26. Radar Collins WXR 270 ND27. GPS IFR (Bendix KLN90B)



1) INDICADOR DE TEMPERATURA INTERTURBINAS (ITT) - Indica a temperatura dos gases em exaustão entre as turbi-nas do compressor e de potência, em ºC. Cada instrumento é conectado aos “thermocouples”, situados nos gerado-res de gases, entre as rodas das turbinas.

2) INDICADOR DE TORQUE – Fornece a indicação de torque, em “libras”, pela medição de pressão do torque do mo-tor e da caixa de engrenagens e redução.

3) INDICADOR DE RPM DA HÉLICE (N2) – É alimentado eletricamente pelo taco-gerador da hélice.

4) INDICADOR DE ROTAÇÃO DA TURBINA DO COMPRESSOR (N1) - Indica a porcentagem de rotação da turbina do com-pressor. É eletricamente alimentado pelo taco-gerador de N1 (caixa de acessórios do motor). Cada instrumento estáinterligado ao gerador de tacômetro do respectivo motor.

5) INDICADOR DE CONSUMO DE COMBUSTÍVEL (Fuel F low) - Indica o fluxo de combustível consumido pelo motor, emlibras por hora. Indicam a razão do fluxo de combustível consumido, medidas pelas unidades acopladas nas linhas defonte do combustível dos respectivos motores.

6) INDICADOR DE PRESSÃO E TEMPERATURA DO ÓLEO (indicador duplo) - Têm dupla função, indicar pressão de óleo,em PSI (lb/pol²) e temperatura do óleo, em ºC. Os sensores são alimentados eletricamente. Uma unidade térmicatipo sensor detecte a temperatura do óleo, enquanto que uma bomba de pressão mede a pressão. Cada instrumentoé conectado aos transmissores de pressão e temperatura, instalados nos seus respectivos motores.



SUPERFÍCIES DE CONTROLES E COMANDOS

O King Air C90A é equipado com ailerons, profundores e leme de direção convencional (Figura abai-xo). As superfícies de controle são operadas por cabos e hastes, de controles duplos convencionaislocalizados na cabine de comando.

A qualquer hora que a aeronave estiver estacionadaà noite, fora do hangar ou em condições de vento, ospinos da trava do leme de direção e das travas doscontroles devem ser instalados para prevenir danosnas superfícies de controle, nas articulações ou noscontroles. Dois itens requerem uma atenção particu-lar: a alavanca do freio de estacionamento, montadaabaixo do canto esquerdo do painel inferior e a barra

da trava do leme de direção montada entre os pe-dais do leme do piloto. Antes de rebocar a aeronave,o freio de estacionamento deve ser liberado (alavan-ca empurrada para dentro) e a barra da trava do le-me deve ser removida dos pedais do leme. Sériosdanos aos pneus, freios e sistema de direção podemresultar se esses itens não forem liberados.

Antes de rebocar o avião, a trava de estacionamento deve ser liberada (alça no freio) e o bloqueadordo leme de direção deve ser removido. Caso essas travas não sejam liberadas, pode resultar em sé-rios danos aos pneus, travas, sistema de direção e curva.



AMARRAÇÕES EXTERNAS PARA A SEGURANÇA DO AVIÃO

Quando o avião estiver estacionado ao relento ou durante ventos fortes, ele deve ser amarrado segu-ramente com coberturas de proteção externa (figura abaixo). Coloque os calços dianteiro e traseironas rodas do trem principal e nas rodas do trem de nariz. Em condições severas o freio de estacio-namento deve ser colocado. Usando os pontos de amarração da aeronave, amarre a aeronave comcorrentes ou cordas. Instale as travas das superfícies de controle e assegure que os flapes estão colo-cados para cima. Prenda as hélices com as proteções apropriadas (lâmina para baixo), para prevenirque rode com a força do vento. Esta aeronave tem as hélices livres e que podem ser danificadas senão estiverem presas. As engrenagens e os mancais do motor sem lubrificação adequada não é umaboa prática.

As amarras poderão ser inseridas no trem dianteiro, trem principal, asas e fuselagem. Em condiçõesseveras, esta amarração deve ser usada.

Este avião tem fiações nas hélices que poderiam ser perigosas se não for protegido. Quando houverventos com poeira ou chuva, instale a capa protetora do tubo de Pitot, bem como a capa deproteção do escapamento do motor.



TAXIANDO

O raio de curva no solo são creditados ao uso da ação par-cial do freio, força diferencial e a curva total da roda donariz na direção do giro da bequilha.

Figura ao lado

O travamento do freio interno, se não usado com cautela,pode causar um dano irreversível no pneu ou na estrutura.Ao girar a aeronave, se a asa estiver livre de obstáculos, aempenagem também vai estar. O raio mínimo de giro daponta da asa é de 35’ 6” (10,82 metros). Enquanto girando,o piloto deve assegurar que o estabilizador vertical não irábater em nada pois sua área de rolagem mínima do cone decauda é de 14’ 3” (4,34 metros).

Quando estiver taxiando, dando partida nos moto-res ou aquecendo os mesmos, existe uma áreadiretamente ao redor e atrás dos motores onde ofluxo de vento das hélices pode ser perigoso parapessoas, objetos ou aeronaves estacionadas.

Figura ao lado

Embora, muitas vezes, as velocidades e tempera-turas não podem ser medidas com precisão, umarazoável precaução deve ser tomada para evitarincidentes no interior destes nas zonas de perigo.

SERVIÇOS E MANUTENÇÃONa seção de “Handling, Servicing, and Maintenance”, no POH, informa ao proprietário ou operado-res, os requisitos básicos e Avançados para a manutenção do King Air C90A e C90B em uma condiçãoigual à de sua fabricação original. Esta informação estabelece prazos em que o avião deve ser levadopara uma manutenção preventiva e periódica em oficinas homologadas.

Todos os limites, procedimentos, práticas de segurança, prazos, operações de manutenção e exigên-cias contidas no POH são obrigatórios. Esta secção do POH inclui um vasto material gráfico que sãoaprovados recomendados para o serviço do avião (Figura abaixo). O "Calendário de Lubrificação eEsquema Manutenção" listam e ilustra pontos de manutenção e materiais necessários.



1- Bocal de abastecimento de combustível (esquerdo e direito)Combustível aprovado: (comercial)................................ Jet A, Jet A1, Jet B

(militar) ..................................... JP4, JP5, JP8Combustível de emergência: ..................................................... Gasolina aeronáutica

Octanagens: ........................... 80/vermelha (80/87)........................... 100LL (azul)........................... 100/verde (100/130)........................... 115 púrpura (115/145)

2- Reservatório de fluido hidráulico (freios) – especificação: MIL-H-5606

3- Bateria de Níquel Cádmio, 24 Volts/34 Amp (LJ1534 e após)

4- Extintor de incêndio Halon 1301

5- Reservatório de oxigênio – especificação: MIL-0-27210 – 22, 49 ou 66 cu/ft

6- Extintor de incêndio do motor (esquerdo e direito) – especificação: MIL-E-520312,5 lbs. CF3BR, 450 PSI (nitrogênio seco)

7- Pneus:Principais: 8.50 x 10 (tubeless, 8- ou 10-ply) Pressão: 52 a 58 PSIDo nariz: 6.50 x 10 (tubeless, 6-ply) Pressão: 50 a 55 PSI

8- Reservatório de óleo do motor (esquerdo e direito) – Especificação: P&W nº 1001, 14 US.Quarts

9- Receptáculo da bateria externa



SUPORTE AO PRODUTO

A Beech Aircraft criou facilidades de serviço em todo o mundo, que estão totalmente equipados comprofissional e pessoal suficiente para prestar apoio total para toda linha de King Air.

Estas instalações estão listadas no diretório da “Beechcraft Quality Service Center (EUA)” e no dire-tório da “International Service Facility”, dos quais são fornecidas cópias dos manuais para cada novoproprietário Beechcraft. Para apoiar esta organização mundial de serviços, a Beech Aircraft, atravésde suas peças e equipamentos, mantém um serviço de marketing internacional de atacadista e dis-tribuidor. Dispõe de um computador controlando peças e serviços que assegura uma rápida transfe-rência de material 24 horas por dia.

INSPEÇÃO PRÉ-VÔO

O processo de Inspeção Pré-vôo do POH foi dividida em cinco áreas, como mostrado na figura abaixo.A inspeção começa na cabine de vôo, prossegue pela parte esquerda do avião, e se move no sentidohorário em torno da aeronave, checando todos os componentes visuais.

1- Cheque a cabine de comando.2- Cheque a asa esquerda, o trem principal esquerdo, motor esquerdo, a nacele e as hélices.3- Cheque a seção do nariz e trem de pouso.4- Cheque a asa direita, o trem principal direito, motor direito, a nacele e as hélices.5- Cheque a área da empenagem.



1. Painel Anunciador (Removido)2. Interruptor do Microfone3. Interruptor dos Aviônicos4. Interruptor do Inversor5. Tampa do interruptor

6. Interruptor da Bateria7. Interruptor do Gerador 18. Interruptor do Gerador 29. Freio de Estacionamento10. Interruptor de partida do motor esquerdo11. Interruptor de partida do motor direito12. Interruptor do embandeiramento automático13. Interruptor de teste do governador de hélice14. Interruptores dos boots - L & R (anti-gelo)15. Interruptores do Anti-Ice - L & R16. Interruptores de auto-ignição dos motores17. Botão da ventilação para o Piloto18. Botão de Exaustão de Ar

19. Interruptores das luzes de pouso - L & R20. Interruptor da luz de Táxi21. Interruptor da luz “Ice”22. Interruptor da Luz de Navegação23. Interruptor da luz Recognition

24. Interruptor do degelo no pára-brisa25. Interruptor do degelo nas hélices26. Interruptor Manual de degelo na hélice27. Interruptor de degelo L & R Fuel Vent28. Interruptor de degelo na superfície29. Interruptor de degelo no aviso de Estol30. Interruptor do aquecedor do Pitot - L & R31. Alavanca de comando do trem de pouso32. Interruptor da luz Beacon33. Interruptor do Strobe Lights34. Interruptor da luz da deriva (na cauda)35. Luzes do Trem de Pouso36. Interruptor do sincronizador de hélice

1. Painel Anunciador (Removido)2. Interruptor Coffee/Furn3. Interruptor da Luz da Cabine4. Interruptor da luz “Não Fume & FSB”5. Interruptor de Temperatura Manual6. Interruptor de ventilação7. Interruptor de Temperatura da Cabine8. Interruptor de ajuste de Temp. da cabine9. Prop Amps (Degelo)10. Interruptor das válvulas Bleed11. Interruptor de teste do aviso de Estol

12. Interruptor de ventilação traseira13. Interruptor de calor elétrico14. Interruptor de aquecimento de ar na cabine15. Interruptor de ventilação do Co-piloto16. Indicador de pressão de sucção do Giro17. Interruptor do microfone do Co-piloto18. Indicador de pressão Pneumática19. Indicador de Temperatura da cabine20. Indicador do tempo de vôo21. Indicador de pressão do oxigênio



CAPÍTULOS DESTE MANUAL

Capítulo 1 – Generalidades: apresenta uma visão global do avião. Inclui familiarização externa,arranjo interno da cabine para pilotos, desempenho e o funcionamento eficiente do seu avião.

Capítulo 2 – Sistema Elétrico: descreve o sistema elétrico do avião e seus componentes somente onecessário para a compreensão do piloto nas fases de operação normal e em emergência. São vistoso local de instalação dos interruptores, indicadores, luzes e CB´s, a geração e distribuição de cor-rente AC e DC, limitações do sistema e as falhas potenciais no sistema.

Capítulo 3 – Sistema de Iluminação: discute a iluminação da cabine do piloto e iluminação exteri-or, localização das luzes e uso de controles para o sistema de iluminação.

Capítulo 4 – Sistema de Avisos Luminosos: apresenta uma descrição e discussão da advertência,precaução, e painéis do anunciador. Cada anunciador é descrito em detalhes, enquanto incluindoseu propósito e causa associada para iluminação. Ênfase está em ação corretiva requerida pelo pi-loto se um anunciador se iluminar.

Capítulo 5 – Sistema de Combustível: apresenta uma descrição e discussão do sistema de combus-tível, o uso correto das bombas de combustível, das bombas de transferência, do cruzamento decombustível e das válvulas shutoff da parede de fogo. Detalhes dos locais e tipos de drenos decombustível, procedimentos corretos de abastecimento e inspeção das amostras de combustível.Este capítulo inclui uma lista de combustíveis aprovados.

Capítulo 6 – Sistema de Motorização e Hélices: apresenta uma discussão do motor turbohélicePT6A da Pratt e Whitney, suas limitações operacionais e procedimentos detalhados. Os tripulantes

têm que ter o conhecimento suficiente do funcionamento do motor PT6A para entender todos osprocedimentos normais e de emergência. Este capítulo também descreve o sistema de hélices, lo-cal e uso de controles de hélice, princípio de operação, passo reverso e bandeira.

Capítulo 7 – Sistema de Detecção de Fogo: descreve os avisos de advertência de fogo e seus sis-temas de proteção. A descoberta de fogo no motor e sua forma de extinção.

Capítulo 8 – Sistema Pneumático e de Vácuo: apresenta uma discussão do sistema pneumático esistemas de vácuo. Fontes e operação pneumática de ar de vácuo são esboçadas pelas leituras dedesafios aceitáveis de indicações normais e anormais.

Capítulo 9 – Sistema de Proteção contra gelo e chuva: apresenta uma descrição e discussão de

todos os sistemas de proteção contra chuva e gelo, mostrando seus controles, os locais dos inter-ruptores e como eles são usados. São incluídos procedimentos no caso de mau funcionamento nosistema incluindo informações relativas a degelo e descongelamento.

Capítulo 10 – Sistema de Condicionamento de Ar: apresenta uma descrição do sistema de condi-cionamento de ar, aquecimento, e sistemas de ventilação. Cada discussão de subsistema inclui des-crição geral, princípio de operação, controles, e procedimentos de emergência.

Capítulo 11 – Sistema de Pressurização: apresenta uma descrição do sistema de pressurização. Afunção de vários componentes principais, o local físico deles, a operação da pressurização que oscontroles do sistema. Onde são feitas referências ao sistema ambiental e pressurização.



Capítulo 12 – Sistema de Trem de Pouso e Freios: apresenta uma descrição e discussão do sistemado trem de pouso, controle do mesmo durante um pouso e suas limitações operacionais. Também

são descritas o sistema de indicador e emergência de extensão do trem de pouso. Este capítulotambém discute o sistema dos freios das rodas. O uso correto dos freios normais e de estacionando,junto com a descrição do sistema e a forma de inspeção e detalhamento de seus elementos.

Capítulo 13 – Sistema de Controles de Vôo: Este capítulo e descreve a ação dos flapes para que opiloto possa compreender sua operação, controles e limites, descrição básica sobre o sistema decontrole do leme de direção, como funciona e como o sistema reage em situações de vôo monomo-tor, ajudando o piloto fazer um melhor uso, reduzir os esforços em vôo e suas vantagens.

Capítulo 14 – Sistema de Aviônicos: descreve a instalação de aviônicos padrões, seus controles,radar meteorológico, montagem do painel de isolação no centro do painel de instrumento de formaque ele esteja facilmente disponível ao piloto ou co-piloto. Interruptores auditivos individuais, ins-trumentos do topo do painel, controles individuais do sistema auditivo e auricular dos fones para opiloto e co-piloto.

Capítulo 15 – Sistema de Oxigênio: esta seção inclui sua descrição geral, princípio de operação,controles e procedimentos de emergência. O uso do gráfico de duração do oxigênio envolve pro-blemas simulados de trabalho sob várias condições de vôo. Requerimentos do FAR para as necessi-dades dos passageiros e tripulantes são parte em discussão, assim como os tipos e disponibilidadedas máscaras de oxigênio. Também são incluídos os procedimentos de serviços locais referidos noLivro de Operação do Piloto.

Capítulo 16 – Sistema de Pitot Estático: esta seção foca a discussão e descrição generalizada do

sistema duplo de pitot estático, vital para as indicações de velocidade do ar na aeronave. O princí-pio de operação, fontes DC, pressão do tubo de pitot e estático, instrumentos que dependem dessesistema e a fonte de ar estático alternado.

Capítulo 17 – CRM – Gerenciamento de Cabine: Focando a segurança de vôo, o treinamento deCRM envolve conhecimentos e atitudes da tripulação para tomadas de decisões e solução de pro-blemas. Um trabalho em equipe que demanda uma comunicação efetiva com disciplina. Em simula-dores ou no interior da cabine, em vôo, o gerenciamento de cabine é realizado num ambiente rea-lista, melhorando a imersão no vôo e trazendo mais resultados ao treinamento.

Capítulo 18 – Procedimentos Normais: Esta seção apresenta uma descrição clara dos procedimen-tos recomendado para as operações normais da aeronave. São aqui apresentados tanto os procedi-mentos constantes do requisitos aplicáveis (RBHA), como aqueles necessários à operação segura daaeronave, em função de suas características operacionais e de projeto.

Capítulo 19 – Procedimentos de Emergência: esta seção apresenta os procedimentos recomenda-dos para enfrentar em condições satisfatórias os vários tipos de emergências e situações críticas.Os procedimentos estão conforme os requisitos de homologações aplicáveis, assim como aquelesnecessários à segurança operacional da aeronave, em função das suas características operacionais ede projeto. Os procedimentos de emergência relativos a sistemas e equipamentos opcionais queexijam Suplementos a este manual, não são apresentados aqui.



Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/BTraduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

CAPÍTULO 2

SISTEMA ELÉTRICOINTRODUÇÃO

Familiarizar-se e compreender todo o SistemaElétrico do King Air C90A/B irá facilitar ao pilotoconhecer as operações normais, em caso de umsistema elétrico falhar, reduzido assim, toda acarga de trabalho. O piloto deverá ser capaz delocalizar e identificar os interruptores e disjunto-res rapidamente, e também deve estar familiari-

zado com as ações corretivas adequadas emsituações de emergência.

GENERALIDADEA seção de sistema elétrico apresenta uma des-crição geral e funcionamento de seus compo-nentes. A localização, a finalidade dos interrup-tores, indicadores e disjuntores, correntes DC eAC, geração e distribuição de energia. Tambéminclui algumas limitações, possíveis falhas, sis-temas e localização de componentes.

BATERIA E GERADOR

O King Air C90A/B tem um sistema elétrico com fonte de energia a 28 VDC, conduzindo a polaridadenegativa (*Ligação à Massa) pela estrutura do avião. A energia elétrica DC provê 34 amp/hr, sufici-ente para o funcionamento do sistema de ar condicionado. A bateria é do tipo níquel-cádmio com 20células (até o modelo LJ-1534) ou do tipo bateria selada de chumbo-ácido, de 42 amp/hr (LJ-1534 eapós), e dois geradores de 250 amperes conectados em paralelo.




SÍMBOLO BÁSICO DOS COMPONENTES ELÉTRICOS

INTERRUPTORES

Os Interruptores foram projetados especificamente para diversos fins, devem ser usados em todosos circuitos elétricos. Um mau funcionamento de um interruptor seria perigoso. Tais interruptores sãode construção robusta e possuem capacidade de contato suficiente para interromper, fechar e con-duzir continuamente a carga à corrente conectada. A do tipo “ação por mola” é, geralmente a maispreferida, por se obter abertura e fechamento mais rápidos, sem considerar a velocidade de opera-ção do dispositivo, o que, conseqüentemente, diminuiria o centelhamento dos contatos.

O valor da corrente nominal dos interruptores convencionais está geralmente estampado em seualojamento. São valores que representam a corrente de trabalho com os contatos fechados. Os inter-ruptores devem ter reduzida capacidade nominal de corrente para os seguintes tipos de circuitos:

1) Circuitos de Alta-Intensidade Inicial – Os circuitos que possuem lâmpadas incandescentes podempuxar uma corrente inicial que seja 15 vezes maior do que a corrente de trabalho. A queima ou fusãodo contato pode ocorrer quando o interruptor estiver fechado.

2) Circuitos Indutivos - A energia magnética armazenada nas bobinas dos solenóides ou nos relés éliberada, e aparecem sob forma de arco quando o interruptor estiver aberto.

3) Motores - Os motores de corrente contínua puxarão diversas vezes sua corrente nominal de traba-

lho durante a partida, e a energia magnética armazenada no seu rotor e nas bobinas de campo seráliberada quando o interruptor de controle estiver aberto.




RELÉSOs relés são usados como interruptores, onde se possa obter redução de peso ou simplificação dos

controles elétricos. Um relé é um interruptor operado eletricamente e, está, portanto, sujeito a falhassob condições de baixa voltagem no sistema. A apresentação anterior sobre os interruptores é ge-ralmente aplicável para os valores de contato dos relés.

CONHECENDO O SISTEMA ELÉTRICOO sistema é capaz de fornecer energia a todo o sistema necessário ao funcionamento normal do a-vião. Os interruptores da bateria e dos geradores, localizado no painel inferior esquerdo do piloto sãousados para o controle de carga elétrica da bateria e geradores aos circuitos elétricos.

A bateria sempre estará ligada à barra quente da bateria (figura da página anterior) e sempre estaráenergizada, bastando estar conectada ao avião. Ambos estão situados na asa direita, na seção cen-tral. A operação dos equipamentos ligados à seção da barra quente da bateria não depende da posi-ção do interruptor da bateria. O interruptor da bateria fecha o circuito com o circuito barramento pormeio de um relé, que por sua vez, ligar a bateria ao resto do sistema elétrico.

Os geradores são controlados por um sistema individual de controle de corrente, permitindo manter avoltagem constante, e serão ligados às barras durante as variações de velocidade do motor e as va-riações das cargas elétricas requisitadas. A carga elétrica de cada gerador é indicada pelo seu res-pectivo instrumento (loadmeters), localizado no painel superior à esquerda (Figura abaixo). Um sis-tema normal de potência a 28,25 ± 0,25 volts mantém a carga da bateria sempre completa.

Este avião utiliza um sistema barramento múltiplos. As barras principais são cinco:

• Barra Geradora Esquerda;

• Barra Geradora Direita;• Barra Central ou Principal;• Barra Triple-Fed;• Barra de Emergência da Bateria.

Interruptores localizados na cabine recebem energia a partir da barra central e da barra Triple-Fed, esão identificados por um círculo branco (ao redor) do próprio interruptor.

As cargas elétricas são divididas entre as referidas barras e alimentadas pelas barras do sistemaelétrico (Ver os gráficos em “Distribuição do Sistema de Alimentação”). Os equipamentos ligados aestas barras são organizadas sobre a barra de modo que todos os itens, com funções duplicadas(como as luzes noturnas da direita e da esquerda) estejam conectadas a diferentes barras. Os dis-

juntores sobre o alimentador ou sub-barra, são representados (no painel dos disjuntores) por linhasbrancas (Figura na próxima página).




Em condições normais de operação, todas as barras estão automaticamente vinculadas em um úni-co sistema, em todas as fontes de alimentação, através de dispositivos individuais de proteção. Abarra Triple-fed é alimentada a partir da bateria e de ambas as barras geradoras. A barra dos gera-dores, esquerda e a direita, fornecem energia à suas respectivas barras.

A barra central – CRT BUS (ou barra principal) é alimentada através de limitadores de corrente loca-lizadas na barra geradora esquerda LG BUS, barra geradora direita RG BUS e pela própria bateria,até mesmo quando a barra quente da bateria estiver fora. A barra central sempre vai estar conectadaà bateria, mantendo sempre carga nos componentes. O esquema de distribuição de carga mostracomo as barras estão interligadas (esquemas das páginas ........ figuras 2-14 através 2.28).

A tensão em cada barra pode ser monitorada por voltímetros (localizadono painel superior). Selecione o voltímetro desejado utilizando o inter-ruptor VOLTMETER BUS SELECT, adjacente ao desejado. O sistemaelétrico oferece uma proteção contra a perda de energia elétrica quandoocorrer uma falha externa. O sensor de alta corrente (efeito Hall), osrelés, a barra da bateria e os limitadores de corrente são os limitadoresde corrente que servem para isolar uma possível falha na fonte de ali-mentação. O barramento do sistema elétrico foi projetado para fornecermúltiplas fontes de energia a todos os circuitos internos.

VOLTMETER BUS SELECT




DISTRIBUIDORES DO SISTEMA DE ALIMENTAÇÃO – Parte 1/2




DISTRIBUIDORES DO SISTEMA DE ALIMENTAÇÃO – Parte 2/2

DISTRIBUIÇÃO DE CARGA DC (Corrente Direta ou Contínua)

O sistema de energia DC é comumente chamado de "Sistema Triple-fed". Em condições normais defuncionamento, este sistema estará interligado automaticamente em um único ciclo, em que todas asfontes fornecem coletivamente energia através de seus dispositivos individuais de proteção.

Em vôo, três fontes de energia DC estarão disponíveis:

• A bateria de níquel-cádmio de 24 V, com 34 Amp/hr ou de chumbo-ácido de 24 V, com 42 amp/hr(LJ-1534 e superior).

• Dois starters geradores de 28 V, com 250 amp/hr (cada).




Quando o interruptor da bateria estiver ligado - ON, o relê da bateria e o relê da barra da bateria sefecham, interligando e alimentando este circuito (figura 2.16). A carga da bateria será encaminhadapara a barra do Triple-fed através do relê da bateria, e através do relê da barra da bateria para a bar-

ra central, e assim, conseqüentemente, para ambos os relés de arranque, também os fechando.Nesta situação, as barras dos geradores não estarão energizadas, pois seus respectivos relés estãoabertos, no entanto, a bateria estará disponível para permitir a partida do motor.

Depois que o motor for dado partida e estiver funcionando normalmente, o interruptor do geradordeverá ser mudada para a posição RESET. A unidade de controle do gerador (GCU) irá reverter ogerador para criar tensão. Após, interruptor do gerador para a posição ON, teremos o respectivo ge-rador ligado na barra elétrica, fechando o circuito automaticamente. Esta ação distribui energia limi-tada a 250 Ampères através do relê da barra do gerador e limita o gerador na barra. O gerador desaída será, então, encaminhado à barra central para permitir o carregamento da bateria. Em contrapartida, a barra do gerador e a barra Triple-fed serão alimentadas pelo gerador, fornecendo umacarga de 28 VDC para as cinco principais barras do avião (Figura 2.19). Quando os dois geradoresestiverem em funcionamento, cada gerador alimenta diretamente a sua barra, respectivamente.

As barras dos geradores, a barra quente da bateria e a bateria estarão ligadas à barra central. A bar-ra Triple-fed é alimentada pela bateria e por cada barra dos geradores, através dos limitadores detensão (60 Ampères) e através dos diodos que fornecem a proteção e isolamento entre as fontes de

energia.




Quando se instala um equipamento elétrico adicional que consome força elétrica adicional, a cargaelétrica total deverá ser seguramente controlada ou remanejada, dentro dos limites dos componentesafetados no sistema de alimentação do avião.

Quando a carga elétrica total provável conectada excede os limites de carga de saída dos geradoresou dos alternadores, a carga deverá ser reduzida para que não ocorra sobrecarga. Quando uma ba-teria fizer parte do sistema de força elétrica, devemos nos certificar de que ela está sendo continua-mente carregada em vôo, exceto quando pequenas cargas intermitentes estiverem ligadas, tais co-mo um transmissor de rádio, um motor de trem de pouso, ou outros aparelhos semelhantes, que po-

dem solicitar cargas extras da bateria em curtos intervalos de tempo.CONTROLE OU MONITORAMENTO DA CARGA ELÉTRICA

Na indicação do amperímetro de carga de bateria, o sistema regulador limita a corrente máxima queo gerador ou o alternador pode distribuir, um voltímetro pode ser instalado na barra do sistema. En-quanto o amperímetro não indicar "descarga" (exceto para pequenas cargas intermitentes, tais comoas que operam trens de pouso e flapes), e o voltímetro permanecer indicando "voltagem do sistema",o gerador ou alternador não estará sobrecarregado.

Na indicação do amperímetro de carga do gerador ou do alternador, o regulador do sistema não limi-ta a corrente máxima que o gerador ou o alternador pode fornecer, o amperímetro pode estar trace-

jado de vermelho em 100% da capacidade do gerador ou do alternador. Se a leitura do amperímetronunca exceder a linha vermelha, exceto para pequenas cargas intermitentes, o gerador ou o alterna-dor não estarão sobrecarregados.




Quando dois ou mais geradores funcionarem em paralelo e a carga total do sistema exceder a capa-cidade total de saída, as sobrecargas súbitas devem ser corrigir rapidamente a fim de que se pos-

sam minimizar falhas no gerador ou no motor. Deverá ser empregado uma forma rápida de reduçãoda carga, ou um procedimento especificado, onde a carga total possa ser reduzida a um valor queesteja dentro da capacidade do sistema em operação.

As cargas elétricas devem estar conectadas aos inversores, alternadores ou fontes de força elétricasemelhantes, de maneira que os limites de capacidade da fonte de força não sejam excedidos, amenos que algum tipo de monitoramento efetivo seja fornecido para manter a carga dentro de limitesprescritos.

DISPOSITIVOS DE PROTEÇÃO DE CIRCUITOS

Os condutores elétricos devem ser protegidos por disjuntores ou fusíveis, localizados tão próximos

quanto possível da barra da fonte de força elétrica. Geralmente, o fabricante do equipamento elétricoespecifica o fusível ou disjuntor a ser usado, ao instalar o equipamento.

O disjuntor ou fusível deve abrir o circuito antes que o condutor emita fumaça. Para isto, a caracterís-tica da corrente do dispositivo de proteção deve ficar abaixo ao do condutor associado. As caracte-rísticas de proteção do circuito devem ser igualadas para obter a utilização máxima do equipamentoconectado.

Todos os disjuntores religáveis devem abrir o circuito no qual eles estão instalados, independente-mente da posição do controle de operação quando ocorrer sobrecarga ou falha do circuito. Tais dis-

juntores são chamados de "disjuntores de desarme-livre".

SISTEMA BUS TIEO sistema elétrico protege a barra da bateria de fluxos de correntes excessivamente altas. Três sen-sores, consistindo de dispositivos de efeito Hall e circuitos de estado sólido, são utilizados para moni-torar o fluxo da corrente através do circuito. Dois sensores na barra da bateria estão situados entre abarra do gerador e a barra central, e um terceiro sensor está entre a bateria e a barra central.

Sem nenhuma carga for aplicada ao sistema elétrico da aeronave, todos os três relés das barras es-tarão abertos. Quando o interruptor BAT estiver ligado ON, a voltagem da barra quente da bateriaenergiza a bobina do circuito, fechando o relê da barra da bateria. Esta ação não tem nenhum efeitosobre o gerador da barra da bateria.

Uma ação semelhante ocorre quando um gerador ou uma fonte externa é induzido na linha. Quandoo gerador estiver na linha, o gerador de tensão do painel de controle energiza a bobina do circuito dogerador, fechando o relé de ambos os geradores na barra. Isto comuta a tensão dos sinais lumino-sos aos relés do L GEN TIE OPEN e do R GEN TIE OPEN, fazendo com que os sinais luminososextingam e fechem os relés da barra da bateria. Quando a fonte externa estiver em linha, a únicadiferença é que a fonte geradora da bobina de tensão da barra da bateria será a alimentação externado sistema. Nem gerador, nem fonte externa prejudicam o circuito da barra da bateria, a menos queo interruptor da bateria também esteja em ON.

A ativação de um interruptor interno, muda o estado do sensor através de uma corrente de, pelo me-nos, 275 ± 5 ampères, abrindo o circuito da bobina, fazendo com que se desenergize e abra o reléassociado ao circuito da barra. O circuito da barra da bateria estará aberto para impedir que o relé da

barra da bateria se feche. Dezenergizando a barra da bateria irá acender o anunciador BUS TIEOPEN. Quando o relé da barra do circuito abrir, por excesso de fluxo de corrente através do sensor




de efeito Hall (falha na barra), ela só poderá ser momentaneamente reinicializado ativando-se o in-terruptor BUS SENSE, para RESET, localizado no painel inferior esquerdo do piloto. Os sensores doefeito Hall são unidirecionais. Só será sentido uma sobrecorrente na direção da seta.

Dois interruptores localizados no painel inferior do piloto controlam o sistema do circuito do barra-mento. O primeiro interruptor (à esquerda) o BUS SENSE RESET - TEST, que sempre estará emNORM (centro do botão), quando, momentaneamente, for chaveado para a posição TEST, será feitoum teste na tensão dos três sensores dos circuitos (figura 2.23). Esta tensão simula uma resultantede alta corrente no circuito do relé. O estado natural dos interruptores de cada sensor sempre será aposição OPEN (desenergizado/centro do botão), para os respectivos relês. Desse modo, ao abrir ocircuito dos relês, irá ativar o aviso luminoso no painel anunciador. Uma vez pressionado o botãopara a posição TEST, o circuito do barramento será fechado, impedindo seu fechamento automático.

O tempo de reação do sensor é de, aproximadamente, 0.010 segundos para os sensores atuais dogerador e 0.012 segundos para o sensor da corrente da bateria. Uma vez ativados, os relés travamem OPEN, e o tempo de reação do sistema é limitada ao tempo da reação dos relés. Conseqüente-mente, somente uma ativação momentânea do interruptor de teste é exigida. A ativação prolongadadeste interruptor danificará ou destruirá os módulos do sensor e isso deve ser evitado.

A ativação momentânea do interruptor para RESET irá pôr o relê da bobina no circuito do barramen-to, e após soltar o botão, permite energizar o circuito na barra central. A voltagem é transferida paraa linha da barra da bateria, fechando o relê do barramento. Quando uma alta corrente for detectada




pelos sensores, quando em RESET, somente uma ativação do interruptor será desejada. Isso evita asoltura acidental do contato do relê e/ou operando a uma corrente de 250 Ampères limitada por umafalha externa da barra.

O segundo interruptor, no painel inferior do piloto, controla o sistema no circuito do barramento eseus comandos são indicados por GEN TIES - MAN CLOSE - NORM - OPEN. Este interruptor deveser movido para o centro, para a posição OPEN. Este interruptor é carregada para MAN CLOSE.

Somente o gerador do circuito do barramento pode ser aberto ou fechado manualmente pelo inter-ruptor. Fechar manualmente o relé do circuito da barra irá ligar o gerador à barra central e dar cargaa todo o sistema (figura 2.17). Colocando-se momentaneamente o interruptor na posição CLOSE aplica-se voltagem no circuito do barramento, fechando o relê, completando o circuito e ativando osinal luminoso MAN TIES CLOSE, fechando o relé do barramento. O travamento do circuito se com-pleta quando os contatos dos relês estiverem todos fechados, e os geradores no circuito das barras.Um relê na linha da barra não poderá ser fechado manualmente quando houver uma falha no siste-ma, pela abertura do circuito. O interruptor do BUS SENSE deverá ser momentaneamente redefinidopara a posição RESET, para restaurar o fechamento do relê.

Quando a ligação do gerador estiver fechada, o interruptor GEN TIES pode abrir a ligação do gera-dor no circuito da barra, quanto determinados procedimentos normais ou anormais podem acontecer.Quando o interruptor GEN TIES estiver posicionado em OPEN, a fonte externa é removida do circui-

to do relé, permitindo que o relê fique aberto.




ISOLAMENTO DE BARRAS

O isolamento das barras é uma das características do sistema elétrico multi-barras. As duas barras

dos geradores e a barra central são protegidas por sensores de alta corrente (efeito Hall). Em casode corrente excessiva em uma das barras, os sensores irão isolar a barra afetada, pela abertura docircuito no barramento, permitindo assim que as demais barras continuem funcionando no sistema.Durante uma partida de motor com os geradores cruzados, o sensor de alta corrente e os limitadoresde corrente são contornados pelo relé de partida cruzada, a fim de permitir que a alta corrente fluaem direção ao arranque do gerador sem causar uma abertura no circuito da barra. A partida pelabateria é encaminhada pela linha do circuito, o que estará desenergizado durante o arranque.

Um limitador de corrente atuando a 250 ampères (após, abertura do fusível) está localizado entre ocircuito e cada uma das barras dos geradores. Uma vez detectado uma corrente alta na linha (efeitoHall), somente em uma direção, os limitadores fornecerão proteção na direção oposta. Se uma situa-

ção de sobrecarga fizer com que um limitador abra, ele irá causar um isolamento da barra.Uma proteção de corrente para a barra Triple-fed é fornecida exclusivamente por limitadores de 60ampères. O isolamento da barra Triple-fed somente poderá ocorrer quando os três desses limitado-res estiverem abertos.

Um exemplo típico de uma isolação da barra refere-se à figura 2.25 (barra do gerador), figura 2.26(barra central) e figura 2.27 (barra Triple-fed).




CARGAS ELÉTRICAS DESPREZADAS

O descarregamento de carga elétrica é outra característica altamente benéfica do sistema elétrico

tipo multi-barras. O sistema elétrico removerá automaticamente as cargas adicionais (no barramentodo gerador), quando a fonte de energia estiver reduzida somente à bateria. Quando ambos os gera-dores estiverem desligados ou fora da linha, as ligações destes geradores estarão abertas, e as car-

gas das barras dos geradores serão desprezadas (figura 2.24).

A bateria continuará a ser o centro de alimentação da Triple-fed e da barra quente da bateria. Casoseja necessário, a carga das barras dos geradores poderá ser restaurada fechando-se os relés dos

geradores manualmente movendo o interruptor para a posição GEN TIES (figura 2.17). Quando hou-ver o descarregamento de cargas durante o vôo, pouse assim que possível, a menos que a situaçãopossa ser remediada e pelo menos um gerador possa ser restaurado e entrar na linha.

Em vôo, a interrupção das ligações do circuito de um gerador com uma perda em ambos os gerado-res fará com que a bateria seja descarregada em uma razão muito mais rápida. Nesta situação sefaz necessário ter que interromper as ligações que os geradores o fazem com as barras o mais rápi-do possível. Os relés devem ser abertos o quanto antes para que a bateria possa ser preservada. Senão existir Nenhum gerador operando em vôo, a bateria não terá como ser carregada durante o vôo.

Pouse assim que possível.




BATERIA

A bateria de níquel-cádmio (Ni-Cad) está localizadana seção central da asa direita, em uma caixa refrige-rada a ar (figura 2.7). O relé da bateria monitora amudança de carga e a válvula termostática de ar re-frigerado estão montada no compartimento da bateri-a, imediatamente à frente da bateria. A potência dabarra elétrica principal é distribuída da bateria atravésdo relê da bateria e da ligação no circuito, onde é

controlado pelo interruptor BAT-ON-OFF, localizadono painel inferior esquerdo do piloto.

A barra quente da bateria fornece potência direta aalguns sistemas do avião (figura 2.15). Este sistemapode ser operado sem que seja necessário girar ointerruptor de bateria para ON. Entretanto, deve sertomada medida de precaução para assegurar que autilização deste sistema seja mínima quando os ge-radores estiverem inoperantes e/ou quando o aviãoestiver no solo, com motores desligados, a fim de

impedir a descarga excessiva da bateria.




A caixa da bateria tipo chumbo-ácido não é refrigerada a ar e não inclui derivação, monitoração de

carga e válvula termostática de ar refrigerado. Um monitor de sistema da carga da bateria (anteriorao LJ-1534) adverte ao piloto a taxa da carga da bateria. O sistema é deficiente nos aviões que fo-ram convertidos para uma bateria de chumbo-ácido. O aviso BATTERY CHARGE, no painel de ad-

vertência, se ilumina quando a carga ultrapassar 7 amperes, por 6 ou mais segundos, indicando umataxa excessiva de carga.

O aviso BATTERY CHARGE, também poderá ocasionalmente se iluminar, em curtos intervalos detempo, quando determinados componentes elétricos, pesados, estiverem em operação. Por exem-

plo, quando ligamos um motor usando a bateria interna, a carga da corrente da bateria estará muitoelevada, causando o aparecimento do aviso luminoso BATTERY CHARGE, fornecendo um teste

rápido e automático no sistema de monitoramento da bateria.

Quando a bateria se aproximar de uma carga máxima, a carga na corrente irá diminui a um nível sa-

tisfatório. O sinal luminoso se extinguirá. Isto ocorre normalmente dentro de alguns minutos após oinício do funcionamento do motor, mas pode demorar muito mais, caso a bateria esteja com níveisde carga muito baixa, baixa tensão de carga por célula (bateria com 20 células) ou baixa temperatura

da bateria.

A bateria do tipo níquel-cádmio (alcalina) são as de melhor uso, devido a grandes vantagens em re-lação à de chumbo-ácido tais como, pequeno tempo de recarga, de excelente confiabilidade e boacapacidade de partida. Quando a bateria de chumbo-ácido estiver sendo carregada, é produzida cer-

ta quantidade de hidrogênio e oxigênio. Como se trata de uma combinação de gases explosiva éimportante adotar medidas de prevenção contra ignição desta mistura. É importante que se observe




bem o sistema de ventilação adequado para a bateria do avião, isso em função dos gases proveni-entes das reações químicas internas inerentes a bateria e a própria temperatura da mesma. A bate-ria ácida possui eletrólitos e gases extremamente corrosivos.

Baterias de níquel-cádmio e chumbo-ácido são normalmente intercambiáveis. Quando substituindouma bateria ácida por níquel-cádmio, o compartimento da bateria deve ser limpo e enxugado, e pre-cisa estar livre de qualquer resíduo de ácido da antiga bateria. O compartimento deve ser lavado eneutralizado com amônia ou solução de ácido bórico, e após completamente seco, ser pintado comum verniz resistente aos álcalis.

SISTEMA DE GERAÇÃO DE ENERGIA E PARTIDA DO MOTOR

Este sistema consiste de uma única unidade com dois propósitos (figura 2.8). É usada como motorde partida – para ligar o motor durante a partida inicial e como um gerador de energia – para forne-cer corrente elétrica. Um acionador de partida é usado durante a operação da partida do motor e um

sistema de derivação é usado durante a operação do gerador. O campo de derivação no gerador édeficiente quando o acionador de partida é ativado pelo próprio interruptor de partida. A saída regu-lada do gerador é 28.25 volts ±0.25 com uma carga máxima contínua de 250 ampères.

Além de acionador de partida/gerador, o sistema gerador consiste de interruptores de controles, uni-dades de controle de gerador (GCU), contactores de linha e instrumento medidor de Carga.

A força para fazer funcionar o motor de partida provém da carga da bateria, ou da carga do geradordo outro motor, já em operação, por meio de uma partida cruzada. O ciclo de partida é controladopelo interruptor de partida do tipo “três posições”, um interruptor para cada motor, com seus coman-dos indicados por IGNITION AND ENGINE START - LEFT - RIGHT - ON - OFF - STARTER ONLY ,e que ficam localizados do painel inferior do piloto (figura 2.3A).




Selecionando o interruptor de partida no modo STARTER ou no modo ON, será acionado o motor departida, incapacitando a função de geração de energia. A seção do motor de partida está localizadana caixa de engrenagens e acessórios do motor.

Durante a partida do motor, a bateria é conectada ao motor de partida através do relé de partida.Com um dos motores já em operação, e seu gerador na linha, o motor oposto pode ser dado partidaatravés da bateria e do gerador em funcionamento por meio de uma partida cruzada, usando o relé

de partida cruzada. Isto é conhecido como “partida cruzada”. Normalmente é dada partida em ummotor através da força individual da bateria e no segundo motor a partida será cruzada.

Durante uma partida cruzada (figura 2.20), o painel de controle do sistema de geração de energia,fecha o relê de partida cruzada, desviando-se da barra do gerador, limitando a corrente e ligando orelê na barra. Isto assegura uma limitação na corrente de 250 ampères, não abrindo o circuito devidoa impulsos transientes – desde que o gerador forneça a corrente exigida para a partida normal.

Quando o acionador de partida for selecionado, os sensores no circuito do barramento serão defici-entes, impedindo que abram os relés das respectivas barras.




Nunca exceda a partida do motor em 40 segundos ON, 1 minuto OFF, 40 segundosON, 1 minuto OFF, 40 segundos ON, 30 minutos OFF.

GERADOR DE CORRENTE DC

As fases de operação de um gerador são controladas por seus respectivos interruptores, situados nopainel inferior esquerdo do piloto, ao lado do interruptor BAT, sob o interruptor MASTER SWITCH (figura 2.3A). Os interruptores dos geradores têm as posições OFF – ON – RESET. O sistema degeração de energia é super excitado e, por isso, não exige corrente elétrica do sistema elétrico parasua operação.




A operação do gerador é controlada através de duas unidades de controle de gerador (GCU), mon-tadas abaixo o assoalho do corredor central, e que faz a tensão disponível ser constante no circuitodas barras, dentro exigências de velocidade no motor e nas variações da carga elétrica. Os gerado-

res são conectados manualmente ao GCUs através dos interruptores de controle GEN 1 e GEN 2,localizados no painel inferior esquerdo do piloto (figura 2.3A). A carga em cada gerador é indicadapelos respectivos indicadores de cargas, esquerdos e direitos, situados no painel superior dos tripu-lantes (figura 2.3B).

As unidades de controle de carga elétrica nos geradores GGUs, foram projetadas para controlar ecompartilhar as suas cargas em variação de 2,5% na corrente.

As GCUs têm as seguintes funções:

• Regulador de tensão na linha e controle do contactor.•

Proteção a sobre-tensão e excitação.• Paralelização e distribuição de cargas.• Proteção de carga reversa.• Ativação transversal do relé de partida.

REGULADOR DE VOLTAGEM E CONTROLE DE CONTACTOR EM LINHA

Os geradores são regulados normalmente para 28,25 ± 0,25 VDC. Quando o interruptor do controledo gerador for movido para a posição RESET, uma tensão residual é aplicada ao campo de deriva-ção do GCU causando uma tensão na saída do gerador. Quando o interruptor for movido para a po-sição ON, o circuito do regulador de 28 volts entra na linha, controlando o campo da derivação do

gerador, mantendo uma tensão constante na saída da voltagem do gerador. A tensão do circuito noregulador varia com a excitação do campo da derivação, o necessário para manter uma saída cons-tante de 28 volts no gerador para todas as condições avaliadas de velocidade, de carga e de tempe-ratura no gerador.

Quando o interruptor do gerador for posto na posição ON, a tensão do gerador é aplicada ao GCU afim de permitir o controle no circuito de controle do contactor. O GCU compara a tensão da saída dogerador com a tensão do barramento. Se a tensão da saída do gerador estiver perto de 0,5 volts datensão da barra, o GCU emite um sinal à linha do contactor, fechando e conectando o gerador à bar-ra da aeronave (figura 2.21), fechando ambos os geradores para conectar a barra central e as barrasdo gerador. Isto permite que o gerador recarregue a bateria do avião e reponha todas as cargas elé-tricas das barras.




Durante a operação de um único gerador, o GCU abre a linha contactor, isolando o gerador inope-rante de sua barra.

PROTEÇÃO A SOBRE-VOLTAGEM E SOBRE-EXCITAÇÃO

O GCU fornece a proteção da sobre-tensão impedindo que um excesso de tensão do gerador sejaaplicado aos equipamentos do avião. Se uma saída de corrente no gerador exceder a voltagem má-xima permissível, 32 volts, os circuitos do sobre-excitação do GCU irão detectar esta sobre-tensão esaberá que o gerador está produzindo uma saída excessiva de tensão, tentando absorver todas ascargas elétricas do avião. O circuito do sobre-excitação do GCU irá, então, desconectar o gerador dosistema elétrico.

PARALELIZAÇÃO DE COMPARTILHAMENTO DE CARGAS

O circuito de paralelização calcula a média global de cargas nas saídas de ambos os geradores a fimde poder igualar os níveis de carga. Os circuitos de paralelização de ambos os GCUs tornam-se o-perativos quando ambos os geradores estiverem funcionando e gerando carga nas barras. Os circui-tos de paralelização detectam a interpolação das tensões de ambos os geradores para fornecer umaindicação da carga em cada gerador.




Os circuitos do regulador de tensão estão inclinados para cima ou para baixo como medida necessá-ria para aumentar ou diminuir as cargas de saídas dos geradores até que ambos compartilhem damesma carga igualmente. O GCUs foram projetados para balancear as cargas dentro de 2.5%.

PROTEÇÃO A CORRENTE REVERSA

A proteção de corrente reversa é fornecida pelo GCU. Acontece quando um gerador se torna poucoexcitado ou não pode manter a tensão da sua barra, isto é, durante a baixa velocidade do geradordurante a parada programada do motor, invertendo a corrente no sistema elétrico do avião. O GCUdetecta esta inversão de corrente, monitorando o gerador, interpolando a tensão e abrindo o contatoda barra a fim de proteger o gerador.

ATIVAÇÃO DO RELÊ DE PARTIDA CRUZADA

Durante uma partida cruzada, o gerador em funcionamento ajuda na partida do segundo motor. O

relê de partida cruzada fecha o circuito do gerador para reservar a corrente à partida, isolando a bar-ra do gerador, limitando a corrente e o relé do circuito do barramento. A corrente elétrica flui atravésda barra central, para o sensor de efeito hall na barra do gerador oposto.

Durante uma partida, os sensores de efeito hall estarão desabilitados caso não ocorra o isolamentoda barra. A corrente é distribuída ao acionador de partida fisicamente entre o sensor de efeito hall eo relé do circuito da barra, assim o circuito da barra estando aberta, a barra não efetuaria a partidado motor. Assim a corrente fica disponível ao relê de partida do motor.

DISTRIBUIÇÃO DE CARGA AC




A “Corrente Alternada”, para os equipamentos de aviônicos e os instrumentos AC, são fornecidos pordois inversores (figura 2.9). Qualquer interruptor pode ser usado pelo piloto através do seletor doinversor. Cada inversor fornece dois níveis de voltagens, um a 115 volts/400 hertz (para a aviônicos)

e outro de 26 volts/400 hertz (para equipamentos e instrumentos aplicáveis ao motor). A saída pa-drão do inversor é regulado a 250 volt/amp. Um inversor opcional é regulado a 300 volt/amp.

Os inversores estão instalados nas asas, imediatamente no exterior de cada nacele. A operação dosinversores é controlada pelo interruptor INVERTER NO.1 - OFF – NO.2, selecionado no painel inferi-or esquerdo do piloto. A seleção de um ou outro inversor atua no respectivo relê a fim de forneceralimentação DC. Um relê selecionado pelo inversor fornece permite ao inversor fornecer corrente de26 VAC aos aviônicos e instrumento, e 115 VAC aos aviônicos e o painel de teste. O relé seletor doinversor será energizado quando o inversor Nº 1 for selecionado. Será desenergizado quando o in-terruptor do inversor for selecionado para a posição Nº 2 ou posição OFF.

Fontes duplas de força DC são fornecidas por cada inversor. O relé seletor de corrente de cada in-versor é selecionado automaticamente para fornecer corrente ao inversor da barra do gerador adja-cente ou à barra central, caso a barra do gerador seja desenergizada (figuras 2.10, 2.11, e 2.12).




Quando a carga da bateria for aplicada à barra central, antes da partida do motor (figura 2.16), a cor-rente do inversor é distribuída através do disjuntor e normalmente os contatos estarão fechados pe-

los relés dos inversores, podendo-se selecionar o relé de corrente de cada inversor.

Quando as barras dos geradores estiverem ligadas (figura 2.21), a tensão é distribuída igualmenteatravés de um disjuntor, localizado sobre o painel de disjuntor do co-piloto, à bobina de cada inversorpara selecionar o relé, causando a inversão na barra do gerador.

Durante a operação normal, o relê energiza a barra do inversor fornecendo energia à barra do gera-dor. Se ocorrer uma falha que interrompa a carga dessa barra, o relê da barra será desenergizada ea carga de entrada no inversor será fornecida pela barra central, impossibilitando a possível perda doinversor devido a uma falha na barra do gerador.

A carga inadequada na saída do inversor é indicada pela iluminação do sinal INVERTER, no painelde advertência. Isto pode acontecer devido à perda de entrada de carga ou falha no inversor. Outrasindicações da perda do inversor seriam comportamento errôneo do instrumento (de torque), perda decorrente alternada ou perda do instrumento de aviônicos (corrente AC).




Durante o uso dos inversores (após a partida e táxi), ambos devem devem ser verificados para verse há:

Usando o medidor de freqüência volt/AC:• 115 VAC.• 400 HZ.• Luz do sinal luminoso do inversor apagado.

Quando os inversores estiverem ciclando, verifique os medidores de freqüência volt/AC em “zero” e

a luz do sinal luminoso apagado quando o interruptor estiver no centro, posição OFF.

FONTE DE ENERGIA EXTERNA

O receptáculo de fonte externa, no lado exterior direito da nacele, serve para conectar uma unidadede fonte externa ao sistema elétrico quando o avião estiver estacionado. O receptáculo de fonte ex-terna é feito de plugue com três pinos.

Quando a fonte externa estiver conectada, o relé no sensor de fonte externa só será fechado se apolaridade da tensão externa, fornecida pelo receptáculo externo, estiver correta (figura 2.28).

Sempre que o plugue da fonte externo for conectado ao receptáculo e o interruptor BAT estiver na

posição ON, o sinal luminoso amarelo EXT PWR se iluminará, mesmo que a unidade de fonte exter-na esteja ligada ou não.




Se o sinal luminoso EXT PWR estiver piscando e a unidade de fonte externa estiver conectada, en-tão umas das três circunstâncias seguintes poderão existir:

• O interruptor EXT PWR está na posição OFF.• A voltagem do EXT PWR está baixa.• A tensão do EXT PWR está demasiadamente elevada.

A tensão da fonte externa pode ser monitorada por certo tempo, mesmo antes de ligar ointerruptor EXT PWR no painel inferior esquerdo do piloto para ON, girando o interruptorpara a posição VOLTMETER BUS SELECT, no painel superior (figura 2.3C) para a po-sição de leitura de voltagem da EXT PWR, no instrumento de voltímetro.




Um sensor de alta voltagem travará por fora do relé da fonte externo caso a voltagem da fonte exter-na estiver acima de 31 ± 0.5 volts DC.

Quando o interruptor EXT PWR ON / OFF – RESET estiver na posição ON, o relê de fonte externase fecha. Com o ingresso da fonte externa nas barras do avião, os relés esquerdos e direitos dasbarras dos geradores se fecham, permitindo energizar todos os circuitos das barras do sistema elé-trico do avião. Conseqüentemente, o sistema elétrico inteiro pode ser operado.

Observe as seguintes precauções ao usar uma fonte de energia externa:

A TENSÃO MÍNIMA RECOMENDADA PARA A BATERIA ANTES DE CONEC-TAR A FONTE EXTERNA É DE 23 VOLTS. ENTRETANTO, NUNCA CONECTEFONTE EXTERNA AO AVIÃO, A MENOS QUE A BATERIA INDICAR UMA CAR-GA DE, PELO MENOS, 20 VOLTS. Se a tensão da bateria for menor que 20 volts,a bateria deve ser recarregada ou substituída por outra, indicando pelo menos 20volts, antes de conectar a fonte externa.

Somente use fonte de energia externa com plugue adequado. A unidade de fonteauxiliar deve ser regulada para 28,25 volts DC, e ser capaz de fornecer, pelo me-nos, 1.000 ampères, no mínimo 1 segundo (300 ampères contínuo máximo) emum mínimo de 16 volts DC, durante o ciclo de partida.

A voltagem é exigida para energizar os relés dos aviônicos e equipamentos. Con-seqüentemente, nunca insira a fonte externa ao avião sem primeiro verificar a vol-tagem da bateria.

A bateria pode ser danificada se for exposta às voltagens acima de 30 volts porperíodos prolongados.

Para impossibilitar dano à unidade de fonte externa, desconecte a fonte externado avião antes de aplicar carga nas barras dos geradores.

Verifique na seção “Normal Procedures” do POH para maiores detalhes de como

usar a fonte externa.




AVIONICS MASTER POWER

Os sistemas de aviônicos instalados em cada avião consistem geralmente de unidades individuais

de NAV/COM, cada um tendo seu próprio interruptor ON / OFF. Os pacotes de aviônicos variam nosdiferentes tipos e modelos de avião. Devido a um grande número de receptores e transmissores in-dividuais, existe um interruptor central de aviônicos, mais conhecido como AVIONICS MASTERPOWER e é instalado no painel inferior esquerdo do piloto. Um diagrama esquemático dos aviônicospode ser visto na figura 2.13. Verifique no capítulo “Avionics” deste manual para obter maiores deta-lhes do sistema da aviônicos.




DISJUNTORES

Ambas as alimentações de correntes AC e DC são distribuídas ao vários sistemas através de dois

painéis de disjuntor separados que protegem a maioria dos componentes no avião. O painel menor élocalizado abaixo do painel de gerenciamento de combustível, à esquerda do piloto (figura 2.6). Opainel maior é posicionado à direita do co-piloto. Cada um dos disjuntores tem sua avaliação de am-peragem impressa nele.

Ainda há um modelo diferente de um painel de disjuntores menor, localizado na parte mais baixa dopainel de combustível, contem os disjuntores para o sistema de combustível nas aeronaves LJ-1361,LJ-1363 e após (figura 2-6A).




O painel de disjuntor maior é posicionado no lado direito do co-piloto (figura 2.6B). Este painel con-tém os disjuntores para os sistemas elétricos restantes, que incluem sistemas relacionados aos mo-

tores, todos os componentes de aviônicos, sistema ambiental, luzes, sistemas de alarme de sinalluminoso, e demais sistemas. Os disjuntores para o sistema de distribuição de energia elétrica sãosituados igualmente neste painel.

Os procedimentos para disjuntores que abrem, e outros avisos de sistema elétrico relacionados, po-dem ser encontrados na seção “Emergência” do POH. Se um disjuntor não essencial, em qualquerdos dois painéis de disjuntores, quando em vôo, não abrir, pode causar dano adicional ao compo-nente ou ao sistema.

Se um disjuntor essencial do sistema abrir, espere 30 segundos para restaurá-los. Se abrir nova-mente, não tente restaurá-lo outra vez. Tome a ação corretiva de acordo com os procedimentos naseção “Emergência” de seu POH.

Se todos os equipamentos de aviônicos sair fora do circuito, mas seus disjuntores não abrirem, oproblema pode estar no interruptor AVIONICS MASTER. Este interruptor pode ser contornado, eseus rádios retornados ao serviço, bastando puxar o disjuntor do circuito do AVIONICS MASTER nopainel de disjuntores do co-piloto.



Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B

Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

CAPÍTULO 3SISTEMA DE ILUMINAÇÃO

INTRODUÇÃOO sistema de iluminação consiste na iluminaçãointerna e externa da aeronave, controlados porinterruptores diretos do painel de comando.

A iluminação interna consiste na iluminação parainstrumentos, cabine de comando, cabine depassageiros, luzes de leitura, luzes de avisos,luzes indicadoras, luzes de entrada e saída (naporta) e luzes da área de bagagens.

A iluminação externa consiste das luzes de na-vegação, de pouso, de táxi, anti-colisão, faróisrotativos, luzes de desembarque, ice lights eluzes de reconhecimento.

SISTEMA DE ILUMINAÇÃO DE AERONAVES

Um conjunto de luzes de posição consiste de uma luz vermelha, uma verde e uma branca. Asluzes de posição são, às vezes, chamadas de "luzes de navegação". Em muitos aviões, cada

unidade de luz contém uma única lâmpada instalada sobre a superfície do avião.Outros tipos de unidade de luz de posição contêm duas lâmpadas e, freqüentemente, ficam fa-ceadas com a superfície da estrutura do avião.

A unidade de luz verde é sempre instalada na ponta da asa direita. A unidade de luz vermelhaestá instalada numa posição semelhante na asa esquerda. A unidade branca é geralmente ins-talada no estabilizador vertical numa posição onde seja claramente visível através de um ângulobem aberto, pela traseira do avião.

As lâmpadas da ponta de asa, e as lâmpadas da cauda, são controladas por um InterruptorDPST na cabine de comando. Na posição “atenuada”, o interruptor liga um resistor em sériecom as lâmpadas. Visto que o resistor reduz o fluxo da corrente, a intensidade da luz é reduzi-

da. Para aumentar a intensidade da luz, o interruptor é colocado em "brilhante", a resistência écurto-circuitado, e as lâmpadas brilham intensamente.

Luzes de anti-colisão - A luz de anti-colisão é uma luz de segurança para alertar outro avião,principalmente em áreas congestionadas. Um sistema de luz de anti-colisão pode consistir deuma ou mais luzes. Elas são feixes de luz móveis que se acham instaladas no topo da fusela-gem ou na cauda, numa localização tal que a luz não afeta a visão dos tripulantes nem diminui-rá a visibilidade das luzes de posição. Em alguns casos, uma das luzes fica instalada no ventreda fuselagem. Uma luz de anti-colisão acha-se freqüentemente instalada no topo do estabiliza-dor vertical, se a seção transversal do estabilizador for suficientemente grande para acomodar ainstalação, e se as características de vibração e ondulação não forem adversamente afetadas.

Luzes de pouso - As luzes de pouso acham-se instaladas no avião para iluminar as pistas du-rante os pousos noturnos. Essas luzes são muito fortes, e são direcionadas por um refletor pa-rabólico num ângulo que proporciona um alcance máximo de iluminação. Cada luz pode ser





controlada por um relé, ou pode ser ligada diretamente no circuito elétrico. Sabendo-se que ogelo nas lentes das lâmpadas reduz a qualidade de iluminação das mesmas.

Luzes de táxi - As luzes de táxi têm como finalidade fornecer iluminação no solo durante o táxiou reboque do avião na pista de pouso e decolagem, na pista de táxi ou no hangar. As luzes detáxi não são apropriadas para fornecer o grau de iluminação necessária como as luzes de pou-

so; Nos aviões com trem de pouso triciclo, as luzes de táxi (única ou dupla) acham-se instala-das na parte não direcional do trem de pouso do nariz. Elas estão posicionadas em ângulosoblíquos com a linha central do avião, para fornecer iluminação diretamente, em frente do avião,e ainda alguma iluminação à direita e à esquerda do mesmo.

Luzes de inspeção das asas - Algumas aeronaves são equipadas com luzes de inspeção daasa para o bordo de ataque das asas, e para permitir a observação de formação de gelo e con-dição geral destas áreas em vôo.

O sistema de luz de inspeção da asa (também chamada de luzes de gelo da asa) consiste deuma luz de 100 watts faciada no lado externo de cada nacele à frente da asa. Essas luzes per-mitem a detecção visual da formação de gelo nos bordos de ataque da asa durante o vôo no-

turno. Elas também são usadas freqüentemente como projetores durante os serviços gerais nosolo. Geralmente, são controladas por um relé através de um interruptor de alavanca liga-desliga na cabine de comando.

Alguns sistemas de luz de inspeção da asa podem incluir ou serem suplementados por luzesadicionais, algumas vezes chamadas de luzes da nacele, que iluminam áreas adjacentes, taiscomo os flapes da capota ou o trem de pouso. Estas são normalmente do mesmo tipo de luzes,e podem ser controladas pelos mesmos circuitos.

INTERRUPTORES DAS LUZES DA CABINE DE COMANDO

Um controle completo no painel superior, facilmente acessíveis para ambos os pilotos incorpora

um mecanismo funcional de todos os sistemas de iluminação da cabine (Figura 3.1). Cada con-trole de luz tem seu próprio interruptor de reostato sinalizado como BRT - OFF.





Constituição dos Interruptores do Painel de Iluminação

1. MASTER PANEL LIGHTS – Interruptor principalque serve para ligar ou desligar o comando dasluzes do painel do piloto e co-piloto;

2. PILOT FLIGHT INSTR – Luzes do painel do pilo-

to.3. ENGINE INSTR – Luzes dos instrumentos do

motor.4. AVIONICS PANEL – Luzes dos aviônicos.

5. OVHD PED & SUBPANEL – Luzes do pedestal edo sub-painel do piloto e co-piloto.

6. SIDE PANEL – Luz do painel dos disjuntores.7. COPILOT GYRO INSTR –

8. COPILOT FLIGHT INSTR – Luzes do painel doco-piloto.

9. OVERHEAD FLOOD – Luzes do painel superior.10. INSTRUMENT INDIRECT – Luzes indiretas do

painel de comando – Piloto e co-piloto.

Obs.: As luzes de iluminação indireta de mapa (gerais) são controladas por interruptores tipo reostatos, montados no painel superior.

LUZES NA CABINE DE COMANDO

É formado por dois interruptores de três posições, no painel de controle do co-piloto, indicado

por CABIN (Figura 3.2). O primeiro interruptor controla as luzes florescentes das luzes da cabi-ne de comando e seus modos são:

• START/BRIGHT / DIM / OFF - No C90A.• BRIGHT / DIM / OFF - No C90B.

O segundo interruptor controla os avisos luminosos aos passageiros “Não Fume/Apertem oscintos”, acompanhados por um som harmonioso tipo chime. Seus modos são:

• NO SMK & FSB - OFF - FSB.





Uma luz na porta (hot-wired) é instalada no lado esquerdo da entrada, ao nível do assoalho.Luzes na escadaria da porta (opcional), também podem ser instaladas. Estas luzes comparti-lham dos mesmos controles, um tipo de interruptor na corrediça (figura 3-3) montado junto à luzda porta e a um micro-interruptor montado na fechadura da porta. Sempre que o interruptor decorrediça estiver na posição ON, a porta estará aberta, a luz acenderá.

Para desligar estas luzes, só se conseguequando a porta for fechada e travada com-pletamente. Um microswitch na fechadurada porta irá desligar as luzes mesmo queseu interruptor tenha ficado na posição ON.

Obs.: A luz da porta de embarque e desembarque não irá se apagar simplesmente quando estiver fechada, mas sim se tiver integralmente na posição travada.

Quando a bateria estiver na posição ON, aluz de leitura individual dos passageiros, naparte superior da cabine, pode ser ligada oudesligada pelos passageiros, por botõesindependentes para cada luz.

A luz no compartimento de bagagens podeser ligada ou desligada pelo botão adjacentedo alternar independentemente da posiçãodo interruptor principal da bateria. Esta luzestá ligada à barra quente da bateria.

LUZES EXTERIORES

Formado pelas luzes de pouso, de táxi, wingice, de navegação, de reconhecimento (re-cog), rotation beacons, de ponta de asa e deiluminação da deriva (tail flood) e seus con-troles estão localizados no sub-painel do

piloto (Figura 3.4). Eles estão devidamenteassinalados como a sua função.

As luzes de cauda, ou Flood lights, se insta-lada, são incorporadas no estabilizador hori-zontal e são concebidas para iluminar am-bos os lados do estabilizador vertical.





CIRCUIT BREAKERS

São os disjuntores do sistema de iluminação e ficam no painel dos disjuntores, no lado direitodo co-piloto, no painel lateral (Figura 3.5).



CAPÍTULO 4 - SISTEMA DE AVISOS LUMINOSOS

INTRODUÇÃO

Os indicadores de aviso e de atenção podemser a primeira indicação de problemas ou maufuncionamento em algum sistema ou compo-nentes do avião. Os tripulantes devem teruma completa familiarização com esses indi-cadores e com ações necessárias para corrigiro problema ou fazer, face à situação, um pou-so de emergência. No caso de uma indicaçãoainda em solo, o problema deve ser corrigidoantes de levantar vôo.

O painel anunciador é descrito em detalhes,item a item, sua finalidade, bem como os avi-sos associados a cada iluminação.

O sistema de avisos luminosos (Figura 4.1)consiste de um painel anunciador, central-mente localizado no pára-sol, um botão do tipo “pressione para testar”, um reostato para regula-gem de intensidade e uma luz que pisca para avisar uma possível falha.

Os avisos luminosos estão dispostos de acordo com seu grau de prioridade, onde o mais prioritáriose encontra na primeira linha e todos os outros, menos prioritários, estão dispostos mais abaixo.

O aviso em cor Vermelha exige a atenção imediata do piloto, e que requer uma ação urgente. O aviso em cor Amarela exige a atenção do piloto, mas não a sua reação imediata. O aviso em cor Verde não exige nenhuma precaução por parte do piloto, pois informa uma con-

dição normal de funcionamento de um equipamento.

Um botão do tipo “pressionar para testar” (PRESS-TO-TEST) está loca-lizado imediatamente na parte direita, colado ao painel de avisos lu-minosos e serve para fazer um teste automático em todas as lâmpadasdo painel de avisos luminosos (Figura 4.2).

Dois botões do tipo “pressionar para reiniciar” (PRESS-TO-RESET) es-tão localizado mais à direita do painel de avisos luminosos (Figura 4.3). Sempre que uma avariaabrangida por um determinado sistema ocorre, é gerado um sinal, e dependendo do tipo de avaria,o aviso, ou os dois avisos, irão acender a piscar continuamente.



Uma luz anunciadora de cautela, sobre o painel anunciador, permanecerá acesa até que a falhauma condição seja corrigida, momento em que ele irá se extinguir. Um anunciador pode ser extintapara corrigir um estado indicado na lente iluminada.

A iluminação de uma luz verde no painel anunciador não irá acionar o sistema de alerta, mas umaluz vermelha irá acionar um aviso FAULT WARNING. Anúncio de luz amarela irá acionar o avisoMASTER CAUTION.



AVISO DE PRECAUÇÃO – FAULT WARNING

Se uma determinada falha requerer uma atenção imediata, e uma reação do piloto, o anunciador

vermelho apropriado no painel anunciador se acende e a Luz de aviso de falha pisca (figura 4.4) ecomeçará a piscar o aviso FAULT WARNING.

Qualquer que seja o aviso de lente vermelha iluminada no painel anunciador permanecerá acesaaté que a falha seja sanada. O aviso FAULT WARNING pode ser apagada comprimindo-se a face dopróprio aviso luminoso, mesmo que a pane não seja sanada. Em tal caso, o aviso FAULT WARNINGvoltará a ser ativado quando o anúncio de advertência adicional acender. Quando em uma adver-tência, a falha for corrigida, o aviso luminoso da advertência irá apagar, mas o aviso continuará apiscar até que seja pressionada a face do aviso luminoso.



INTENSIDADE DE ILUMINAÇÃO

O controle de intensidade está localizado adjacente a chave PRESS-TO-TEST e pode ser usado para

aumentar ou diminuir a intensidade do indicador anunciador para um nível desejado. Se os anunci-adores forem intensificados, qualquer anunciador amarelo ou vermelho irá aparecer com um bri-lho total quando eles acendem pela primeira vez. Pressionando a luz de aviso de falha vai diminuira intensidade dos anunciadores para níveis mais baixos. Qualquer outra luz amarela ou vermelha que se ilumine, irá fazer com que as luzes acesas voltem a brilhar com intensidade máxima. O mo-do DIM será automaticamente anunciado sempre que houver a totalidade das seguintes condições:

Quando um gerador estiver na barra. Quando a luz FLOODLIGHT no painel superior for desativada – OFF. Quando o interruptor MASTER PAINEL LIGHTS estiver ligado – ON. Quando a luz PILOT FLIGHT LIGHTS estiver ligada – ON.

Quando a luz ambiente na cabine de comando (detectado por uma célula fotoelétrica localizadono painel superior) for inferior a um valor predefinido.

A menos que uma dessas condições seja cumprida, o modo brilhante será selecionado automatica-mente. Um anúncio de advertência ou precaução fará com que o modo DIM seja brilhante.

TESTE E SUBSTITUIÇÃO DAS LÂMPADA DO PAINEL DE ALARMES

O sistema de luzes do painel anunciador deverá ser testado antes de cada vôo ou a qualquer mo-mento. A integridade de uma lâmpada estará em questão. Pressionando-se o botão PRESS-TO-TEST,localizado à direita do painel anunciador, teremos um teste geral de todas as lâmpadas do sistema,acendendo e apagando todas elas. Qualquer lâmpada que não acender deve ser substituído.

O estilo das lâmpadas no painel anunciador permite que cada anunciador possa ser removida dopainel (Figura 4.5).

Cada unidade leitora no painel anunciador contém duas luzes embutidas. Para substituir qualquerlâmpada anunciadora, em primeiro lugar comprima o centro do anunciador com seu dedo. Libere odedo, e o conjunto estará removido parcialmente para fora. Puxe a unidade para fora do painel, eremova a lâmpada queimada pela parte traseira do anunciador. Substitua a lâmpada defeituosa poruma lâmpada reserva contida em um anunciador fora de uso. Encaixe novamente à unidade no lo-cal e empurre-a para a posição correta da unidade no painel anunciador.



DESCRIÇÃO DAS LUZES NO PAINEL ANUNCIADOR

Nos quadros seguintes temos a relação de todos os avisos luminosos e sua descrição, usados no pai-

nel de anúncios do King Air C90A/B. São anunciadores do tipo “luzes com legendas”.





CAPÍTULO 5SISTEMA DE COMBUSTÍVEL

INTRODUÇÃO

Um entendimento completo do sistema de combus-tível é essencial para uma operação competente econfiável da aeronave. O gerenciamento do Siste-ma de Combustível e seus componentes é uma dasprincipais preocupações quotidianas do piloto. Estasecção dá ao piloto a informação de que ele neces-sitará para a segura e eficiente gerenciamento docombustível.

SISTEMA DE COMBUSTÍVEL

O Sistema de Combustível no King Air C90A foi projetado para simplificar os procedimentos de vôona cabine de comando e proporcionar um manuseio fácil em solo (Figura 5.1). Existem dois siste-mas de combustível separados em cada asa, uma para cada motor, interligada através de umaválvula controlada de cruzamento de combustível (crossfeed). Cada sistema é composto por umtanque de combustível na nacele e quatro tanques laterais interligados entre si, bombas elétricas euma válvula de cruzamento. A capacidade total de combustível utilizável é de 384 galões. Trêsmodos de operação estão disponíveis, cada um dos quais é descrito sucintamente abaixo:

1. Operação Normal - Cada motor recebe combustível a partir da sua respectiva células de com-bustível e da bomba de impulso. A bomba de impulso é obrigada a fornecer combustível sob pres-são para o motor pela bomba de alta pressão.

2. Operação Automática de Cruzamento de Combustível - Na eventualidade de uma bomba de

impulso falhar, uma única bomba de pressão é capaz de impulsionar combustível para ambos osmotores, através da válvula de cruzamento (crossfeed). Uma queda de pressão na saída da bombaserá detectada por um interruptor de baixa pressão, o que faz abrir automaticamente a válvula decruzamento quando a pressão cair abaixo de 10 PSI, e o aviso luminoso de baixa pressão de com-bustível irá se iluminar no painel anunciador de combustível. O anunciador irá cessar quando ocombustível recuperar sua pressão de fluxo de combustível, pela bomba de impulso do motor.

3. Operação de Alimentação por Sucção (Suction feed) - Este modo de funcionamento poderáser utilizado após a falha da bomba de impulso, permitindo o uso do tanque de combustível do ladoonde a bomba falhou. A operação de alimentação por sucção é obtido quando movemos o interrup-tor da válvula de cruzamento da posição AUTO para a posição CLOSED. Um vácuo é criado pelomotor, conduzido à bomba de combustível, a partir do tanque de combustível da nacele, alimen-





tando o motor. Esta alimentação por sucção é limitada em 10 horas entre cada manutenção pro-gramada da bomba de combustível.

SISTEMA DE TANQUES DE COMBUSTÍVELO sistema de combustível em cada asa (figura 5.2) consiste de um tanque tipo “bexiga” no bordode ataque da asa com 40 galões, dois tanques centrais no painel externo das asas com, respecti-vamente, 23 e 25 galões, um tanque tipo “bexiga” na seção central da asa com 44 galões e um úl-timo tanque na nacele do motor, com 61 galões. A capacidade útil total de combustível de cadasistema de combustível, em cada asa, é de 192 galões.

Os tanques externos alimentam os tanques da seção central e da nacele por fluxo de gravidade. Otanque da seção central é mais baixo do que todos os outros tanques na asa. Do tanque central, o

combustível é transferido ao tanque da nacele pela bomba de transferência de combustível no pon-





to mais baixo do tanque da seção central. O combustível para cada motor é bombeado diretamentedo tanque da nacele por meio de uma bomba de impulso elétrica. Cada sistema tem dois bocais deabastecimento, um na parte superior do tanque da nacele e outro no meio do tanque do bordo deataque da asa. Uma válvula tipo sifão é instalada em cada bocal de abastecimento a fim de impedira perda de combustível ou o transbordamento do tanque na eventualidade do bocal de abasteci-mento ter sido fechado incorretamente. Há uma válvula de verificação entre o tanque da nacele e otanque de asa. O combustível só pode fluir do tanque da nacele, e não retorna ao tanque da asa.Se for necessário um enchimento total dos tanques de combustível, encha primeiro o tanque danacele e depois o tanque da asa.

A ventilação do aquecedor de combustível trabalha integralmente com o respiradouro dos tanquesa fim de impedir que os tanques tipo bexiga se desmoronem quando o combustível fluir para foradeles. Cada tanque da nacele é interligado ao motor do lado oposto por uma linha de intercomuni-

cação de operação monomotora ou falha da bomba de impulso. A operação da intercomunicação éautomática e depende da bomba de impulso selecionada no tanque de alimentação da nacele. Es-te sistema torna possível ao combustível no sistema da asa estar disponível ao motor, ou ambos osmotores simultaneamente.

SISTEMA DE BOMBA DE IMPULSOCada sistema tem uma bomba de impulso (BOOST PUMP) submersa no tanque da nacele. Estabomba fornece uma pressão de, aproximadamente, 30 PSI à bomba de combustível do motor. Asbombas de impulso são submersas, giratórias, tipo aletas impulsoras e de condução elétrica. Umdisjuntor de 10 ampères para cada bomba de impulso é localizado no painel de combustível. Doissinais luminosos (vermelhos) FUEL PRESS são associados às bombas de impulso. Quando ilumi-

nado, indicam que há uma baixa pressão de combustível do lado indicado. Verifique as bombas deimpulso antes de cada vôo.





Com a válvula de cruzamento na posição AUTO, caso ocorra uma falha de bomba do impulso, seráindicada momentaneamente o sinal luminoso FUEL PRESS e uma luz de advertência no painel deadvertência ficará piscando para indicar esta falha, então um novo sinal luminoso FUEL CROSS-FEED irá acender. Para identificar qual bomba de impulso falhou, ponha momentaneamente a vál-vula de cruzamento na posição CLOSED. O sinal luminoso FUEL PRESS do lado da bomba deimpulso com a falha irá se iluminar. Agora ponha o interruptor de cruzamento de combustível naposição OPEN. O sinal luminoso FUEL PRESS agora irá apagar.

No caso de uma falha da bomba do impulso durante a fase de vôo, o sistema começará o cruza-mento de combustível automaticamente. Se a bomba de impulso falhar, o interruptor de cruzamen-to de combustível pode ser fechado e o vôo continuar, confiando na bomba de alta pressão do mo-tor. Em alguns casos o piloto pode escolher para continuar o vôo com a bomba remanescente ecruzar o sistema em operação.

A operação com o sinal luminoso FUEL PRESS é limitada em 10 horas, depois doqual a bomba de pressão do motor deve ser revisada ou substituída. Ao operarcom gasolina de aviação, na operação da bomba de alta pressão do motor é per-mitida até 8.000 pés por um período que não exceda 10 horas. Operação acimade 8.000 pés exige alimentação cruzada.

As limitações abaixo são referentes ao sistema de gerenciamento de combustível, encontradas naseção de limitações do C90A e do C90B POH e pertencem às bombas de impulso do sistema decombustível:

• Ambas as bombas de impulso devem estar em operação antes da decolagem.• A operação é limitada a 8.000 pés ao operar com gasolina da aviação e com bombas de impul-

so inoperantes.• Operação com o sinal luminoso FUEL PRESS é limitada há 10 horas entre as revisões ou tro-

cas das bombas de combustível.

BOMBAS DE TRANSFERÊNCIA DE COMBUSTÍVEL

O nível de combustível no tanque da nacele é mantido automaticamente próximo à sua capacidadetotal durante a operação normal de vôo por um sistema de transferência de combustível, sempreque o nível de combustível no tanque da nacele cair abaixo de 10 galões. As bombas de impulsoposicionadas nos tanques da seção central da asa fornecem a transferência de combustível dostanques de asa aos tanques da nacele. As bombas de transferência são controladas por interrupto-res flutuantes e operadas nos transmissores de quantidade de combustível do tanque da nacele.

O combustível será transferido automaticamente quando os interruptores TRANSFER PUMP foremposicionados para a posição AUTO, a menos que os tanques da nacele estejam cheios. Enquantoos motores queimam o combustível dos tanques da nacele (6 galões cada tanque), os combustí-veis dos tanques das asas estarão sendo transferidos aos tanques da nacele cada vez que os ní-veis do tanque da nacele caírem abaixo de 10 galões, aproximadamente. Os tanques da naceleencher-se-ão até que o combustível alcance o limite superior de transferência e um interruptor flu-tuante desligarão a bomba de transferência (TRANSFER PUMP OFF).





Um interruptor de pressão, situado na linha de transferência de combustível, desligará automatica-mente a bomba de transferência caso uma pressão pré-ajustada não seja obtida dentro de, apro-ximadamente, 30 segundos. Também desligará após a bomba ter sido alterada para a posição ON,ou se a pressão da bomba de transferência cair abaixo de uma pressão pré-ajuste exercendo pres-são sobre os devido tanques das asas, já vazios, ou por falha da bomba. Por exemplo, quando os132 galões de combustível (de cada lado) forem usados dos tanques de asa, o sensor do interrup-tor de pressão reage a uma gota de pressão na linha de transferência de combustível enquanto ostanques das asas forem esvaziados por completo. Após 30 segundos, a bomba de transferênciaserá cortada e o sinal luminoso NO FUEL XFR (cor amarela) (vermelho nos modelos antes doLJ1353) iluminará no painel anunciador.

O sinal luminoso NO FUEL XFR será iluminado pela seguinte razão:

• Não há pressão após 30 segundos devido à falha da bomba de transferência.• Houver uma falha de transferência da bomba de transferência.As funções do sinal luminoso NO FUEL XFR se igualam como um indicador da operação da bom-ba de transferência durante o pré-vôo. Um interruptor de teste, TRANSFER TEST, (intitulado comoENGINE L e ENGINE R) fornece indicação e verificação de funcionamento de cada bomba, quan-do o tanque da nacele estiver cheio. Pressionando o interruptor de teste de transferência para aposição L ou R, ativará a bomba de transferência e o sensor de pressão. No modo TEST, um atra-so de 30 segundos é previsto, tendo por resposta indicações imediatas. O sinal luminoso NO FUELXFR se iluminará momentaneamente e um aviso no painel de advertência começará a piscar. Osinal luminoso NO FUEL XFR se extinguirá quando o sensor de pressão de combustível alcançaruma pressão mínima de 2.5 PSI. Se a bomba de transferência estiver operando, não será possível

ser feito o teste de transferência de combustível.O sistema de transferência do combustível pode ser monitorado periòdicamente verificando-se aquantidade do tanque da nacele de encontro à quantidade total nos tanques.





Se o aviso luminoso NO FUEL XFR não se iluminar durante o teste de transferência, indica a bom-ba em funcionamento, os interruptores de fluxo podem ser suspeitos. Usando o teste de transfe-

rência iniciará o ciclo, entretanto, a quantidade de combustível na nacele, cairá abaixo do nível infe-rior sem ativar a bomba de transferência. Proceda movendo o interruptor da bomba de transferên-cia (figura 5.3) para a posição OVERRIDE. Neste modo, a bomba de transferência funcionará con-tinuamente até que o interruptor da bomba de transferência seja retornado para a posição OFF.Quando o tanque da nacele encher por completo, o combustível adicional retornará ao tanque cen-tral das asas através da linha de ventilação.

O aviso do sinal luminoso NO FUEL XFR pode indicar uma situação normal ou anormal. Durante aoperação normal, quando o combustível nos tanques das asas está completamente vazio, este si-nal luminoso indica que os tanques das asas estão vazios e o interruptor de transferência de com-bustível deve ser desligado.

Caso a bomba de transferência não esteja operacional durante o vôo, a alimentação por gravidadeexecutará a transferência de combustível. Quando o nível do tanque da nacele cair a aproximada-mente 150 libras, ou a aproximadamente 22 galões, o ponto de gravidade no tanque da nacele a-bre o fluxo de gravidade no tanque das asas. Todo o combustível das asas será transferido durantea alimentação por gravidade, mas não os 28 galões do tanque da seção central.

CAPACIDADE DE COMBUSTÍVEL

O sistema indicador de quantidade de combustível é o sistema de marcação da capacidade decombustível através da leitura direta de um indicador de quantidade por asa (figura 5.4). Um inter-ruptor seletor permite que o piloto verifique a capacidade total de combustível ou apenas a quanti-dade no tanque da nacele. O sistema tem uma capacidade total de 387 galões, e uma quantidadede combustível útil máxima de 384 galões. As medidas de leitura da quantidade de combustível e





indicadores de fluxo de combustível do motor serão lidas em intervalos de 100 a 100 unidades,sendo 6,7 libras por galão, o combustível útil disponível no sistema é de 2572,8 libras (1286,4 libraspara cada lado).

Não existe nenhuma limitação estrutural para que o peso máximo zero combustível deva ser ajus-tada.

VENTILAÇÃO DO TANQUE DE COMBUSTÍVELO sistema de combustível é ventilado através de um respiradouro tipo colher, e é acoplado a umrespiradouro externo (aquecido), situado no lado de baixo da asa, junto à nacele (figura 5.5). Esserespiradouro externo é aquecido para impedir o congelamento. Cada respiradouro serve de apoiopara o outro, caso algum deles se torne obstruído.





Em cada sistema de combustível de asa, os tanques do painel da asa, o tanque do bordo de ata-

que, o tanque da seção central e o tanque da nacele são interligados, uns com os outros.A válvula da linha do respiradouro, no depósito externo de combustível, no painel da asa é distribu-ída para frente ao longo do bordo de ataque da asa, interno ao tanque da nacele, e traseiro atravésde uma válvula de verificação do aquecedor do respiradouro. Outra linha em formato de “T”, fora dalinha do aquecedor do respiradouro, se estende ao respiradouro tipo colher. Uma válvula de esca-pe na linha de sucção do motor é instalada na linha da válvula do respiradouro de operação flutu-ante à linha de ruptura do sifão.

OPERAÇÃO DO SISTEMA DE COMBUSTÍVELO fluxo de combustível dos tanques das asas ao tanque da nacele é automático, sem nenhumaação do piloto (figura 5.6). A alimentação por gravidade nos tanques das asas ao tanque da seção

central ocorre por meio de uma linha que se estende do tanque traseiro interno da asa para o ladoexterno do tanque da seção central. Uma válvula de verificação tipo “flapper”, localizado na extre-





midade da linha de alimentação por gravidade, impede o recuo do combustível nos tanques dasasas.

A pressão de combustível exigida para operar o motor é fornecida por uma bomba de combustívelvinda do motor e é montada conjuntamente com a unidade de controle do combustível, o FCU. Ocombustível é conduzido à bomba de combustível de alta pressão por uma bomba de impulso elé-trica submersa no tanque da nacele.

A linha de suprimento de combustível do tanque da nacele é distribuída pelo lado externo do tan-

que da nacele, a diante da bomba de combustível do motor através de uma válvula de corte atra-vés da parede de fogo instalada na linha de combustível imediatamente atrás da parede de fogo.

A válvula de corte da parede de fogo para cada sistema de combustível do motor é atuada pelointerruptor FW SHUTOFF VALVE, localizado no painel de controle do combustível do piloto. Quan-do o interruptor FW SHUTOFF VALVE for fechada, sua respectiva válvula de corte na parede defogo fecha-se para cortar o fluxo do combustível do motor. Na válvula de corte da parede de fogo, ocombustível é distribuído ao filtro e ao dreno do filtro do combustível no ponto central mais baixo daparede de fogo do motor, depois ao interruptor de pressão de combustível, ao indicador do trans-missor de fluxo de combustível, o calefator de combustível, e então à unidade de controle da bom-ba de combustível do motor. Um filtro de 20 microns incorporada a uma válvula de desvio permitirque o fluxo de combustível seja liberado, caso haja uma obstrução de combustível e também háuma válvula dreno usada para drenar o filtro antes de cada vôo. O interruptor de pressão é monta-





do diretamente acima da bomba de impulso de pressão de combustível no sentido do filtro. Quandoa uma pressão de, aproximadamente 10 PSI, o interruptor fecha e faz acende a luz FUEL PRESS no painel anunciador.

A operação com a luz FUEL PRESS é limitada há 10 horas entre a revisão ou atroca da bomba de combustível do motor. Tal operação é restrita em altitudes quenão excedam 8.000 pés quando usando gasolina da aviação. O tempo não é e-quivalente ao funcionamento do motor em potência máxima no que diz respeitoaos efeitos da cavitação em componentes de bomba do combustível; conseqüen-temente, o tempo de 10 horas não deve ser incluído no limite quando na operaçãodo motor sem fizer uso da bomba de impulso.

A luz vermelha FUEL PRESS se iluminará quando em, aproximadamente 10 PSI da pressão cres-cente de combustível. Do filtro de combustível, o combustível é distribuído através do transmissorde fluxo de combustível montado na parede de fogo, no interior do interruptor de pressão. O com-bustível do transmissor é distribuído através do calefator de combustível, que utiliza o calor do óleodo motor para aquecer o combustível. O combustível é distribuído então à unidade de controle docombustível – FCU, que monitora o fluxo do combustível aos bocais de combustível do motor. Umcarregador de calefator é igualmente instalado na linha de controle do regulador de cada motor.Cada linha de ar do calefator é protegida por 7.5 ampères, pelo disjuntor “empurre-puxe” (pushpull)montado no painel de disjuntor ao lado do co-piloto. Os calefatores são controlados pelos interrup-tores instalados no pedestal e ativados pela manete de condição de combustível.

A bomba de combustível do motor é montada na caixa de acessório do motor conjuntamente com aunidade de controle do combustível. Esta bomba é protegida por um filtro interno que protege ocombustível de contaminação. A bomba de impulso preliminar do combustível é uma bomba eletri-camente conduzida é posicionada na parte inferior de cada tanque da nacele. A bomba de impulsoeletricamente conduzida é capaz de fornecer combustível ao motor nas exigências mínimas deter-minadas pelo fabricante do motor.

Se a bomba de impulso falhar, a operação da alimentação por sucção pode serempregada; entretanto, a operação da alimentação por sucção é restrita a 10 ho-ras de tempo total entre períodos de revisão da bomba de combustível. Se estabomba for operada na alimentação por sucção além do limite de 10 horas, umarevisão ou substituição da bomba são necessária.

A bomba elétrica de impulso fornece a pressão exigida para a intercomunicação de todo o sistemade combustível do avião.

A corrente elétrica com que as bombas de impulso são operadas é controlada por interruptores dotipo alavancas e é localizada no painel de controle de combustível. Uma fonte de força elétrica éfornecida às bombas de impulso da barra Triple-fed através de disjuntores. Este circuito é protegidopor dois disjuntores de 10 ampères situados no painel de combustível. A proteção deste circuitoestá disponível somente quando o interruptor MASTER estiver em ON.





A outra fonte de força elétrica às bombas de impulso vem diretamente da bateria através da barrade emergência da bateria. Durante a parada do motor, ambos interruptores e a intercomunicaçãoda bomba de impulso devem ser desligados para impedir a descarga da bateria.

VÁLVULA DE CORTE DA PAREDE DE FOGOA válvula de corte da parede de fogo do motor (figura 5.7) está situada entre a bomba de combus-tível do motor e o tanque da nacele e são controladas por interruptores localizados na cabine depilotagem (figura 5.8). Há um interruptor em cada lado do painel de disjuntores do sistema de com-bustível no painel de combustível. Estes interruptores têm duas posições. A posição OPEN permiteo fluxo de combustível ininterrupto ao motor. A posição CLOSED elimina todo o combustível aomotor. Quando o protetor vermelho se fecha, a força o interruptor na posição aberta e protege-o naposição aberta.

Cada válvula de corte na parede de fogo do motor recebe energia elétrica através de seu própriodisjuntor de 5 ampères no painel de combustível que traz a energia elétrica da barra Triple-fed as-sim como da barra do gerador. Esta fonte de força está disponível somente quando os interruptoresda bateria e/ou do gerador estiverem ligados. A única ação necessária do piloto é a de assegurar aoperação do sistema principal de combustível é ter as válvulas de corte da parede de fogo do mo-tor na posição OPEN.





OPERAÇÃO DE CRUZAMENTO DE COMBUSTÍVEL

Operar com alimentação cruzada de combustível somente é autorizado no caso da falha do motorou falha da bomba elétrica de impulso.

Cada tanque da nacele é conectado ao motor na asa oposta por uma linha de cruzamento de com-bustível distribuída ao lado da nacele, após a seção central, e transversalmente ao lado da naceleoposta. A linha de cruzamento de combustível é controlada por uma válvula (figura 5.9). Com aválvula de cruzamento de combustível na posição OPEN, o sistema pode fornecer combustível aum ou ambos os motores. O sistema usa a bomba de impulso elétrica no tanque da nacele. Estabomba fornece pressão para transferir combustível a ambos os motores. Com um motor inoperan-te, o sistema de cruzamento de combustível permite que o combustível do lado do motor inoperan-te seja fornecido ao motor em funcionamento.

O sistema de cruzamento de combustível é controlado por um interruptor de três posições:CROSSFEED OPEN, AUTO e CLOSED. A válvula pode ser aberta ou fechada manualmente, massob circunstâncias de vôo normal deve ser deixada na posição AUTO. Na posição AUTO, os inter-ruptores de pressão do combustível são conectados no circuito de controle de cruzamento de com-bustível.

No caso de uma falha na bomba de impulso, causando uma perda na pressão de combustível, es-tes interruptores abrem a válvula de cruzamento de combustível permitindo que a bomba de impul-so forneça o combustível a ambos os motores.





No caso de uma falha de bomba do impulso durante a decolagem, o sistema começará a fazer ocruzamento de combustível automaticamente, o que torna menos desgastante ao piloto nesta fasedo vôo. Depois que a decolagem estiver concluída ou se a bomba de impulso falha após a decola-gem, o interruptor de cruzamento de combustível pode ser fechada e a ser continuado o vôo fa-zendo uso da bomba de alta pressão sem haver pressão de impulso. Neste exemplo, o piloto podeescolher em continuar o vôo com a bomba de impulso remanescente e o sistema de cruzamento

de combustível em operação. Quando o interruptor de cruzamento de combustível no painel de controle de combustível for atua-do, a carga será selecionada de um disjuntor de 5 ampères no painel de controle do combustívelao solenóide que abre a válvula de cruzamento de combustível. O cruzamento de combustível éalimentado pela barra quente da bateria através de um fusível de 5 ampères.

Quando a válvula de cruzamento de combustível estiver recebendo força, a luz FUEL CROSSFE-ED (amarela) no painel do sinal luminoso se iluminará. O cruzamento de combustível não transferi-rá o combustível de uma asa a outra; sua função é fornecer combustível de um lado ao outro, dire-tamente ao motor oposto durante uma falha da bomba de impulso ou pene no motor. Se as bom-bas de impulso em ambos os lados estiverem funcionamento e a válvula de cruzamento de com-

bustível estiver aberta, o combustível estará sendo fornecido aos motores de maneira normal, poisa pressão em cada lado da válvula de cruzamento de combustível deve ser igual.





SISTEMA DE PURGAMENTO E DRENO DE COMBUSTÍVEL

O sistema da remoção do combustível, ou purgamento (figura 5.10) foi projetado para assegurarque todo o combustível residual nos distribuidores de combustível seja consumido durante a para-da total do motor. Durante a partida do motor, a pressão do distribuidor de combustível fecha a vál-vula de rosca em torno do distribuidor de combustível, permitindo que o ar P3 pressurize o tanquede remoção.

Durante a operação do motor, o ar comprimido do motor (sangria P3) é distribuído através de umfiltro e de uma válvula de verificação que mantém a pressurização no tanque de remoção. Em umaparada programada no motor, a pressão do distribuidor de combustível é reduzida, permitindo as-sim que a válvula tipo “rosca”, em torno do distribuidor de combustível do motor, abra. O diferencialde pressão entre o tanque da remoção e o distribuidor de combustível faz com que o ar seja des-carregado do tanque da remoção, forçando o combustível residual para fora das linhas do distribui-dor de combustível do motor, através dos bicos injetores e da câmara de combustão. Enquanto ocombustível é queimado, um impulso momentâneo no gerador de gases (N1 RPM) deve ser moni-

torado. A operação inteira é automática e não exige nenhuma reação da tripulação. SISTEMA DE INDICAÇÃO DE QUANTIDADE DE COMBUSTÍVEL

O avião está equipado com um sistema de indicação de quantidade de combustível (figura 5.11)que compensa automaticamente as variações de densidade e temperatura do combustível. O indi-cador esquerdo de quantidade de combustível, no painel de controle do combustível, indica aquantidade total de combustível que permanecem nos tanques esquerdos quando o interruptorFUEL QUANTITY for selecionado para a posição “superior”. Quando este mesmo indicador estivercom seu devido interruptor selecionado na posição “inferior”, indica a quantidade total de combustí-vel no tanque da nacele esquerda. Da mesma forma acontece com o indicador de quantidade decombustível direito, “interruptor para cima”, quantidade total de combustível nos tanques da asa





direita. “Interruptor para baixo”, quantidade total de combustível da nacele direita. Suas indicaçõessão calibradas em libras.

O sistema de indicação da quantidade do combustível é do tipo “circuito de sinalização por capaci-tância compensada” e especifica sua capacidade por gravidade com leitura da escala linear emlibras. Um circuito eletrônico, ou pontos de provas (figura 5.12), processam os sinais da quantidadede combustível nas várias células existentes nos tanques de combustíveis das asas, para uma lei-tura mais eficiente nos indicadores de quantidade do combustível. Um interruptor seletor, situado

entre os indicadores de quantidade do combustível no painel de combustível ao lado do piloto, po-





de ser ajustado nas posições TOTAL ou NACELE para determinar se as marcações indicam asmarcações corretas, em libras.

COMPONENTES E OPERAÇÕES

Cada lado do avião tem seu sistema de calibragem independente e consistir em um ponto de provana célula do tanque da nacele, um na célula do tanque traseiro interno, dois na célula do tanque dobordo de ataque da asa e um na célula do tanque da seção central.

Quando o interruptor do seletor de combustível for deixado na posição TOTAL, sua alimentaçãoelétrica será fornecida de um disjuntor de 5 ampères (no painel de combustível) através do indica-dor de quantidade do combustível a todas as pontas de provas do sistema de combustível. Quandoo interruptor de seletor do combustível for colocado na posição NACELE, sua alimentação elétricaserá única, através do indicador de quantidade de combustível e alimentando um único ponto deprova, o do tanque da nacele.

A densidade do combustível varia constantemente no que diz respeito à temperatura, ao tipo docombustível, e ao grupo de combustível. O sistema de marcação da capacidade de combustível éprojetado para detectar e compensar estas variações. A ponta de prova da quantidade de combus-tível é simplesmente um capacitor variável compreendido de dois tubos concêntricos. O tubo inter-no é perfilado, mudando o diâmetro em função da altura, de modo que a capacidade entre o tubointerno e exterior seja proporcional ao volume do tanque. Os tubos recebem eletrodos fixos, e ocombustível no interior do espaço entre os tubos atua como o dielétrico da ponta de prova da quan-tidade de combustível.

A capacidade da ponta de prova da quantidade de combustível varia no que diz respeito à mudan-ça no eletrodo em relação ao espaço de ar e combustível dentro do tubo. Esse resultado dá a rela-ção de combustível na célula. Como o nível de combustível entre as ascensões internas e exterio-res dos tubos são inconstantes, o eletrodo do ar será somado ao eletrodo do combustível como

uma constante de duas marcações, aumentando assim a capacidade da ponta de prova e uma in-dicação mais correta da quantidade de combustível. Esta variação no volume de combustível con-





tido na célula combustível produz uma variação da capacidade que atue o indicador de quantidadedo combustível.

DRENO DE COMBUSTÍVELDurante o pré-vôo, os tanques de combustível, as bombas e os filtros devem ser drenados paraverificar e eliminar uma possível contaminação de combustível. Há quatro drenos, um em cadatanque e um dreno no filtro para cada asa (figuras 5.13 e 5.14).

O tanque do bordo de ataque tem um dreno no lado de baixo da asa externa apenas na parte dian-teira principal. A válvula dreno do filtro de combustível da parede de fogo é acessível no lado debaixo da capota do motor. O dreno do depósito da bomba de impulso está no centro inferior da na-cele. O dreno do depósito do poço de roda está localizado bem na linha da alimentação por gravi-

dade. O dreno da bomba de transferência está no exterior da raiz de asa, no topo do flape. Quando for fazer uso de um dreno, não gire o pino do dreno. O giro ou a torção do ponto de drena-gem poderá destruir o selo do anel da unidade e causará vazamento de combustível.

A válvula da base do filtro de combustível pode ser aberta ou fechado com uma moeda, uma chavede fenda ou uma ferramenta de dreno de combustível que torna a possível sair o combustível dofiltro do combustível para sua verificação no pré-vôo.

O combustível para motores à reação e a água têm densidades similares, mas a água não é tãofacilmente separada quanto à gasolina de aviação. Por este motivo, o avião deve ser alinhado per-feitamente, sem a adição de combustível, por aproximadamente três horas antes de drenar os de-pósitos a fim de remover a água. Embora os motores à turbina não sejam tão críticos como os mo-

tores recíprocos a respeito da ingestão da água, a água deve ser removida periodicamente para





impedir formações de fungo e de irregularidades que podem introduzir contaminação no sistema deindicação de combustível.

PRÁTICAS DA MANIPULAÇÃO DE COMBUSTÍVELUma decolagem não é aconselhada quando o ponteiro indicador da quantidade de combustívelestiver no arco amarelo, com o seletor na posição TOTAL ou quando houver menos de 265 librasde combustível em cada asa.

O King Air C90A e C90B exigem que ambas as bombas de impulso estejam em operação antes dadecolagem.

Todos os combustíveis de hidrocarboneto contêm alguns produtos dissolvidos adicionado à água.A quantidade de água contida no combustível depende da temperatura e do tipo de combustível. O

querosene, com seu alto índice aromático, tende a absorver e suspender mais água do que a gaso-lina da aviação. Além disso, a água manterá a oxidação e outros materiais estranhos por muitomais tempo. Suficiente tempo deve ser dado para que contaminações suspeitas sejam depositadasna parte inferior do tanque.

O tempo para que o estabelecimento de agentes contaminadores seja depositado no fundo do tan-que demora até cinco vezes mais que a gasolina da aviação; conseqüentemente, os combustíveispara reatores exigem boas práticas da manipulação do combustível a fim de assegurar que o aviãoesteja com o combustível totalmente limpo. Os procedimentos recomendados em terra devem serseguidos com devido cuidado. Os contaminadores sólidos poderão ser reduzidos a 30 porções pormilhão (ppm), um valor totalmente aceito pelas linhas principais.

A grande maioria de matérias em suspensão pode ser removida do combustível pelo tempo mínimo

suficiente e em uma filtragem apropriada. Isto não se torna um problema grave. A água encontradapassa a ser um problema de contaminação principal do combustível. Seus efeitos são multiplicadosno funcionamento dos aviões, primeiramente em regiões úmidas, depois em climas mornos.

A água pode não ser filtrada do combustível pelos filtros, mas pode ser liberada quando a tempera-tura do combustível baixar, o que ocorrerá em vôo. Por exemplo, um combustível tipo queroseneque contem 65 ppm (8 onças/1.000 galões) da água em 80º F. Quando a temperatura do combus-tível for reduzida a 15º F, aproximadamente 25 ppm permanecerão na solução. A diferença de 40ppm terá sido liberada como gotas de água em uma super-refrigeração que precisa somente umaparte de contaminador contínuo ou de um choque por impacto e ela sejam convertida em cristaisde gelo.





Os testes indicam que as gotas de água não ficarão estáticas durante o vôo e estarão sendo bom-beadas livremente através do sistema. Transformam-se em cristais de gelo no tanque, também nãoficarão estáticos, pois a gravidade específica do gelo é aproximadamente igual àquela do querose-ne. Os 40 ppm de água congelada parecem uma quantidade muito pequena, mas quando adicio-nado à água congelada no combustível no momento de seu bombeamento, é suficiente para con-gelar um filtro. Quando a escala de temperatura crítica do combustível for entre 0 e 20º F, ela pro-duz uma crosta de gelo severa no sistema. Gotas de água podem congelar-se em temperaturasabaixo de 32º F.

Mesmo que o combustível não contenha água ou que você tenha drenado toda a água, há ainda apossibilidade de ser criadas crostas de gelo voando em temperaturas muito baixas. O aquecedordo trocador de calor óleo-combustível é usado para aquecer o combustível antes de sua entrada naunidade de controle do combustível. Desde que nenhum calor ainda esteja disponível para aquecero combustível, com o trocador de calor ainda frio, a temperatura de entrada de combustível no FCU ainda será a mesma que a temperatura de ar exterior.

O gráfico na seção das limitações no manual do piloto é usado como um guia para o planejamentopré-vôo, baseado em condições conhecidas ou previstas, a fim de determinar as temperaturas defuncionamento e pontos de congelamento na unidade de controle do combustível. Consulte estegráfico para prever a temperatura do ar externo e traçar verticalmente a altitude pressão dada.

Neste exemplo (figura 5.15), com temperatura do ar externo em – 30ºC e altitude pressão de 5.000pés trace uma linha horizontalmente para determinar a temperatura mínima de óleo exigida paraimpedir seu congelamento. No exemplo, a temperatura de óleo mínima exigida tem que ser de38ºC. Se a escala indicar que a temperatura de óleo versus a temperatura do ar externo é tal que aformação de gelo possa ocorrer durante a decolagem ou em vôo, o aditivo anti-congelante deve sermisturado ao combustível.





O King Air sempre manterá a temperatura de óleo constante, entretanto, esta temperatura pode

variar de um avião a outro. Para a grande maioria dos aviões a temperatura de óleo estará entre 50e 60ºC. Compare a temperatura de óleo mínima obtida neste gráfico com a temperatura de óleoconseguida para seu avião. Caso necessário, adicione o aditivo anti-congelante MIL-I-27686, jáaprovado para uso, o qual deverá ser adicionado durante o abastecimento.

A água no combustível para motores à reação cria um ambiente favorável ao crescimento de “fun-gos microbiológicos” nas áreas de contatos das células combustíveis. Estes fungos e outros con-taminadores do combustível podem causar a corrosão das peças de metal no sistema de combus-tível, assim como a obstrução dos filtros de combustível. Embora este avião use células combustí-veis tipo “blad-der-type”, e todas as peças de metal (exceto as bombas de impulso e as bombas detransferência) sejam montadas acima das áreas de contatos com os tanques de combustível, apossibilidade de obstrução do filtro e de ataques corrosivos na bomba de combustível existe, caso

combustíveis contaminados forem usados insistentemente. Pode ser usado no combustível o biocida-fungicida “BIOBORJF”, concentrado. O BIOBORJF podeser usado como o único aditivo adicionado ao combustível ou em adição ao aditivo anti-congelante,caso estejam em conformidade com a especificação MIL-I-27686. Se usados em conjunto, os aditi-vos não têm nenhum efeito prejudicial aos componentes do sistema de combustível.

Os meios de controle de contaminação do combustível adotado pelo operador ou proprietário daaeronave são “boas tarefas domésticas.” Isto se aplica não somente ao fornecimento de combustí-vel, mas para manter o sistema de combustível do avião sempre limpo. A seguinte lista com suasetapas podem ser tomadas para reconhecer e impedir problemas de contaminação:





1. Conheça seu fornecedor de combustível. É pouco prático supor que o combustível esteja livredos contaminadores sempre disponível, mas é praticável exercitar o cuidado e ser observadorpara sinais da contaminação do combustível.

2. Assegure, tanto quanto possível, que o combustível obtido esteve armazenado corretamente,que foi filtrado enquanto era bombeado ao caminhão, e outra vez como foi bombeado do cami-nhão ao avião.

3. Execute inspeções periódicas no filtro para determinar se sua proteção está presente.

4. Mantenha sempre o avião nivelado a fim de poder manter os tanques de combustível e os sis-temas também nivelados. Isto será um fator determinante para uma boa inspeção pré-vôo.

5. A gasolina de aviação é um combustível da emergência. Observe que a operação máxima fa-zendo uso deste combustível está limitada a 150 horas de operação entre revisões do motor.

6. Use somente equipamento de conservação limpo.7. Após o abastecimento, sempre que possível, deixe o avião estacionado por um prazo de pelo

menos quatro horas. A seguir, drene os tanques a uma pequena quantidade de combustível decada ponto de drenagem.

Remova o combustível derramado da área da rampa imediatamente a fim de im-pedir que a superfície contaminada com o combustível cause dano aos pneus.

Ao abastecer o King Air C90A ou C90B, os tanques de combustível da nacele devem ser cheios

primeiro, mesmo antes de abastecer combustível nas asas. CLASSES E ADITIVOS DO COMBUSTÍVEL

Os tipos de querosene de aviação aprovados são o JET A, JET A-1, JET B, JP-4, JP-5, e JP-8 etodos podem ser misturados em qualquer proporção. Os tipos de gasolina de aviação aprovadossão classificados em 80 (80/87), 100LL, 100 (100/130), e 115/145 e são combustíveis de emergên-cia podendo ser misturados com os combustíveis recomendados em qualquer proporção; entretan-to, é sugerido o uso da mais baixa relação de octanagem disponível. A operação da gasolina deaviação será limitada há 150 horas por motor durante cada revisão de motor (TBO).

Se o King Air C90A ou C90B for abastecido com gasolina da aviação, algumas limitações opera-cionais são listadas no POH e devem ser observadas. O tempo máximo de operação com gasolina

da aviação é limitada há 150 horas entre revisões de motor. O uso de gasolina de aviação é limitado há 150 horas porque a ignição com alto poder caloríficodeforma as pás da turbina durante a queima da gasolina de aviação, causam a degradação da po-tência. Desde que a gasolina de aviação seja misturada, provavelmente com querosene, já nostanques, é importante saber a relação da mistura, em galões de gasolina de aviação, adicionadoaos tanques e consumido por cada motor. Determine o consumo de combustível médio para cadahora de operação. Por exemplo, um motor tem um consumo de combustível médio de 40 Us Gal/h,cada vez que 40 galões de gasolina de aviação forem adicionados, uma hora da limitação de 150horas estará sendo usada. Ou seja, usando a taxa do consumo de 40 Us Gal/h como neste exem-plo, o motor só permite usar 6.000 galões de gasolina de aviação entre revisões.

Se os tanques de combustíveis forem usados com gasolina de aviação, os vôos serão limitados a8.000 pés de altitude pressão ou abaixo, se uma ou outra bomba de impulso estiver inoperante.





Por ser menos densa, a gasolina de aviação é muito mais crítica do que o querosene. As alimenta-ções de gasolina de aviação em bombeamento sob pressão, não alimentam bem o sistema desucção – em particular, em altas altitudes. Por este motivo, os meios alternativos da alimentaçãosob pressão devem estar disponíveis para a gasolina de aviação em altas altitudes. Esta substitui-ção significa no cruzamento de combustível com o lado oposto. Assim, uma capacidade de cruza-mento de combustível é exigida para subidas acima de 8.000 pés de altitude pressão.

ABASTECENDO OS TANQUES DE COMBUSTÍVELAo abastecer os tanques de combustível do avião, sempre observe o seguinte:

1. Certifique-se que o avião está aterrado estaticamente à unidade de serviço e à rampa.

2. Abasteça primeiro o tanque da nacele. Os bocais de abastecimento do tanque da nacele ficamsituados na parte superior de cada nacele. Os bocais de abastecimento dos tanques das asas são

situados na parte superior da asa, no exterior da nacele.

Abasteça primeiro os tanques da nacele impedem a transferência de combustívelatravés das linhas da interconexão da alimentação por gravidade dos tanques dasasas aos tanques da nacele durante o abastecimento. Se os tanques das asas fo-rem abastecidos primeiro, o combustível fluirá por gravidade em direção ao tanqueda nacele, tornando os tanques das asas abastecidos parcialmente. Esteja abso-lutamente certo de que os tanques da nacele estejam cheios a fim de assegurar atransferência apropriada de combustível durante o vôo.

3. Sempre que possível, conceda um prazo de repouso do avião de quatro horas. A seguir dreneuma pequena quantidade de combustível de cada ponto de dreno. Verifique o combustível em ca-da ponto de dreno para ver se há alguma contaminação.

DRENANDO O SISTEMA DE COMBUSTÍVELDrene o combustível diariamente para eliminar toda a água ou possível contaminação coletada naspartes baixas dos tanques de combustível. Junto com o dreno do filtro de combustível, montado naparede de fogo, há outros quatro drenos: o dreno da bomba de combustível do tanque da nacele, odreno da bomba de transferência do tanque da seção central, o dreno do poço da roda do tremprincipal e o dreno da extremidade interna do tanque do bordo de ataque da asa. Os drenos dabomba e do tanque de combustível sempre serão acessíveis pela parte de baixo do avião.

A válvula SHUTOFF da parede de fogo tem que ser, eletricamente, aberta parasair o combustível do dreno do filtro de combustível da parede de fogo.

O combustível pode ser escoado dos tanques por gravidade e fluir através dos drenos da bombade transferência da seção central em recipientes apropriados. O combustível pode, igualmente, serbombeado para fora dos tanques, que utilizam uma bomba externa e mangueiras de sucção intro-duzidas nas aberturas dos bocais de abastecimento.

DIAGRAMA RESUMIDO DO CONTROLE DE COMBUSTÍVEL





1. Bomba de combustível esquerda2. Válvula auxiliar de transferência de combustível3. Luz de aviso de falha na transferência da bombade combustível4. Medidor esquerdo de quantidade de combustível(tanques principais e auxiliares)5. Válvula de cruzamento de combustível6. Seletor de quantidade individual de combustível(alterna entre principal e nacele)

7. Medidor direito de quantidade de combustível(tanques principais e auxiliares)8. Bomba de combustível direita9. Válvula auxiliar de transferência de combustível10. Luz de aviso de falha na transferência da bombade combustível11. Válvula “Shutoff” esquerda da parede de fogo12. Válvula “Shutoff” direita da parede de fogo





CAPÍTULO 7

SISTEMA DE MOTORIZAÇÃO E HÉLICES

INTRODUÇÃOO conhecimento detalhado da central energética é essencial aobom gerenciamento de potência do motor pelo piloto. Saberoperar, dentro dos parâmetros seguros, motor e hélices es-tende a vida útil do motor e asseguram a sua segurança. Estecapítulo descreve as seções básicas do motor e de suas verifi-cações operacionais de limite de pré-vôo.

O conhecimento detalhado do sistema de hélices é igualmenteessencial, à operação apropriada do motor.

GENERALIDADES

A seção de motores, neste capítulo, a-presenta a descrição e do motor turbo-hélice Pratt & Whitney PT6A. O motorusado neste avião será descrito para queos tripulantes possam melhor compre-ender suas práticas e limitações opera-cionais. A finalidade desta seção é daraos participantes uma suficiente com-preensão do motor de modo que possase familiarizar com os procedimentos

normais e de emergência.

A seção de hélices apresenta uma des-crição do sistema de hélice. Posição euso dos controles das hélices, princípiode operação, reverso e passo bandeira.





MOTORES

A central energética escolhida pelos projetistas do King Air C90A/B são os motores de turbina-livre da série PT6A

- Pratt & Whitney (figuras 7.1 e 7.2). O C90A e o C90B usam motores PT6A-21 com 550 SHP no eixo.

Os motores são equipados com hélices de três lâminas convencionais (C90A) ou quatro lâminas (C90B), de rota-ção constante, reversível, contra peso, atuação hidráulica e montada no eixo de saída da caixa de engrenagens deredução do motor. O passo e a velocidade de hélice são controlados pela pressão de óleo do motor com açãosimples, reguladores de hélice. As hélices serão embandeiradas automaticamente quando os motores forem inter-rompidos em terra e desembandeirados quando os motores forem ligados.

Quando a referência é feita ao lado direito ou esquerdo do avião ou do motor, está olhando sempre da parte tra-

seira à parte dianteira.





AVALIAÇÕES DO MOTOR TURBOHÉLICENos motores turbo-hélices, a potência é medida em ESHP (Equivalent Shaft Horse Power / potência equivalente

no eixo) e em SHP (Shaft Horse Power / potência no eixo). A SHP é determinada pelo RPM da hélice e pelo torqueaplicado para girar eixo da hélice. Os gases de exaustão desenvolvem alguma energia cinética quando sai do mo-tor, similar a um motor de turbo-jato. Esta energia equivale a 10% do empuxo total do motor. ESHP é o termoaplicado a potência total entregue, incluindo a pressão do jato. As especificações do motor turbo-helice mostramgeralmente ambos em ESHP e SHP, junto com as limitações de temperaturas ambientais. As especificações domotor na figura abaixo mostram um diagrama preliminar do regulador, suas avaliações e as temperaturas do mo-tor (figura 7.3).

Mostra preliminar do diagrama do regulador as avaliações e as temperaturas do motor.

TERMOS DO MOTORPara compreender corretamente o funcionamento do motor da série PT6A, há diversos termos básicos que vocêdeve saber:

• N1 ou NG O gerador RPM do gás é por cento da velocidade da turbina.• N2 ou NP RPM de Hélice.• Nf RPM da Potência da Turbina (não indicada em instrumentos de motor).• P3 Pressão de sangria ar na estação três (fonte de ar drenado).• ITT ou T5 Temperatura Interna da Turbina em graus Celsius na estação 5.

Reveja e recorde sempre estes termos. Eles são usados freqüentemente para descrever o motor PT6A.





PRINCÍPIO DO FLUXO REVERSO DA TURBINA

A família de motores Pratt & Whitney PT6 consiste basicamente de uma turbina livre, motores de fluxo reverso

conduzindo uma hélice com engrenagens planetárias (figuras 7.4, 7.5, 7.6, e 7.7). O termo “turbina livre” refere-se ao projeto das seções da turbina do motor. Há duas seções na turbina: uma, a chamada turbina do compres-sor, que conduz o compressor do motor e acessórios; e o outro, consistindo em uma única turbina de potência,que conduz a seção de força à hélice. A seção da turbina de potência não tem nenhuma conexão física à turbinado compressor. Estas turbinas são montadas em separado em seus eixos e são opostos entre si conduzidos emsentidos opostos pelo fluxo dos gases através deles. O termo “fluxo reverso“ refere-se ao fluxo de ar através domotor. O ar entra no compressor pela extremidade traseira do motor, move-se para frente através da seção decombustão e das turbinas, e sai pela parte dianteira do motor.





A câmara de combustão tem perfurações de vários tamanhos que permitem a entrada de ar ao compressor. Apro-ximadamente 25% do ar são misturados ao combustível para criar a combustão. O restante, 75% permanece nacâmera de combustão para fornecer refrigeração interno ao motor. O fluxo de ar que entra na área da combustãomistura-se ao combustível mudando seu sentido em 180º. A mistura ar-combustível é inflamada, e os gases deexpansão resultantes são dirigidos às turbinas. A posição linear da câmara de combustão elimina a necessidadede um eixo longo entre o compressor e a turbina do compressor, reduzindo assim o comprimento total e o pesodo motor.

Durante a operação normal, o combustível é injetado no interior da câmara de combustão através de 14 bicosinjetores, que são fornecidos por um distribuidor duplo que consiste de tubos e adaptadores preliminares e se-cundários de transferência. Durante a partida do motor, a mistura ar-combustível é inflamada por dois dispositi-vos de ignição, as velas, que provocam a faísca, que se projetam na câmara de combustão. Após a partida, asvelas de ignição são desligadas, quando assim a combustão é auto-alimentada.

Os gases resultantes da expansão da combustão, em sentido reverso na zona do duto de saída, passam atravésdas aletas guia de entrada da turbina do compressor à turbina estágio simples do compressor. As aletas guia as-seguram que os gases de expansão percorram as lâminas de turbina no ângulo correto, com uma perda mínima

de energia. Os gases de expansão são dirigidos então para frente em direção a seção da turbina de potência.





A turbina de potência de estágio único consiste de uma aleta e uma turbina guia de entrada, conduzindo o eixo dahélice através de uma caixa de engrenagens e redução.

O compressor e as turbinas de potência são situados praticamente no centro do motor, com seus respectivoseixos que se estendem em sentidos opostos. Esta característica simplifica os procedimentos de instalação e deinspeção. Os gases de exaustão da turbina de potência são dirigidos através de um escape anular de exaustão àatmosfera através dos portos de exaustão fornecidos no duto de exaustão.

ESTAÇÕES DO MOTOR Para identificar pontos no motor, é prática e comum estabelecer números de estação no motor em vários pontos(figura 7.6). Para referir-se a pressão ou a temperatura em um ponto específico no trajeto do fluxo de ar no mo-tor, um número de estação é usado, como P3 para a pressão da estação 3 ou T5 para a temperatura dos gases naestação 5. Por exemplo, a temperatura do fluxo de ar é medida entre a turbina do compressor e a turbina de po-tência na estação número 5 do motor. Isto é chamado a temperatura Inter Turbina (ITT) ou o T5. O ar drenado édescolado do motor após o estágio do compressor centrífugo e antes de ingressar à câmara de combustão. Estereferido ar, geralmente o ar P3, é usado para o calor da cabine, a pressurização e o sistema pneumático.

CONCEPÇÃO MODULAR DO MOTOR Com o projeto modular da turbina livre, o motor é dividido basicamente em dois módulos: uma seção de geradorde gases e uma seção de potência (figura 7.11). A seção do gerador de gases inclui o compressor e a seção decombustão. Seu trabalho é extrair ar do motor, adicionar-lhe energia sob a forma de combustível queimado, pro-duzindo os gases necessários para conduzir o compressor às turbinas de potência.

O trabalho de seção de potência é converter o fluxo dos gases da seção do gerador de gases em ação mecânicapara funcionar a hélice. Isto é feito através de uma caixa integral de engrenagens planetárias, que converta o tor-que da alta velocidade da turbina a uma rotação mais baixa exigida pela hélice. A taxa de redução do eixo da tur-

bina versus rotação de hélice é aproximadamente 15: 1 (em RPM).





VÁLVULA DE SANGRIA DO COMPRESSOR Em baixo RPM de N1, os compressores axiais produzem um ar mais comprimido do que o compressor centrífugo

por ser mais eficaz. Uma válvula de sangria no compressor compensa este fluxo de ar adicional em baixo RPMabrindo-o para aliviar esta pressão. Quando a velocidade do compressor for aumentando, a válvula vai fechandoproporcionalmente, estando totalmente fechada em 80% N1, (figura 7.12). Esta ajuda extra de pressão impede oestol de compressor no estágio centrífugo.

A válvula de sangria do compressor é um pistão pneumático que provê o diferencial de pressão entre os estágiosaxiais e centrífugos. Olhando de frente, a válvula fica situada na posição 6 horas. A função desta válvula é impedirestóis de compressor e variações de baixo RPM de N1 (75 a 80% N1).

Em baixo RPM de N1, a válvula estará na posição aberta. Na decolagem e em cruzeiro o RPM de N1 estará emaproximadamente 80% N1 ou acima. A válvula de sangria estará fechada. Se a válvula de sangria do compressorfor fechada, resultará em um estol de compressor. Se as varas da válvula abrir, o ITT será notoriamente mais ele-

vada, com a manete de potência avançada acima de 80% N1.DISPOSITIVOS DE IGNIÇÃO

Os interruptores de partida do motor estão situados no painel inferior esquerdo do piloto (figura 7.13A). Este pai-nel contém os interruptores IGNITION AND ENGINE START e os interruptores ENG AUTO IGNITION.

Os interruptores IGNITION AND ENGINE START têm três posições: ON, OFF e STARTER ONLY. A posição ON ati-va o acionador de partida e o dispositivo de ignição. A posição STARTER ONLY é uma posição momentânea. Ativao acionador de partida, mas mantém a ignição desligada. Esta posição serve para a limpeza do compressor. Como interruptor nesta posição, não há nenhuma ignição.

A câmara de combustão tem dois tipos de dispositivos de ignição para fornecer centelha durante a partida domotor. Quando o motor for equipado com os dois dispositivos de ignição, Irá ligar usando somente um deles. O





sistema é projetado de modo que, se um dispositivo de ignição for aberto ou curto-circuitado, o dispositivo deignição restante continuará a funcionar. Uma vez com o motor ligado, os dispositivos de ignição estarão desener-gizado, com a combustão auto alimentada.

As características do sistema de ignição têm uma função do apoio automático para emergências. Este sistemaalternativo é chamado “auto-ignição.” Os interruptores ENG AUTO IGNITION devem ser movidos para a posiçãoARM apenas antes da decolagem. Se o torque de motor cai abaixo de, aproximadamente 400 pés/lbs, o dispositi-vo de ignição energizará automaticamente, tentando reascender o motor. O alerta IGNITION ON no painel lumino-so será iluminado.

A ignição tipo faísca fornece ao motor um sistema de ignição capaz de, rapidamente, elevar a inflamação sobreuma escala de temperatura muito ampla. O sistema consiste em um excitador de ignição montado sobre a fusela-gem, em dois conjuntos de cabos individuais de alta tensão em dois dispositivos de ignição de faísca. É energiza-do da fonte 28-VDC nominal do avião e operar-se-á entre 9 a 30 Volts, variáveis. A caixa de controle do dispositi-

vo de ignição produz até 3.500 Volts. O excitador de ignição é energizado somente durante a seqüência de partidaou de emergência para iniciar a combustão na câmara de combustão.





SEÇÃO DA CAIXA DE ACESSÓRIOS

A maioria dos acessórios do motor, exceto os reguladores de hélice e o taco gerador de hélice, é montada na cai-xa de engrenagens e acessória posicionada na parte traseira do motor (figura 7.14A). Os acessórios são introdu-zidos no eixo de compressor através de um eixo de acoplamento.





O sistema de limpeza e lubrificação das bombas de óleo é montado dentro da caixa de engrenagens e acessórios,com a exceção de dois sistemas de limpeza de bombas que são montadas externamente.

O acionador de partida e gerador, o gerador de alta pressão da bomba de combustível, o tacômetro de N1 e ou-tros acessórios opcionais são montados sobre mancais na parte traseira da caixa de acessória. Há sete tipos demancais de montagens, cada um com sua própria relação diferente de engrenagem.

SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃOO sistema de lubrificação do motor de PT6A tem dupla função (figura 7.15). Sua função primária é refrigerar elubrificar os rolamentos e as buchas do motor. Sua função secundária é fornecer óleo ao governador de hélice e,também, poder inverter o sistema de controle das hélices.

O tanque de óleo principal abriga uma bomba de pressão, um regulador de pressão e um filtro de óleo. O tanquede óleo do motor é uma parte integrante da caixa de entrada do compressor e fica situado na frente da caixa de

engrenagens e acessórios.O tanque de óleo é fornecido com um bocal acoplado a uma vara medidora que fica mergulhada no interior dotanque (Figura 7.16A). O tampão e a vara medidora são fixados ao bocal de enchimento, que passa através dodiafragma da carcaça, do acessório da caixa de engrenagens e do tanque. As marcações da vara medidora indi-cam o número de quartos de galões de óleo.

O sistema de óleo do motor tem uma capacidade total de 3,5 US/Gal, incluindo o tanque de óleo de 2,3 galões. Oconsumo máximo de óleo é de ¼ de galão para cada 10 horas de operação. O consumo normal de óleo pode sertão pouco quanto à ¼ de galão por 50 horas de operação.

A vara medidora indicará de 1 a 2,5 quartos de galão quando o nível de óleo for normal. Não encha o tanque deóleo em demasia. Não misture tipos de óleo de diferentes fabricantes devido à possibilidade de incompatibilidadequímica e à perda das qualidades de lubrificação.

Um decalque no interior da tampa do motor mostra o tipo de óleo usado nesse motor. Embora a lista de verifica-ção de pré-vôo mande fazer a verificação do nível de óleo, o melhor momento de verificar a quantidade do óleo é

imediatamente depois da parada do motor, pois o verdadeiro nível de óleo é indicado no exato momento da para-da do motor.





As verificações do nível de óleo durante o pré-vôo podem requerer um monitoramento do motor por um brevetempo, para que uma leitura seja mais exata. Cada motor tende a acomodar seu próprio nível de óleo. O pilotodeve monitorar o nível de óleo para assegurar a operação apropriada.

O óleo, sob pressão, sai do tanque, passa com pressão entre os bulbos de detecção de temperatura, montados

próximo aos acessórios traseiros. Prossegue então aos vários compartimentos de rolamentos até ir parar na caixado nariz, através de uma linha de transferência externa de óleo abaixo do motor. Retorna então da caixa do nariz eaos compartimentos dos rolamentos, limpando as bombas através das linhas de transferência externas do óleo, eatravessa o refrigerador de óleo em baixo do motor.

O refrigerador de óleo é o controlador termostático que serve para manter a temperatura de óleo desejada. Outraunidade externa, montada sobre o trocador de calor óleo-combustível, permite aquecer o combustível antes decircular no sistema de combustível do motor. Quando a velocidade do gerador de gases estiver acima de 72% N1,a temperatura do óleo estará entre 60 e 70º C. A pressão normal de óleo normal estará entre 80 e 100 PSI.

SISTEMA DETECTOR DE LIMALHAS NO ÓLEO DO MOTOR

Um detector de limalhas magnéticas é instalado na parte inferior da caixa de engrenagens da parte frontal do mo-tor (figura 7.17). Este detector ativará uma luz amarela de alerta no painel de sinais luminosos, L CHIP DETECT ouR CHIP DETECT para alertar ao piloto de que há uma contaminação do óleo.

Os parâmetros do motor do C90B devem ser monitorados para indicações anormais. Se tais indicações foremobservadas, uma ação apropriada na lista de verificação deve ser tomada.

Os aviões de C90A são equipados com uma “microplaqueta” vermelha com indicação “CHIP DETECT” no painelde sinal luminoso. Quando a luz desta microplaqueta estiver acesa, exige que o motor seja cortado imediatamen-te, impedir um dano interno sério. Este detector indica a presença de partículas ferrosas na caixa de engrenagensda hélice.





SISTEMA DE COMBUSTÍVEL DO MOTOR

O sistema de controle de combustível para os motores PT6A é, essencialmente, um regulador de combustível queaumente ou diminua o fluxo de combustível ao motor para manter as velocidades de funcionamento do motor.Em um primeiro momento, o sistema pode parecer completamente complicado. O sistema de controle de com-bustível do motor consiste nos componentes principais mostrados no diagrama do bloco (figura 7.18). São abomba elétrica de impulso de baixa pressão, trocador de calor óleo-combustível, bomba de combustível de alta

pressão, unidade de controle de combustível, válvula de interrupção de combustível, divisor de fluxo e distribui-dor de combustível duplo com os 14 bicos injetores simples.

O motor PT6A-21 usa a bomba elétrica de impulso de baixa pressão para fornecer pressão de 30 PSI à bomba decombustível de alta pressão no motor. Esta pressão impede a cavitação do combustível na bomba de alta pres-são. O combustível também é usado para refrigerar e lubrificar a bomba. O trocador óleo-combustível usa o óleoquente do motor para aquecer o combustível na entrada da bomba do combustível, impedindo assim que se con-gele no filtro da bomba. Isto é feito com o sensor automático de temperatura e não exige nenhuma ação do piloto.

O combustível entra no sistema de combustível do motor através do trocador de calor óleo-combustível, e fluientão da bomba de combustível de alta pressão para a unidade de controle do combustível (FCU).

A bomba de combustível de alta pressão é um motor tipo bomba da engrenagem em movimentação com um filtrode tomada e de tomada. As taxas e as pressões de fluxo variam com a rotação do gerador de gases (N1 RPM).Sua finalidade primária é fornecer pressão suficiente nos bicos injetores de combustível a fim de estabelecer umteste padrão de pulverizador apropriado durante todos os modos de operação do motor. A bomba de alta pressãofornece combustível a aproximadamente 800 PSI ao lado do FCU.

Duas válvulas incluídas no FCU asseguram uma partida consistente no motor. Quando o sistema de ignição ou departida for energizado, a válvula da remoção de combustível estará aberta eletricamente para eliminar possíveisvapores ou bolhas de ar do FCU. Os fluxos adicionais de combustível retornam ao tanque da nacele. A válvula dederramamento, provida da pressão atmosférica, ajusta o fluxo de combustível para partidas em grandes altitudes.

Entre a válvula de combustível do FCU e a câmara de combustão do motor, a válvula de pressurização mínima do

FCU permanece fechada durante uma partida do motor, até que a pressão de combustível seja suficientementeapropriada para manter a pulverização na câmara de combustão. Aproximadamente 80 PSI são exigidas para abrir





a válvula de pressurização mínima. Se a bomba de combustível de alta pressão falhar, a válvula fechar-se-ia, e omotor inflamar-se-ia para fora.

A válvula de interrupção de combustível fica situada abaixo da válvula de pressurização mínima, no FCU. Esta vál-vula é controlada pela manete de condição, estando aberta ou fechada. Não há posição intermediária desta válvu-la. Na partida do motor, o fluxo de combustível passa inicialmente através do divisor de fluxo através de 10 bocais

de combustível preliminares, na câmara de combustão. Quando o motor acelerar para, aproximadamente, 40%N1, a pressão de combustível será suficiente para abrir o divisor de fluxo aos 4 bocais secundários de combustí-vel. Neste tempo, todos os 14 bocais, estarão entregando o combustível atomizado à câmara de combustão. Estaseqüência progressiva de operação preliminar e secundária do bocal de combustível fornece uma partida maisfria. Durante a partida do motor, haverá um aumento visível no ITT quando os bocais de combustível secundáriosForem ativados.

Durante o corte do motor, todo o combustível deixado no distribuidor é forçado para fora através dos bocais decombustível e na câmara de combustão pela pressão do tanque de remoção. Quando o combustível estiver sendoqueimado, pode ser observado um aumento momentâneo de N1 RPM. A operação inteira é automática e não exi-ge nenhuma ação do piloto.





UNIDADE DE CONTROLE DE COMBUSTÍVEL – FCUA unidade de controle de combustível (figura 7.19), FCU, tem múltiplas funções, mas sua finalidade principal é a

de dosar a quantidade apropriada de combustível fornecida aos bicos injetores de combustível em todos os mo-dos de operação do motor.

A manete de condição seleciona as velocidades do N1 entre LOW IDLE (51% a 58% N1) à HIGH IDLE (70% N1),quando a manete de potência seleciona as velocidades entre IDLE e máximo, 101.5% N1. Estas manetes de con-trole influenciam no regulador N1 e controlam suas velocidades. O regulador usa a pressão pneumática de ar (P3)para controlar a velocidade do motor. O regulador controla a pressão de ar na unidade de controle do combustívelvariando a taxa de sangria do P3.

A câmara de ar P3 e a câmara do combustível são separadas por um diafragma, que contém uma válvula tipo

“agulha” montada nela, que é chamado de válvula medidora. Enquanto o diafragma é influenciado para fazer vari-ar as pressões do ar-combustível, a válvula medidora estará reposicionada para conseguir o fluxo de combustíveldesejado. O regulador de N1 controla o fluxo de combustível permitindo que a pressão P3 flua para fora em gran-des variações, dependendo do fluxo desejado de combustível.

Em uma condição de velocidade inferior, no regulador de N1, atua aumentando a pressão P3. Isto reposiciona aválvula medidora, permitindo que mais combustível ingresse na câmara de combustão, aumentando a N1.

Em uma condição de velocidade excessiva, o regulador de N1 permite que a pressão P3 seja reduzida no FCU,reposicionando a válvula medidora, reduzindo o fluxo de combustível na câmara de combustão, diminuindo a N1.

Se a pressão de ar P3 for perdida, devido a um mau funcionamento, a válvula medidora será posicionada no ba-

tente de fluxo mínimo. A potência de fluxo mínimo é de, aproximadamente 48% N1. A manete de potência e amanete de condição não terá então nenhum efeito na velocidade do motor.





INDICADOR DE PRESSÃO DE COMBUSTÍVELNo caso de uma falha na bomba elétrica de impulso, o sinal luminoso FUEL PRESS se iluminará (figura 7.20) e a

luz de advertência no painel principal piscará. A luz FUEL PRESS ilumina quando a pressão da tomada na bombade impulso diminui abaixo de, aproximadamente 10 PSI. Se o interruptor de cruzamento de combustível estiverna posição AUTO, a válvula de cruzamento de combustível abrirá, apagando o sinal luminoso.

No caso de uma falha na bomba de alta pressão de combustível, o motor inflamar-se-á para fora.

A operação do motor com a luz FUEL PRESS é limitada em 10 horas entre revisões ou substi-tuição da bomba de alta pressão de combustível do motor.

INDICADOR DE FLUXO DE COMBUSTÍVEL

A informação do fluxo de combustível é detectada por um transmissor na linha do fornecimento de combustíveldo motor, entre a bomba de impulso e a bomba de alta pressão e indicada no instrumento de fluxo de combustí-vel no painel de instrumento (figura 7.21). O instrumento indica o fluxo de combustível em unidades 100 lbs/hr.Conseqüentemente quando a agulha indica 2 no seletor, o fluxo de combustível será de 200 lbs/hr.

O instrumento indicador de fluxo de combustível é alimentado pela corrente DC.

ADITIVO ANTI-CONGELANTE NO COMBUSTÍVEL





O óleo de motor é usado para aquecer o combustível antes de entrar no FCU. Desde que nenhuma medida datemperatura esteja disponível para o combustível neste momento, deve-se supor que o mesmo esteja com amesma temperatura do ar externo. A temperatura mínima do óleo é fornecida para uso como referência no plane-jamento pré-vôo, baseado em condições conhecido ou na previsão de funcionamento, para indicar as temperatu-ras de funcionamento onde um congelamento no FCU pode ocorrer. Se a tabela indicar que a temperatura de óleoversus a temperatura do ar externo é tal que a formação de gelo possa ocorrer durante uma decolagem ou emvôo, o aditivo anti-congelante MIL-1-27686 deve ser misturado ao combustível no abastecimento a fim de asse-gurar uma operação segura.

Obs.: O aditivo anti-congelante com a especificação MIL-1-27686 é o único aditivo aprovado para o combustível.

CONTROLES DE MANETESSeis manetes controlam a operação do motor. Duas manetes de potência – POWER LEVER, duas manetes dehélice – PROPELLER CONTROL, e duas manetes de combustível - FUEL CONDITION LEVER.

MANETE DE CONTROLE DE POTÊNCIA (1 e 2) – A manete de potência controla a potência do motor, desde a po-sição IDLE até a posição “Máxima Potência”, pelo funcionamento do regulador de N1 na unidade de controle docombustível. Aumentando o RPM do N1 haverá um aumento de potência no motor. É interligada com a unidadede controle de combustível (FCU). Possui as seguintes posições: IDLE, MAX, e as faixas BETA e REVERSE.

• IDLE-MAX – O curso da manete determina a potência desejada.• BETA/REVERSE – O curso da manete determina o passo das hélices (negativo).

Com o motor parado, o mecanismo do reverso pode ser danificado caso a manete de potênciaseja movida abaixo da posição IDLE.

MANETE DE CONTROLE DE HÉLICE (3 e 4) – São convencionais e ajustam o RPM das hélices para a decolagem,

subida e cruzeiro. É interligada ao governador de hélice e sua faixa de operação está entre 1.800 a 2.200 RPM,





possuindo as posições MAX, MIN e FEATHER. Este avião está equipado com os sistemas manuais e automáticosde embandeiramento de hélice. Para embandeirar manualmente a hélice, puxe para traz a manete de hélice até oponto final da seção listrada em vermelha e branca do quadrante. Ao embandeirar a hélice, adiante a manete dehélice para frente. As hélices vão à posição de embandeiramento por que há uma perda de pressão de óleo nocubo da hélice.

Na posição MAX o governador da hélice controla a rotação para o máximo de 2.200 RPM; a posição FEATHER (bandeira) é mais comumente utilizada durante o corte do motor, para se conseguir uma parada mais rápida daturbina de potência e da própria hélice.

MANETE DE CONDIÇÃO DE COMBUSTÍVEL (5 e 6) - É interligada a uma unidade de controle de combustível(FCU) e controla a rotação da turbina do gerador (N1) quando a manete de potência estiver na posição IDLE. Pos-sui as seguintes posições:

• CUT OFF – Determina o combustível para os bicos injetores. Nesta posição o fluxo de combustível ao motor é

eliminado.• LOW IDLE – Determina uma rotação de 51% de N1 (C90A) ou 58% de N1 (C90B).• HIGH IDLE – Determina uma rotação de 70% de N1.

Obs.: As manetes de condição de combustível podem ser ajustadas em qualquer posição entre LOW IDLE e HIGHIDLE.

OPERAÇÃO DAS MANETES DE CONTROLESOs motores são controlados da cabine do piloto usando as manetes de hélice, as manetes de potência e as mane-tes de condição. Ambas as manetes, as de potência e as de condição, são conectadas à seção N1 do governo doFCU. Uma ou outra alavanca restaurará o FCU para manter um N1 novo RPM. Na partida do motor as manetes de

potência ficam na posição IDLE, e as manetes de condição são movidas para a posição LO IDLE para abrir as vál-vulas de interrupção do combustível e para ajustar o regulador de combustível em LO IDLE. As manetes de condi-ção são continuamente variáveis desde a posição LO IDLE até a posição HI IDLE. Esta velocidade de funciona-mento variável com as manetes de potência em IDLE realçam o motor no quesito refrigeração, mantendo um flu-xo de ar constante através dos motores. Com as manetes de condição na posição LO IDLE, as manetes de potên-cia poderão ser selecionadas entre LOW IDLE e 101,5%, ou potência máximo de decolagem. Entretanto, se asmanetes de condição estiverem na posição HI IDLE, as manetes de potência podem ser selecionadas entre 70% a101.5% de N1 RPM.

Mover a manete de potência afeta diretamente na N1 RPM. Quando as manetes de potência forem avançadas,haverá um aumento no ITT, no torque e no fluxo de combustível. Estes indicadores são subprodutos da velocida-

de N1 mantida pelo FCU. Com as manetes de potência em um de posição fixa, a N1 permanece constante, mesmoem uma subida ou em uma descida. Entretanto, o ITT, o torque, e o fluxo de combustível irão variar com a altitu-de, temperatura do ar ambiente, e ajuste de hélice.

INSTRUMENTO ITTO instrumento do ITT monitora a temperatura no interior da turbina na estação nº 5 (figura 7.23). O ITT é um indi-cador de limitação principal da quantidade de potência disponível no motor sob a variação de condições da tem-peratura ambiental e de altitude. A indicação normal em sua escala é indicada pelo arco verde, 400 a 695ºC. Esteslimites aplicam-se à potência máxima contínua. A temperatura máxima é de 1.090ºC e é indicada pela linha ver-melha tracejada no instrumento, ou por um diamante vermelho (LJ-1361, 1363 e após). Este limite está limitadohá 2 segundos.





Os instrumentos do ITT são auto-energizados e não exigem corrente elétricas (LJ-1361, LJ-1363, e após usamcorrente DC). Os motores serão danificados se as temperaturas de limitação indicadas no instrumento do ITT forem excedidas.

TORQUÍMETROO torquímetro, com marcação em lbs/ft, mede constantemente a força rotatória aplicada ao eixo da hélice (figura7.23). O torque máximo sustentar e permissível é de 1.315 lbs/pés, correspondendo à linha radial vermelha naparte superior do arco verde do instrumento. Um limite transiente de torque de 1.500 lbs/pés é limitado há 2 se-gundos. Os torques em cruzeiro variam com a altitude e temperatura.

O torque é medido por um torquímetro hidromecânico localizado no primeiro estágio da caixa de engrenagens deredução. A força giratória no anel da engrenagem da primeira fase permite que a pressão de óleo mude na câmarado torquímetro. A diferença entre a pressão da câmara do medidor do torque e a pressão interna da engrenagemde redução indica exatamente o torque que está sendo produzido no eixo de hélice. O transmissor do torque me-de este torque e emite um sinal AC ao instrumento medidor, localizado no painel de instrumento (sinal DC nosmodelos LJ-1361, LJ-1363, e após).

TACÔMETRO DO GERADOR DE GASES (N1)O tacômetro gerador de gases N1 mede a velocidade giratória do eixo de compressor, em porcentagem de RPM,baseados em 37.500 RPM - 100% N1 (figura 7.23). A face deste instrumento consiste em dois seletores: um se-letor menor, com marcações de 0 a 9 (unidades de %) e um seletor maior, com marcações de 0 a 100 (dezenas

de %). O seletor menor é calibrado em incrementos de 1%, e no seletor maior em incrementos de 10%. Entre 30e 100% no seletor maior, os incrementos estão em graduações de 2%.

O indicador N1 é auto alimentado (LJ-1361, LJ-1363, e após com alimentação DC). O gerador do tacômetro estásituado na seção da caixa de acessórios do motor e é virado para baixo a fim de fornecer informação de velocida-de N1 ao painel de instrumento, indicando porcentagens de rotação N1.

A velocidade máxima contínua do gerador de gases é limitada a 38.100 RPM (101,5% N1). Uma aceleração tran-siente de 102,6% N1 (38.500 RPM) é limitada há 2 segundos, a fim de fornecer um amortecimento de impulsosdurante a aceleração do motor.

CONTROLE DO PEDESTAL

O controle do pedestal está localizado entre o piloto e o co-piloto (figura 7.24). Os três jogos de manetes de con-trole são posicionados para o lado direito: as manetes de potência, manetes de hélice e as manetes de condição.





figura 7.24

LIMITAÇÕES DO MOTOR Os limites do avião e do motor são descritos na seção “limitações” do POH (figura 7.25). Estas limitações foramaprovadas pela FAA e devem ser observadas na operação do King Air C90A e C90B. A carta dos limites de funcio-namento do motor dá os limites principais de seu funcionamento. As marcações dos instrumentos de motor, Hé-lice e combustível fazem um mapa listando seus limites mínimos, normais e máximos.

Durante a partida do motor, a temperatura é o limite o mais crítico. O ITT em 1.090ºC representa o limite (linhavermelha tracejada) máximo de temperatura interturbinas e é limitado em dois segundos. Durante todas as parti-das, se o indicador se aproximar desse limite, a partida deve ser abortada antes que a marcação passe a linhavermelha tracejada. Por este motivo, é útil, durante as partidas, manter a manete de condição fora do limite de LOIDLE de modo que a manete possa, rapidamente, ser puxada de volta à posição FUEL CUTOFF.

Monitore a pressão de óleo e a temperatura de óleo. Durante a partida, a pressão de óleo deve vir até a linha ver-

melha de mínima, em 40 PSI rapidamente, mas não deve exceder o máximo de 100 PSI. Durante a operaçãonormal as indicações de temperatura e pressão de óleo devem estar na escala de funcionamento normal, arcoverde. O arco verde vai de 80 a 100 PSI.

A pressão de óleo entre 40 e 80 PSI é indesejável; deve ser tolerada somente para a conclusão do vôo, e em re-gime de potência reduzido.

A pressão de óleo abaixo de 40 PSI é insegura; exige que ou o motor esteja cortado ou que um pouso seja feito omais breve possível, usando a potência mínima exigida para manter o vôo.

Para aumentar a vida útil do motor e diminuição de serviços, é recomendado que o óleo do motor fique com atemperatura entre 74 e 80ºC. A temperatura mínima do óleo é de 55ºC, recomendada para a operação do calefator

de óleo-combustível em potência de decolagem. Os limites da temperatura de óleo são – 40 e 99ºC. Durante as





partidas do motor, extremamente frios, a pressão de óleo pode alcançar 200 PSI. Procure na carta dos limites domotor, no POH, para saber suas limitações mínimas de operação da temperatura do óleo.

Durante as operações em terra, as temperaturas do ITT são críticas. Com as manetes de condição em LO IDLE, oITT elevado pode ser corrigido reduzindo o gerador DC e outras cargas, a seguir aumentando o RPM N1 avançan-do as manetes de condição para a posição HI IDLE. O ar condicionado, por exemplo, extrai uma carga pesada emambos os motores, e pode ter que ser desligado temporariamente. Em aproximadamente 70% N1 RPM, a posiçãoda alavanca da condição em HI IDLE reduzirá o ITT. Em alguns casos, com N1 abaixo de 70%, há uma limitaçãodo ITT restrito ao máximo de 660ºC. Se o ITT estiver acima de 660ºC, com N1 abaixo de 70%, a carga do geradordeve ser reduzida e a velocidade de N1 deve ser aumentada antes de reintroduzir uma carga nos motores.

Figura 7.25

Velocidades de N1 em 70% ou mais, a restrição da ITT de 660ºC é removida, porque o fluxo de ar que atravessa omotor já é suficiente para a refrigeração do mesmo.

Durante a subida, o torque diminui e o ITT pode aumentar ligeiramente. A subida em cruzeiro e o limite normalrecomendado do ITT no cruzeiro não são afixados no indicador. Na altitude, os números da carta de desempenhonão podem ser atingível devido à altitude e variações da temperatura.

Os limites transientes fornecem amortecimentos de impulsos durante a aceleração do motor. O torque e o ITT têm uma duração permissível de excursão de dois segundos. É aceitável um pico momentâneo de 1.500 ft/lbs detorque e 825ºC no ITT durante a aceleração do motor.

A carta de limites de sobretorque (figura 7.26) mostra as ações exigidas caso os limites do torque sejam excedi-dos sob todas as circunstâncias. Se os limites do torque forem excedidos por mais do que alguns minutos, a cai-xa de engrenagens pode ser danificada. A carta mostra o limite específico e a ação exigida caso o torque seja ex-

cedido. As cartas dos limites de temperatura excessiva (figuras 7.27 e 7.28) mostram as ações específicas exigidas se oslimites do ITT forem excedidos durante e após a condição de partida do motor. Para a área A (figura 7.28 os limi-tes de temperatura excessiva - exceto na partida do motor), determine e corrija a causa da temperatura excessiva.Se ocorrer durante uma partida de motor, inspecione visualmente o motor através do duto de exaustão (figura7.29), a seguir grave a ação no registro do motor.

Figura 7.26 e 7.27

A temperatura excessiva na área B exigirá que uma inspeção da seção quente seja executada. Durante a inspeçãona seção quente, os componentes da parte frontal da câmara de combustão serão examinados e substituídos. As

peças podem ser reparadas ou substituídas, caso necessário. Na área C as temperaturas excessivas podem exigirque o motor seja enviado para a revisão. Exceder limites de ITT nesta área por mais do que alguns segundos,pode causar dano extensivo no motor.

TEMPOS LIMITES DE OPERAÇÃO DE PARTIDA DO MOTOR Os acionadores de partida de motor têm um tempo limite de uso durante o ciclo de partida, e por qualquer razãoas partidas múltiplas são exigidas em rápida seqüência. O acionador de partida é limitado a 40 segundos em ON e60 segundos em OFF, antes da segunda seqüência de partida, que é de 40 segundos ON e 60 segundos OFF. Apóso terceiro ciclo, que também é de 40 segundos ON, o acionador de partida deve permanecer na posição OFF por30 minutos. Se estes limites não forem respeitados, um superaquecimento poderá ocorrer e danificar o acionadorde partida.

Figura 7.28





MONITORAÇÃO DE TENDÊNCIASDurante operações normais, os motores de turbina a gases são capazes de produzir potência avaliado por perío-

dos de tempo prolongados. Os parâmetros de funcionamento do motor, tais como o torque da saída, temperaturada turbina, velocidade do compressor, e fluxo de combustível interstage para os motores individuais são predizí-eis sob circunstâncias ambientais específicas. Nos motores de PT6A, estas características predizíeis podem seraproveitadas estabelecendo e gravando parâmetros de desempenho individuais do motor. Estes parâmetros po-dem então ser comparados periòdicamente aos valores previstos para fornecer a confirmação visual do dia a diada eficiência do motor.

During normal operations, gas turbine engines are capable of producing rated power for extended periods of time.Engine operating parameters, such as output torque, interstage turbine temperature, compressor speed, and fuel flowfor individual engines are predictable under specific ambient conditions. On PT6A engines, these predictable characte-ristics may be taken advantage of by establishing and recording individual engine performance parameters. These pa-

rameters can then be compared periodically to predicted values to provide day-to-day visual confirmation of engineefficiency.

Figura 7.29

O sistema de monitoramento e de vigilância de tendências da condição do motor, recomendado pela Pratt andWhitney, é um processo periódico que serve para gravar leituras no instrumento do motor tais como o torque, atemperatura no interior da turbina, a velocidade do compressor e o fluxo de combustível, corrigindo as leituraspara a altitude, temperatura de ar externo e a velocidade aerodinâmica (se aplicável) e comparando-os a uma ga-ma de características típicas do motor. Tais comparações produzem uma gama de desvios na temperatura daturbina, na velocidade do compressor e no fluxo de combustível por estágios internos.

FORMULÁRIO DE LEVANTAMENTO DE DADOSThe trend monitoring procedure used specifies that flight data be recorded on each flight day, every five flight hours,

or other flight period. Select a flight with long established cruise, preferably at a representative altitude and airspeed.

With engine power established and stabilized for a minimum of five minutes, record the following data on a form

similar to the in-flight engine data log shown in (Figure 7-30):

Figura 7-30

Indicated airspeed (IAS) ....................... In knots

Outside air temperature (OAT) .................. In º C

Pressure altitude (ALT)............................. In feet

Propeller speed (NP) ................................. In rpm

Torque (TQ).................................. In foot-pounds

Gas generator speed (NG or N1 ) ......In %NG or N1

Interturbine temperature (ITT)................... In º C

Fuel Flow (FF) .......................................... In pph

SISTEMA DE HÉLICEEsta seção operacional do sistema de hélice no King Air C90A e C90B da Beechcraft é dirigida a aumentar a com-preensão do piloto na teoria de operação do sistema de hélices a respeito de sua velocidade constante, embandei-ramento completo e reverso, ajudando a compreenda melhor as verificações do sistema de hélice conduzidas deacordo com a lista de verificações na decolagem (preparatório) do manual do piloto.





Cada motor é equipado com três lâminas convencionais (C90A) ou quatro lâminas (C90B), embandeiráveis, develocidade constante, com contrapeso, reversível, de passo variável e montada no eixo de saída da caixa de redu-ção das engrenagens (figura 7-31).

O passo de hélice é controlado pela pressão de óleo do motor e impulsionado por uma bomba integral reguladoralocalizada dentro do regulador da hélice. Os contrapesos e as molas centrífugas de embandeiramento movem aslâminas da hélice desde o passo elevado até a posição embandeirada. Sem pressão de óleo, o sistema neutralizaos contrapesos e as molas de comando de hélice e as lâminas da hélice movem-se para o passo bandeira. Umabomba de óleo, peça do regulador da hélice, impulsiona a pressão de óleo do motor para mover a hélice desde opasso mínimo até o passo invertido. As hélices ficam no passo bandeira após a parada do motor.

A hélice amarra carregadores (figura 7-32) está fornecida para baixo para impedir o vento que mmói na pressãode óleo zero quando o avião é estacionado.

Propeller tiedown boots (Figure 7-32) are provided to prevent windmilling at zero oil pressure when the airplane is

parked.

Low pitch propeller position is determined by the primary low pitch stop, which is a mechanically actuated hydraulic

stop. Beta and reverse blade angles are controlled by the power levers in the Beta and reverse range.

Two governors, a primary governor and a backup overspeed governor, control the propeller rpm. The propeller con-

trol lever adjusts the governor’s setting (1,800 to 2,200 rpm). The overspeed governor will limit the propeller to

2,288 rpm should the primary governor malfunction. However, if the propeller exceeds 6% above the selected rpm

of the primary governor, usually the fuel topping governor will limit the rpm by reducing engine power. In the rever-

se range, the fuel topping governor is reset to limit the propeller rpm to 95% of selected rpm.

HÉLICES DE 4 PÁS MCCAULEY E HARTZELLThe C90B is equipped with Hartzell on LJ-1542 and after (McCauley on C90B prior to LJ-1542), 90-inch- diameter,

four-blade, full-reversing, dynamically balanced propellers. The main advantages of the four-blade propellers are

that they have lower tip speeds (and thus generate less noise), create less airframe vibration, and provide generous

propeller tip-to-ground clearance. Dynamic vibration absorbers mounted inside the cockpit and cabin (a total of 26

absorbers) are used in conjunction with the four-blade propellers to reduce noise and vibration even more. ÂNGULO DAS PÁS

Blade angle is the angle between the chord of the propeller and the propeller’s plane of rotation. Blade angle is diffe-

rent near the hub than it is near the tip, due to the normal twist which is incorporated in a blade to increase its effici-

ency. In the propellers used on the C90A and C90B King Air, the blade angle is measured at the chord 30 inches outfrom the propeller’s center. This position is referred to as the “30-inch station.” All blade angles given in this section

are approximate (Figure 7-34).

GOVERNADOR PRIMÁRIO

The primary governor (Figure 7-33) is needed to convert a variable-pitch propeller into a constant speed propeller. It

does this by changing blade angle to maintain the propeller speed the operator has selected. The primary governor

can maintain any selected propeller speed from approximately 1,800 rpm to 2,200 rpm.

Suppose an airplane is in normal cruising flight with the propeller turning 1,900 rpm. If the pilot trims the airplane

down into a descent without changing power, the airspeed will increase. This decreases the angle of attack of the

propeller blades, causing less drag on the propeller, thus beginning to increase its rpm. Since this propeller has avariable-pitch capabilities and is equipped with a governor set at 1,900 rpm, the governor will sense this “overspeed”





condition and increases blade angle to a higher pitch. The higher pitch increases the blade’s angle of attack, slowing

it back to 1,900 rpm, or “onspeed.”

Figuras 7-31 e 7-32

Likewise, if the airplane moves from cruise to climb airspeeds without a power change, the propeller rpm tends to

decrease, but the governor responds to this “underspeed” condition by decreasing blade angle to a lower pitch, and

the rpm returns to its original value. Thus the governor gives “constant-speed” characteristics to the variable-pitch

propeller.

Power changes, as well as airspeed changes, cause the propeller to momentarily experience overspeed or underspeed

conditions, but again the governor reacts to maintain the onspeed condition.

There are times, however, when the primary governor is incapable of maintaining selected rpm. For example, imagi-

ne an airplane approaching to land with its governor set at 1,900 rpm. As power and airspeed are both reduced, un-

derspeed conditions exist which cause the governor to decrease blade angle to restore the onspeed condition. If bladeangle could decrease all the way, to 0º or reverse, the propeller would create so much drag on the airplane that the

aircraft control would be dramatically reduced. The propeller, acting as a large disc, would blank the airflow around

the tail surfaces, and a rapid nosedown pitch change would result.

Figures 7-33 e 7-34

To prevent these unwanted aerobatics, some device must be provided to stop the governor from selecting blade an-

gles that are too low for safety. As the blade angle is decreased by the governor, eventually the low pitch stop is rea-

ched, and now the blade angle becomes fixed and cannot continue to a lower pitch. The governor is therefore inca-

pable of restoring the onspeed condition, and propeller rpm falls below the selected governor rpm setting.

OPERAÇÃO DO GOVERNADOR PRIMÁRIO

The propeller levers adjust the primary propeller governor between 1,800 rpm and 2, 200 rpm. The primary propeller

governor, mounted at the top of the engine reduction gearbox, has two functions: it can select any constant propeller

rpm within the range of 1,800 to 2,200, and it can also feather the propeller. The primary propeller governor adjusts

propeller rpm by controlling the oil supply to the propeller dome.

An integral part of the primary propeller governor is the governor pump. This pump is driven by the N 2 shaft and

raises the engine oil pressure from normal to approximately 375 psi. The greater the oil pressure sent to the propeller

dome, the lower the propeller pitch. The oil pressure is always trying to maintain a low pitch; however, the feathe-

ring springs and centrifugal counterweights are trying to send the propeller into the feathered position. Propeller con-

trol is a balancing act of opposing forces. A transfer gland is located on the propeller shaft. This transfer gland al-lows the oil to enter and exit the propeller dome area. Thus, the transfer gland is always replenishing the oils supply

to the propeller pitch mechanism with fresh warm oil.

The primary propeller governor uses a set of rotating flyweights that are geared to the propeller shaft. The flyweights

act as a comparison to a desired reference speed of how fast the propeller is turning. These flyweights are connected

to a free floating pilot valve. The slower the flyweights are turning in relation to the desired reference speed, the lo-

wer the position of the pilot valve. If the propeller and the flyweights turn faster, the additional centrifugal force ma-

kes the pilot valve rise inside the governor. The pilot valve position determines how much oil pressure is being sent

to the propeller pitch mechanism. Here are a few examples.

If a propeller rpm of 1,900 is selected and the propeller is actually turning at 1,900, the flyweights are in their center

or “onspeed” condition (Figure 7-34). The pilot valve is in the middle position. This maintains a constant oil pressure

to the propeller pitch mechanism, which creates a constant pitch and a constant rpm.





If the airplane enters a descent, without any change to the cockpit controls, there will be a tendency for the airspeed

to increase and the propeller to turn faster (Figure 7-36). The flyweights will, in turn, rotate faster. The additional

centrifugal force will make the pilot valve rise. Notice that oil can now escape via the pilot valve. Lower oil pressurewill result in a higher pitch and a reduction of propeller rpm. The propeller will then return to its original rpm set-

ting. The flyweights will then slow down, and the pilot valve will return to the equilibrium position to maintain the

selected propeller rpm.

Figures 7-35 , 7-36 e 7-37

If the airplane enters a climb without any change in the cockpit controls, the airspeed will decrease and the propeller

will tend to slow (Figure 7-37). The flyweights in the propeller governor will slow down, because of a loss in centri-

fugal force, and the pilot valve will lower. This will allow more oil pressure to the propeller pitch mechanism. High

oil pressure will result in a lower pitch. This in turn will cause an increase in propeller rpm. The propeller will incre-

ase to its original rpm setting, the flyweights will then speed up, and the pilot valve will return to its equilibrium or

“onspeed” position, such as torque, interstage turbine temperature, compressor speed, and fuel flow, correcting the

held constant by changing the propeller blade angles. The cockpit propeller lever adjusts where the equilibrium or

“onspeed” condition will occur. The pilot can select any constant propeller rpm from 1,800 to 2,200 rpm. Normally

2,200 is used for takeoff and 2,000 rpm for climb. Cruise rpm is 1,900 rpm.

LOW PITCH STOP

It is easy for the pilot to determine when the propeller blade angle is at the low pitch stop. Assuming the propeller is

not feathered or in the process of being feathered, whenever the propeller rpm is below the selected governor rpm,

the propeller blade angle is at the low pitch stop.

This assumes that momentary periods of underspeed are not being considered. Rather, the propeller rpm is belowand staying below the selected governor rpm.

For example, if the propeller control is set at 1,900 rpm but the propeller is turning at less than 1,900 rpm, the blade

angle is at the low pitch stop. On many types of airplanes, the low pitch stop is simply at the low pitch limit of travel, determined by the propel-

ler’s construction. But with a reversing propeller, the extreme travel in the low pitch direction is past 0º, into reverse

or negative blade angles (Figure 7-38). Consequently, the low pitch stop on this propeller must be designed in such a

way that it can be repositioned when reversing is desired.

The low pitch stop is created by mechanical linkage sensing the blade angle. The linkage causes a valve to close,

which stops the flow of oil pressure coming into the propeller dome. Since this pressure causes low pitch and rever-

sing, once it is blocked, a low pitch stop has been created. The low pitch stop is commonly referred to as the “Beta”

valve. Furthermore, the valve is springloaded to cause the propeller to feather in the event of mechanical loss of Beta

valve control.

Figura 7-38

The position of the low pitch stop is controlled from the cockpit by the power lever. Whenever the power lever is at

IDLE or above, this stop is set at approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B. But bringing

the power lever aft of IDLE progressively repositions the stop to lesser blade angles.

Before reversing can take place, the propeller must be on the low pitch stop. As the propellers reach approximately

15º for the C90A or approximately 12º for the C90B, the Beta valve is repositioned, creating the low pitch stop. The





primary governor is sensing an underspeed and is directing oil pressure into the propeller dome. The Beta valve is

controlling oil flow into the primary governor, and is defining the low pitch stop through oil pressure.

When blade angles less than approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B are requested, thelinkage pulls the Beta valve actuator, readjusting the propeller blade angle as the Beta valve allows more oil into the

propeller dome. The slip ring moves with the prop dome and will define the low pitch stop at a lower, or negative,

blade angle. If blade angles less than approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B are reques-

ted before the propeller blades are on the low pitch stop, the slip ring will not move, and the reversing cable and

linkage may be damaged.

The region from 15º to –11º (C90A) or 12º to –10º (C90B) blade angle is referred to as the Beta range. On the C90A,

the range from 15º to –5º, the engine’s compressor speed (N1) remains at the value it had when the power lever was

at IDLE (low idle to high idle) based on condition lever position. From –5º to –11º blade angle, the N 1 speed pro-

gressively increases to a maximum value at –11º blade angle of approximately 85% _+3%. This region, designated

by red and white stripes on the power lever gate, is referred to as the “Beta Plus Power” range or Reverse, and ends

at maximum reverse.

On the C90B, the Ground Fine range extends from +12º to +3º, and the engine’s compressor speed (N 1) remains at

the value it had when the power lever was at IDLE (low idle to high idle) based on condition lever position. From

+3º to –10º blade angle, the N1 speed progressively increases to a maximum value at –10º blade angle of approxima-

tely +85% _+3%.

OPERAÇÃO EM PASSO REDUZIDO

During non-reversing operations, the low pitch stop prevents the propeller blades from reducing the airflow over the

empennage of the aircraft.

The low pitch stop uses a mechanical linkage to hydraulically control propeller blade angle. As the propeller blades

reduce angle through approximately 20º of pitch, the flange mounted on the propeller dome contacts the nuts located

on the rods mounted on the slip ring. The propeller dome moves the slip ring forward, which in turn activates the

Beta valve, which controls oil pressure into the propeller dome.

Riding in the slip ring is linkage which connects the Beta valve with the slip ring, and the power levers via a cable.

As the slip ring moves, the linkage pivots about the end with the cable attached to it, with the Beta valve in the mid-

dle. For reversing, the pilot repositions the linkage with the power levers, which resets the low pitch stop.

When the Beta valve is controlling blade angle, oil pressure supplied from the governor oil pump is supplying pres-

sure through the Beta valve to the propeller dome. The Beta valve modulates the amount of pressure entering the

propeller dome, controlling the blade angle. The primary governor must be in the under speed condition, allowing all

of the pressure flowing from the Beta valve into the propeller dome. If the under speed condition did not exist when

lower blade angles are requested, the Beta valve could not fully control the propeller blade angle, and the slip ring

would not move without help from the propeller blades. Since the propeller blades only contact the slip ring when

the blades are at the low pitch stop, the request for lower blade angles when the propellers are not on the low pitch

stop will result in damage to the control cable, as it cannot effect these changes alone.

CONTROLE NO PASSO BETA E REVERSO

The geometry of the power lever linkage through the cam box is such that power lever increments from idle to full

forward thrust have no effect on the position of the Beta valve. When the power lever is moved from idle into the

reverse range, it positions the Beta valve to direct governor oil pressure to the propeller piston, decreasing blade an-

gle through zero into a negative range. The travel of the propeller servo piston is fed back to the Beta valve to null itsposition and, in effect, provide infinite negative blade angles all the way to maximum reverse. The opposite will





occur when the power lever is moved from full reverse to any forward position up to idle, therefore providing the

pilot with manual blade angle control for ground handling.

OPERAÇÃO NO PASSO BETA E REVERSOWhen the blade angle reaches approximately 20º, the flange extending from the dome makes contact with the Beta

nuts (Figure 7-39). As the propeller pitch angle continues to decrease, each flange on the propeller dome pushes the

nut and the attached Beta rod forward. As the rod moves forward, it pulls the slip ring forward. In turn, a Beta valve

inside the governor is pulled into the oil pressure cutoff position. The linkage is set to control the oil pressure supply

to the dome when the blade angle reaches low pitch stop. If this system were fixed at the low pitch stop, the propeller could not be reset throughout the Beta range. However,

the low pitch stop can be adjusted to allow access to the Beta and reverse range on the ground. The hydraulic low

pitch stop can be reset to allow the propeller to operate in the Beta and reverse ranges while the aircraft is on the

ground and the engines are operating.

When the power levers are lifted up and over the idle detent into the Beta range, the Beta valve is repositioned. As

the Beta arm moves back, the Beta valve is opened, re-establishing oil flow to the propeller dome. This allows the

propeller blade to move to a flatter pitch. As the propeller blades move to a flatter pitch, the propeller dome and slip

ring continue forward, eventually moving the Beta valve back into position to stop propeller blades. In summary, the

position of the low pitch stop is controlled by the power levers. When the power levers are set at idle or above, the

stop is set at approximately 15º on the C90A or approximately 12º on the C90B. When the power levers are moved

aft of idle, however, the low pitch stop is repositioned to lesser blade angles.

Figura 7-39

Beta valve is opened, re-establishing oil flow to the propeller dome. This allows the propeller blade to move to a

flatter pitch. As the propeller blades move to a flatter pitch, the propeller dome and slip ring continue forward, even-

tually moving the Beta valve back into position to stop propeller blades. In summary, the position of the low pitch

stop is controlled by the power levers. When the power levers are set at idle or above, the stop is set at approximately

15º on the C90A or approximately 12º on the C90B. When the power levers are moved aft of idle, however, the low

pitch stop is repositioned to lesser blade angles.

The propeller can be feathered by moving the propeller lever full aft past the detent into the feather range. The fea-

thering action raises the pilot valve to the full up position. The oil pressure is released from the propeller pitch me-

chanism and the propeller feathers. In this type of turbine engine, the propeller shaft and N1 shaft are not connected.

Thus, the propeller can be feathered with the engine running at idle power. Without an autofeather system, in flight,

the propeller will maintain rpm unless it is manually feathered when the engine is shut down.

There are situations where the propeller primary governor cannot maintain the selected propeller rpm, such as finalapproach where power and airspeed are being reduced. With the progressive reduction of power and airspeed on

final, the propeller and rotating counterweights will tend to go to the underspeed condition. In the underspeed condi-

tion the pilot valve will open, increasing oil pressure to the dome, and the propeller pitch will decrease as power and

airspeed are reduced. Since the reversible propeller is capable of decreasing past 0º into negative or reverse blade

angles, the low pitch stop prevents the blade angle from decreasing beyond a predetermined value. When the propel-

ler governor becomes incapable of maintaining the onspeed condition, the propeller rpm will fall below the selected

governor rpm setting.

Assuming the propeller is not feathered, whenever the propeller rpm is below the selected governor setting, the pro-

peller blade angle is at the low pitch stop. The low pitch stop mechanism is created by linkage that references the

actual blade angle.





Moving the power lever within the Beta range on the C90A or the ground fire range on the C90B adjusts propeller

pitch. Moving the power levers within the reverse range adjusts propeller pitch and N1, up to the maximum N1 in

reverse of 88%. Attempting to pull the power levers in reverse with the propellers in feather will cause damage to the

reversing linkage of the power lever. Also, pulling the power levers into the reverse position on the ground with theengines shut down will damage the reversing system.

GOVERNADOR DE SOBREVELOCIDADE

The overspeed governor provides protection against excessive propeller speed in the event of primary governor mal-

function. Since the PT6’s propeller is driven by a free turbine (independent of the engine’s), overspeed could occur if

the primary governor were to fail.

The operating point of the overspeed governor is set at 2,288 rpm. If an overspeeding propeller’s speed reached

2,288 rpm, the overspeed governor would control the oil pressure and pitch to prevent the rpm from continuing its

rise. From a pilot’s point of view, a propeller tachometer stabilized at approximately 2,288 would indicate failure of

the primary governor and proper operation of the overspeed governor. The overspeed governor can be reset to ap-proximately 2,000 rpm for test purposes.

OPERAÇÃO DO GOVERRNADOR DE SOBREVELOCIDADE

If the primary propeller governor failed, an overspeed condition could occur. However, several safety devices in the

systems come into play in the event of a primary governor failure. A hydraulic overspeed governor (Figure 7-40) is

located on the left side of the propeller reduction gearbox. It has a set of flyweights and a pilot valve similar to those

of the primary governor. If a runaway propeller’s speed were to reach 2,288 rpm, the overspeed governor flyweights

would make its pilot valve rise. This would decrease the oil pressure at the propeller dome. The blade angle would

increase as necessary to prevent the rpm from continuing its rise. Testing of the overspeed governor at approximately

2,000 rpm is accomplished during runup by using the propeller governor test switch on the pilot’s left subpanel.

FUEL TOPPING GOVERNOR The fuel topping governor can also control an overspeed condition and is set at 6% above the primary governor’s

selected speed. In an overspeed condition, the fuel topping governor will limit propeller rpm by decreasing pneuma-

tic pressure to the fuel control unit, reducing fuel flow and engine speed as means of controlling propeller rpm. In

reverse, the fuel topping governor is reset to 95% of selected rpm to insure that the propeller will not reach the selec-

ted rpm. The fuel topping governor will only prevent an overspeed if the primary governor’s flyweight’s are still

operational.

POWER LEVERS The power levers (Figure 7-41) are located on the power lever quadrant (first two levers on the left side) on the cen-

ter pedestal. They are mechanically interconnected through a cam box to the fuel control unit, the Beta valve and

follow-up mechanism, and the fuel topping (NP) governor. The power lever quadrant permits movement of the po-

wer lever from idle to maximum thrust and in the Beta/reverse range from idle to maximum reverse. A gate in the

power lever quadrant at the IDLE position prevents inadvertent movement of the lever into the Beta/reverse range.

The pilot must lift the power levers up and over this gate to select Beta or reverse. On the C90B, there is a second

gate labeled “GROUND FINE,” to distinguish between GROUND FINE and REVERSE.

Figuras 7-40 e 7-41

The function of the power levers is to establish a gas generator rpm through the gas generator governor (NG) and a

fuel flow that will produce and maintain the selected N1 rpm. In the Beta or GROUND FINE range, the power levers

are used to change the propeller blade angle, thus changing propeller thrust.





In the REVERSE range, the power lever:

● Selects a blade angle proportionate to the aft travel of the lever.● Selects an N1 that will sustain the selected reverse power.

● Resets the fuel topping governor from its normal setting of 106% to approximately 95% of the primary governor

setting.

Propeller Control Levers Propeller rpm, within the primary governor range of 1,800 to 2,200 rpm, is set by the position of the propeller con-

trol levers (Figure 7-42). These levers, one for each propeller, are located between the power levers and the condition

levers on the center pedestal quadrant. The full forward position sets the primary governor at 2,200 rpm. In the full

aft position at the feathering detent, the primary governor is set at 1,750 rpm. Intermediate propeller rpm positions

can be selected by moving the propeller levers to the corresponding position, to select the desired rpm as indicated

on the propeller tachometer. These tachometers read directly in revolutions per minute.

Figura 7-42

A detent at the low rpm position prevents inadvertent movement of the propeller lever into the feather position, indi-

cated by the red and white stripes across the lever slots in the quadrant. At the full feather position, the levers positi-

on the governor pilot valve to dump oil pressure from the propeller hub, and allow the counterweights and springs to

position the propeller blades to the feather position.

AUTOFEATHER SYSTEM

The automatic feathering system provides a means of immediately dumping oil pressure from the propeller hub,thus enabling the feathering spring and counterweights to start the feathering action of the blades in the event of

an engine failure (Figure 7-43). Although the system is armed by a switch on the subpanel, placarded “AUTO-

FEATHER” and “ARM–OFF–TEST,” the completion of the arming phase occurs when both power levers areadvanced above 90% N1, at which time both the right and left indicator lights on the annunciator panel indicate

a fully armed system (Figure 7-44). The annunciator panel lights are green, placarded “L AUTOFEATHER”

and “R AUTOFEATHER.” The system will remain inoperative as long as either power lever is retarded below

90% N1 position. The system is designed for use only during takeoff, climb, and missed approach and shouldbe turned off when establishing cruise. With the system armed, if torquemeter oil pressure on either engine

drops below a prescribed setting, the oil is dumped from the servo, the feathering spring starts the blades toward

feather, and the autofeather system of the other engine is disarmed. Disarming of the autofeather portion of the

operative engine is further indicated when the annunciator indicator light for that engine extinguishes. Autofea-ther System Test.

The autofeather test is accomplished with the power below 90% N1. Therefore, the autofeather switch must be held

to TEST so that the power lever switches are bypassed to complete the autofeather circuit (Figure 7-45).

PROPELLERSYNCHROPHASER SYSTEM

A Type II synchrophaser system is installed in the King Air C90A and C90B. The propeller synchrophaser automati-

cally matches the rpm of the two propellers and maintains the blades of one propeller at a predetermined relative

position with the blades of the other propeller. The purpose of the system is to reduce propeller beat and cabin noise

from unsynchronized propellers.





Synchrophaser Operation

The Type II synchrophaser system (Figure 7-46) is an electronic system, certificated for takeoff and landing. It is not

a master-slave system, and it functions to match the rpm of both propellers and establish a blade phase relationshipbetween the left and right propellers to reduce cabin noise to a minimum. The system cannot reduce rpm of either propeller below the datum selected by the propeller control lever. Therefore,

there is no indicating annunciator light associated with the Type II system.

To prevent either propeller from losing excessive rpm if the other propeller is feathered while the synchrophaser is

on, the synchrophaser has a limited range of authority from the manual governor setting. In no case will the rpm fall

below that selected by the propeller control lever. Normal governor operation is unchanged, but the synchrophaser

will continuously monitor propeller rpm and reset either governor as required. Propeller rpm and position is sensed

by a magnetic pickup mounted adjacent to each propeller spinner bulkhead. This magnetic pick-up will transmit e-

lectrical pulses once per revolution to a control box installed forward of the pedestal.

The control box converts any pulse rate differences into correction commands, which are transmitted to coils moun-

ted close to the flyweights of each primary governor. By varying the coil voltage, the governor speed settings are

biased until the prop rpm’s exactly match. A toggles witch installed adjacent to the synchroscope turns the system

on. In the synchrophaser OFF position, the governors operate at the manual speed settings selected by the pilot. To

operate the synchrophaser system, synchronize the propellers manually or establish a maximum of 20 rpm difference

between the engines, then turn the synchrophaser on. The system may be on for takeoff and landing.

Imagens 7-43 , 7-44 e 7-45

To change rpm with the system on, adjust both propeller controls at the same time. If the synchrophaser is on but

does not adjust the prop rpm to match, the system has reached the end of its range. Increasing the setting of the slowprop, or reducing the setting of the fast prop, will bring the speeds within the limited synchrophaser range. If prefer-

red, turn the synchrophaser switch off, resynchronize manually, and turn the synchrophaser on.

Propeller Synchroscope

A propeller synchroscope is located to the left of the oil pressure/temperature indicators and gives the status of pro-

peller synchronization. The face of the synchroscope has a black and white cross pattern which can spin either left or

right. If the right propeller rpm is greater than the left, the face turns clockwise or right. With the left propeller rpm

greater than the right, the face turns counterclockwise or left. No rotation of the face indicates that both propellers

are synchronized. Imagem 7.46



CAPÍTULO 7 - SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO

INTRODUÇÃO

O sistema de detecção de fogo na aeronaveKing Air C90 consiste na detecção de fogo nomotor e sua forma de extinção.

GENERALIDADES

Este capítulo apresenta um exame no siste-

ma de detecção de fogo, descrição dos com-ponentes de detecção de fogo, posição efinalidade dos interruptores e indicadores.

SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO

O sistema de detecção de fogo é um item opcional (figura 7.1) e foi projetado para proporcio-nar um aviso imediato no caso de fogo em qualquer dos compartimentos do motor. O sistema

de detecção é operável sempre que as barras dos geradores estiverem ativas. Consiste nosseguintes componentes:

3 células fotocondutivas para cada motor; 1 amplificador do controle para cada motor; 2 luzes vermelhas no painel de advertência – L ENG FIRE e R ENG FIRE; 1 interruptor de teste no painel inferior esquerdo do co-piloto; 1 disjuntor FIRE DET no painel inferior direito do co-piloto (Painel dos Disjuntores).

As seis células fotocondutivas detectoras de chama, são sensíveis à radiação infravermelha.São posicionados em cada compartimento do motor, em local apropriado, de tal modo que

receba raios infravermelhos diretos ou refletidos, monitorando assim todo o compartimentoonde fica alojado o motor. O nível de temperatura e a taxa com a qual a temperatura aumen-ta não são fatores de controle no método sensor.

A condutividade através da fotocélula varia em proporção direta com a intensidade de radia-ção infravermelha que atinge a célula. Quando a condutividade aumenta, a quantidade decorrente do sistema elétrico fluindo através do detector de chama aumenta proporcionalmen-te. Para prevenir que os raios de luz extraviados sinalizem um alarme falso, um relé no ampli-ficador de controle fecha somente quando o sinal mais forte alcança um nível de alarme pré-determinado. Quando o relé fecha, o anunciador de aviso apropriado, direito ou esquerdo, vaiacender, indicando uma possibilidade de fogo no motor. Quando o fogo tiver sido apagado, a

voltagem de saída da célula cai abaixo do nível de alarme e o relé no amplificador de controleabre. Nenhuma ação manual é necessária para reativar o sistema de detecção de fogo.



SISTEMA DE DETECÇÃO DE FUMAÇA

(LJ-668 e seguintes / LW-15 e seguintes)

Um detector de fumaça, com uma luz que queima constantemente e uma célula fotocondutivae um amplificador fechado em uma caixa perfurada, está localizado no compartimento dosaviônicos do nariz para avisar uma possível presença de fumaça. Partículas de fumaça entran-do na caixa refletem raios infravermelhos da luz de dentro da célula, a qual transmite um si-nal para o amplificador detector de fumaça. A potência deste sinal é proporcional a densidadeda fumaça. Quando o sinal é forte suficiente para fechar o relé no amplificador localizado àfrente da longarina principal sob o corredor principal, a luz indicadora vermelha no painel a-nunciador, com a inscrição SMOKE, acende.

SISTEMA DE TESTE DE DETECÇÃO DE FOGO

Uma chave interruptora rotativa no painel inferior esquerdo do co-piloto (figura 7.1), com oscomandos TEST SWITCH-FIRE DET, tem quatro posições: OFF - 3 - 2 - 1 . Quando o detectorde fumaça é instalado, a chave de teste do detector de fogo vai ter uma posição adicional,com a inscrição SMOKE, disponível para checar o circuito de detecção de fumaça. Ele é che-cado da mesma maneira como o circuito de detecção de fogo, exceto que a luz anunciadoraSMOKE vai acender ao invés de luz anunciadora FIRE. (Se o sistema de extinção de fogo domotor estiver instalado, a chave é indicada TEST SWITCH - FIRE DET & FIRE EXT e o lado es-querdo da chave de teste vai incluir as posições LEFT - EXT – RIGHT.

As três posições de teste para o sistema detector de fogo são localizadas no lado direito da

chave (3-2-1). Quando a chave for girada para a posição OFF (em baixo) para qualquer umadessas três posições, a voltagem de saída de um detector de chama correspondente em cadamotor é aumentada para um nível suficiente para dar um sinal ao amplificador de que há umaeminência de fogo.



As seguintes luzes devem se iluminar quando o seletor for girado através de cada uma das trêsposições:

Os anunciadores L ENG FIRE, R ENG FIRE (Iluminar) e a luz FAULT WARNING (piscar nopainel de advertência).

As luzes vermelhas L ENG FIRE EXT–PUSH e R ENG FIRE EXT–PUSH irão piscar no painel de

ativação dos extintores, caso o sistema opcional de extinção de fogo estiver instalado.

O sistema pode ser testado a qualquer momento, tanto em terra como em vôo. O interruptorde teste TEST SWITCH deve ser colocar em todas três posições, para verificar que o circuitopara todos os seis detectores de fogo estão funcionando corretamente. A falha na iluminaçãode todos os sinais luminosos do sistema de detecção de fogo quando o TEST SWITCH estiverem qualquer uma das três posições de teste, indica uma má função em um ou ambos os circui-tos de detecção de fogo (um em cada motor), sendo testado pela posição particular da chavede teste.

SISTEMA DE EXTINÇÃO DE FOGO

O sistema opcional de extinção de fogo no motor (figura 7.2) incorpora um cartucho pirotécni-co dentro de cada compartimento da roda. Cada motor tem seu próprio sistema de extinçãode fogo com sua própria garrafa, a qual pode ser usada somente uma única vez entre cadarecarga.

Esse sistema não pode ser usado de um motor para o outro. Quando a válvula de ativação foraberta, o agente extintor pressurizado é descarregado através de uma tubulação a qual termi-

na estrategicamente no local dos bicos injetores.



As chaves de controle do extintor de fogo, no King C90A, usadas para ativar o sistema, sãolocalizadas abaixo do painel anunciador do pára-sol. Já no King C90B, essas chaves de controlesão localizadas uma de cada lado do painel de alarmes. Sua força é derivada da barra quenteda bateria. O sistema de detecção é operável sempre que as barras dos geradores estiveremativas, mas o sistema de extinção pode ser descarregado a qualquer momento, desde que seja

operada pela barra quente da bateria. Desse modo, mesmo que a aeronave esteja estacionadacom motores desligados, o sistema extintor de fogo pode ser descarregado.

Cada chave tipo “pressionar para atuar” (figura 7.3) incorpora uma lente indicadora vermelha.A lente vermelha, com inscrição L ENG FIRE EXT – PUSH ou R ENG FIRE EXT – PUSH, advertema presença de fogo no motor. A lente âmbar D, se estiver acesa, indica que o sistema está

descarregado e o conteúdo do cilindro está vazio. A lente verde, OK, serve somente para afunção de teste pré-vôo.

Para descarregar o cartucho, levante a cobertura de plástico (transparente) e pressione a faceda lente. Este é um sistema de disparo único, ou seja, será completamente expelido após suaativação. Após seu uso, a luz âmbar D irá se iluminar e permanecerá iluminada, não obstante

a posição do interruptor da bateria, até que um novo cartucho pirotécnico seja substituído.

SISTEMA DE TESTE DE EXTINÇÃO DE FOGOAs funções de teste do sistema extintor de fogo incorporado na chave rotativa TEST SWITCH –FIRE DET & FIRE EXT, testa o circuito dos cartuchos pirotécnicos extintores de fogo. Duranteo pré-vôo, o piloto deve girar a chave de teste para cada uma das duas posições RIGHT EXT eLEFT EXT e verificar a iluminação da luz vermelha, âmbar e verde, em cada chave de ativa-ção do extintor de fogo abaixo do pára-sol. A iluminação durante esta verificação indica que ocircuito detector de carga da garrafa e o circuito de disparo estão operando e que o disparoestá no lugar.

Um medidor de pressão (figura 7.4), calibrado em PSI é instalado em cada cilindro abastece-dor para determinar o nível da carga. Os medidores devem ser checados durante o pré-vôo. Ocilindro e os medidores estão localizados nos compartimentos das rodas do trem principal.

O agente extintor de fogo no motor, carga do cilindro, éconstituído de CBrF3 (Halon Bromotrifluorometano).



CAPÍTULO 9 - SISTEMA PNEUMÁTICO E VÁCUO

INTRODUÇÃO

Os sistemas de vácuo e pneumático são necessáriospara a operação das superfícies de degelo, instru-mentos a vácuo de ar, horímetro de vôo, impulsodo leme de direção, selo de porta da cabine, con-trolador de pressurização e válvulas de segurançade pressurização. Pilotos precisam saber como o arsangrado é distribuído e controlado para seus vá-rios usos. Esta seção identifica e detalha esses sis-temas. Cobre a distribuição pneumática e controlesem detalhes.

DESCRIÇÃO

Os sistemas de vácuo e pneumático da seção desseManual apresentam uma descrição e discussão des-se sistema. As fontes para ar pneumático, vácuo eleitura dos instrumentos indicadores, relativos aosistema serão discutidos nos mínimos detalhes.

SISTEMA PNEUMÁTICO DE AR SANGRADO DO MOTORO sistema pneumático no King Air proporciona suporte para diversas operações na aerona-ve. Essas operações incluem superfícies de degelo, impulso no leme de direção, selo de saí-da de emergência e selo da porta de entrada e saída. A pressão pneumática é usada paracriar uma fonte de vácuo para os giros dirigidos a ar, controle de pressurização e deflaçãodos removedores de gelo.

Ar sangrado em alta pressão de cada seção P3 do compressor dos motores são regulado em18 PSI e abastece pressão para o sistema das superfícies de degelo, impulso do leme de di-reção, selo da porta e da saída de emergência e fonte de vácuo (figura 8.1). O vácuo para

os instrumentos do vôo é derivado de um ejetor de ar sangrado. Um motor apenas é capazde abastecer suficientemente todo o sistema com ar sangrado.

Durante a operação monomotora, uma válvula de cheque na linha de ar de sangria de cadamotor previne o fluxo reverso através da linha do lado do motor inoperante. Um instrumen-to de sucção calibrado em polegadas de mercúrio, localizado no painel inferior do co-piloto, indica o vácuo (GYRO SUCTION) dos instrumentos. À direita deste instrumento, estáo instrumento de pressão pneumática (PNEUMATIC PRESSURE), calibrado em libras por po-legada quadrada, o qual indica a pressão de ar disponível.



FONTE DE AR PNEUMÁTICAO ar de sangria a uma taxa máxima de fluxo de 1,5 libras por minuto a uma pressão de 90 a 120 PSIé obtido de ambos os motores e flui através de linhas pneumáticas para uma conexão em forma de“T” localizada na fuselagem. As válvulas de cheque são instaladas para prevenir o fluxo reversodurante a operação monomotora.

Logo após a conexão em “T”, todo ar sangrado passa através de um regulador de 18 PSI o qual in-corpora uma válvula de alívio ajustada para operar em 21 PSI, no caso de falha no regulador. Essear sangrado regulado é distribuído para o abastecimento de pressão pneumática para inflar assuperfícies de degelo, os selos da porta e da saída de emergência, e para proporcionar fluxo e pres-são para o ejetor de vácuo.



O ar sangrado é extraído do quarto estágio da seção do compressor domotor à uma temperatura máxima de, aproximadamente 450ºF. Ele é

resfriado para aproximadamente, 70ºF acima da temperatura ambientena conexão em “T” na fuselagem devido a transferência de calor nas tu-bulações pneumáticas.

Ordinariamente, a válvula reguladora de pressão, a qual é montada sob acadeira direita imediatamente a frente da longarina principal, vai pro-porcionar uma pressão de 18 +/- 1 PSI com o motor girando entre 70% e80% de N1. O instrumento mostrador PNEUMATIC PRESSURE, localizadono painel lateral do piloto é instalado para permitir um monitoramentode pressão do sistema (figura 8.2).

FONTE DE VÁCUO

O vácuo é obtido através de um ejetor de vácuo comandado pelo ar sangrado. O ejetor é capaz defornecer vácuo a 15 polegadas de Hg ao nível do mar, e até 6 polegadas de Hg a 31.000 pés. O eje-tor fornece vácuo para o sistema de controle de pressurização a uma pressão de vácuo de 4.3 a 5.9polegadas de mercúrio através de uma válvula reguladora.

O regulador de vácuo é montado no compartimento do nariz, do ladoesquerdo da caverna de pressão. A válvula é protegida por um filtro deespuma. Com um motor funcionando entre 70% a 80% de N1, o instru-mento medidor de vácuo, localizado no painel inferior do co-piloto,normalmente deve ter aproximadamente, 5,9 +0/-0,2 polegadas de Hg.

A linha de vácuo para os instrumentos é montada através de uma válvulade alívio de sucção que é projetada para admitir dentro do sistema umaquantidade de ar necessário para manter um vácuo suficiente para umaoperação adequada dos instrumentos. O instrumento giroscópio de suc-ção (figura 8.3), o qual é calibrado em polegadas de mercúrio (Hg) estálocalizado no painel lateral direito do co-piloto e indica vácuo dos instrumentos.

CONTROLE DE AR SANGRADO

O ar sangrado que entra na cabine é usado para o controle dapressurização e funções de condicionamento ambiental. É

controlado por dois interruptores denominados BLEED AIRVALVE (figura 8.4) as quais marcadas com OPEN e CLOSED.Quando estes interruptores estiverem na posição OPEN, o arsangrado alimenta todo o sistema de pressurização e condi-cionamento ambiental. Quando os interruptores estiverem naposição CLOSED, o ar sangrado é cortado de todo o sistemade pressurização e condicionamento ambiental.



SELO DE PORTA DA CABINE

A porta de entrada da cabine e de emergência usa ar do sistema pneumático para inflar seus selos

após o avião decolar. O ar pneumático flui na linha com pressão de 18 PSI. O ar passa através deum regulador de 4 PSI e uma válvula, normalmente aberta, controlando um interruptor de seguran-ça, localizada na perna do trem de pouso principal esquerdo (micro-interruptor). Quando o aviãodecola, esse micro-interruptor no trem de pouso esquerdo atua após a roda esquerda sair do chão,comandando a abertura da válvula que controla os selos, o qual libera pressão para inflar os selos.

SISTEMA DE DEGELOOs bordos de ataque das asas e dos estabilizadores horizontais são protegidos contra o acúmulo degelo formado (figura 8.5). BOOTS infláveis presos a essas superfícies são infladas quando necessá-rias pela pressão pneumática, para quebrar e retirar o acúmulo de gelo, e são desinfladas pelo vá-cuo derivado das linhas pneumáticas. O vácuo sempre será fornecido enquanto os BOOTS não esti-

verem em uso e estão seguras firmemente contra o revestimento das asas. A pressão de vácuo ésuperada pela pressão pneumática quando os BOOTS estão inflados.

Cada asa tem seu BOOT independente no bordo de ataque. A seção horizontal da cauda tem, nossegmentos esquerdo e direito, BOOTS do estabilizador horizontal e no estabilizador vertical.



O sistema de degelo das superfícies remove os acúmulos de gelo dos bordos de ataque das asas eestabilizadores. O gelo é removido pela inflação e desinflação alternadamente dos BOOTS de dege-

lo (figura 8.6).O ar sangrado de pressão regulada fornece a pressão para inflar BOOTS. Um ejetor tipo Venturi,operado pelo ar de sangria, criar um vácuo para desinflar os BOOTS e mantê-las no seu lugar en-quanto não estiver em uso. Para assegurar a operação do sistema no caso de falha de um dos moto-res, uma válvula de cheque é instalada na linha de ar de sangria de cada motor para prevenir aperda de pressão através do compressor do motor inoperante. As fases de inflação e desinflaçãosão controladas por uma válvula distribuidora.

Um interruptor de três posições, localizado no painel inferior do co-piloto, com a inscrição DEICECYCLE - SINGLE / OFF / MANUAL, controla a operação de degelo (figura 8.7). O interruptor é acio-nado por mola para retornar a posição OFF da posição SINGLE ou MANUAL. Quando a posição SIN-

GLE for selecionada, a válvula distribuidora abre para inflar os BOOTS das asas.

Após o período de inflação, em aproximadamente 7 segundos, um temporizador eletrônico aciona odistribuidor para desinflar os BOOTS. Quando esses BOOTS forem inflados e desinflados, o ciclo es-tará completo.

Obs.: Nas versões LJ-1138 e após, as asas e a cauda inflam separadamente. As asas inflam por 6segundos e a cauda infla por 4 segundos.

Quando o interruptor for posicionado na posição MANUAL, todos os BOOTS vão se inflar simultane-amente e permanecer inflados até que o interruptor seja liberado. Após o ciclo, os BOOTS vãopermanecer na condição de desinflados seguras pelo vácuo até que o interruptor seja atuado no-

vamente.

Força elétrica para o sistema BOOTS é necessário para a válvula de controle inflar os BOOTS, tantona operação manual como em ciclo simples. Com uma perda dessa força, o vácuo vai segurar osBOOTS fazendo com que elas fiquem presas contra o bordo de ataque.

Um disjuntor simples, localizado no painel inferior direito do co-piloto, recebe força da barra cen-tral, o qual fornece força elétrica para ambos os sistemas de BOOTS. Se o temporizador falhar naposição inflada, o disjuntor de degelo da superfície pode ser usado como um controle manual. Puxeo disjuntor para fora para desinflar os BOOTS, e empurre para dentro, para inflá-las. Trate o dis-juntor como um controle manual.



Para uma operação de degelo mais efetiva, permita que pelo menos ½ polegada de gelo se formeantes de tentar a remoção do gelo.

Uma espessura muito fina de gelo pode quebrar e agarrar ao invés de tirar o gelo. Ciclos subse-qüentes dos BOOTS vão então ter a tendência de acumular uma concha de gelo externa ao contor-no dos bordos de ataque, fazendo então os esforços de remoção de gelo ineficientes.





CAPÍTULO 10

SISTEMA DE PROTEÇÃO CONTRA CHUVA E GELOINTRODUÇÃO

Voar em condições de congelamento conhecidasrequer conhecimentos de condições de contribuircom os sistemas de degelo, anti-gelo disponíveispara prevenir o gelo excessivo que forma na aero-nave. Essa seção identifica esses sistemas comseus controles e seu uso.

DESCRIÇÃOA seção de proteção contra gelo e chuva desse Ma-nual apresenta uma descrição e discussão dos sis-temas de proteção contra chuva e gelo na aeronave,mostrando a localização, controles e como devemser usados. Os propósitos dessa seção é familiari-zar o piloto com todos os sistemas disponíveis parao vôo em condições de chuva forte e gelo, e seuscontroles. Procedimentos em caso de mau funcio-namento em qualquer desses sistemas estão incluí-

dos. Também são incluídas cheques pré-vôo dossistemas.

SISTEMA DE PROTEÇÃO CONTRA GELOO King Air C90A/B foi aprovado pela FAA para vôos em formações de gelo conhecidas quando os equipamentosrequeridos estão instalados e operando (figura 10.1). Os equipamentos requeridos para várias condições de Listade Vôo, contidos na seção de Limitações do Livro de Operação do Piloto, lista os equipamentos necessários (figu-ra 10.2). Os controles do sistema de proteção contra chuva e gelo estão localizados no painel inferior do piloto edo co-piloto, com exceção do controle do pára-brisa o qual está no painel do teto.

DESCRIÇÃO GERAL E OPERAÇÃOExistem oito sistemas de degelo/anti-gelo no King Air C90A/B:

• Anti-gelo do pára-brisa.• Degelo das superfícies (BOOTS do bordo de ataque).• Separadores inerciais (palhetas de degelo).• Aquecedor da entrada do motor.• Aquecedor do tubo de Pitot.• Degelo das hélices.• Aquecedor do aviso de Estol.• Aquecedor da ventilação de combustível.





A aeronave é equipada com uma variedade de sistemas de proteção contra gelo e chuva que podem ser utilizadosdurante operações sob condições climáticas desfavoráveis. Elementos de aquecimento elétrico embutidos no pá-ra-brisa proporcionam proteção adequada contra a formação de gelo, enquanto o ar do sistema de aquecimentoda cabine previne o embassamento, para assegurar visibilidade durante a operação sob condição de gelo. Limpa-

dores de pára-brisa para ambos os pilotos proporcionam visibilidade suficiente durante condição de chuva emvôo ou em solo.





Boots pneumáticos de degelo nas asas, e nos estabilizadores vertical e horizontal previnem a formação de gelodurante o vôo. Pressão de ar sangrado regulado a vácuo são ciclados para os Boots pneumáticos para o ciclo dedeflação e inflação. O interruptor que controla o sistema permite a operação em ciclo simples automático ou ope-ração manual.

A proteção contra gelo para o motor é proporcionada por um sistema de separação inercial. O bordo de ataque deentrada de ar do motor evita o congelamento através de um aro metálico aquecido eletricamente. As hélices sãoprotegidas contra o congelamento por Boots eletrotérmicos em cada pá que cicla automaticamente para prevenira formação de gelo.

Um elemento aquecedor no tubo de Pitot previne que a abertura do tubo de Pitot se torne bloqueado pelo gelo. O

elemento aquecedor é conectado ao sistema elétrico da aeronave através de um disjuntor de 5 amperes.





AQUECEDOR DO TUBO DE PITOTAs duas tomadas do tubo de Pitot, localizados no nariz da aeronave, contém elementos de aquecimento para pro-

teger contra o acúmulo de gelo (figura 10.3). As tomadas do tubo de Pitot são aquecidas eletricamente para asse-gurar que a velocidade do ar seja indicada corretamente durante condições de congelamento. O aquecedor dotubo de Pitot é controlado por dois interruptores disjuntores localizado no painel inferior direito do piloto (figura10.3). Os dois interruptores com a inscrição PITOT, uma para a tomada esquerda e a outra para a tomada direitasão chaves de duas posições, com a posição OFF para baixo e a posição ON para cima.

O sistema de aquecimento do tubo de Pitot não deve ser operado no solo, exceto no caso de teste ou por interva-los curtos a fim de remover neve ou gelo no tubo de Pitot. O aquecimento do tubo de Pitot pode ser ligado duran-te a decolagem e pode ser deixado ligado em vôo no caso de condições de congelamento, ou sempre que condi-ções de congelamento forem esperadas. Se durante o vôo em grandes altitudes existir uma redução gradual naindicação da velocidade do ar, o tubo de Pitot pode estar congelando. Se ligando o aquecimento do tubo de Pitota velocidade do ar for restaurada, deixe o aquecimento do tubo de Pitot ligado devido às condições de congela-mento. Como muitos pilotos, é uma prática normal deixar o aquecimento do tubo de Pitot ligado durante todo ovôo em grandes altitudes para prevenir o congelamento do tubo de Pitot.

PALHETA DE AVISO DE ESTOL





A palheta de aviso de estol e seu suporte de fixação (figura 10.4) são providos de um aquecimento para assegurarque ela não congele durante condições de congelamento. O sistema é ativado por um interruptor de duas posi-

ções, localizado à esquerda do interruptor de aquecimento do tubo de Pitot, no painel inferior direito do piloto. Aposição em baixo é OFF, e a posição superior é ON. O conjunto aviso de estol e suporte de fixação é aquecidoatravés do interruptor da bateria, isto é, só é aquecido quando o interruptor da bateria estiver ligado (ON).

Elementos aquecedores protegem a palheta transdutora e o suporte de fixação da formação de gelo. Uma forma-ção de gelo na asa pode mudar ou descolar o fluxo de ar e prevenir o sistema de indicações incorretas em umaindicação intermitente de estol. Lembre-se de que a velocidade de estol sempre aumenta quando o gelo se acu-mula, em qualquer aeronave.

ANTI-GELO DO SISTEMA DE COMBUSTÍVELExistem muitos sistemas anti-gelo para proteger o fluxo de combustível através das linhas de combustível para omotor (figura 10.5). Sem aquecimento, a unidade do combustível pode congelar, diminuir ou cortar o fluxo decombustível para o motor em temperaturas muito frias.

A formação de gelo no sistema de ventilação de combustível é prevenida por uma entrada de ar aquecida eletri-camente em cada asa. O aquecimento da ventilação de combustível é operado pelos interruptores esquerdos e

direito, localizada no grupo ICE PROTECTION localizado no painel inferior direito do piloto. Esses interruptoressempre devem estar ligados sempre que formação de gelo seja encontrada ou esperada.





A proteção de gelo para o FCU é proporcionado por um trocador de calor óleo-combustível, montado na caixa deacessórios do motor. Óleo quente, proveniente do motor, circula por dentro do trocador de calor aquecendo ocombustível por meio de condução. Esse calor derrete as partículas de gelo as quais podem ter se formado nocombustível. Essa operação é automática sempre que os motores estiverem em funcionamento.

A linha pneumática, da linha do FCU do motor para o governador de combustível, é protegida por uma jaquetaaquecida eletricamente. Força elétrica abastece cada aquecedor na linha de ar do FCU por meio de dois interrupto-res, com as inscrições FUEL CONTROL - LEFT - RIGHT, no painel inferior direito do piloto. Os interruptores de-vem estar ligados em todos os vôos, independente das temperaturas. Nenhuma outra ação deverá ser requerida.

LIMPADORES DOS PÁRA-BRISASLimpadores de pára-brisas são montados sob o pára-brisa do piloto e do co-piloto. São duplos e comandados porum mecanismo operado por um único motor elétrico, localizados à frente do painel de instrumentos.

Os comandos dos limpadores de pára-brisas estão localizados no painel de controle de luzes do teto (figura 10.6).Eles proporcionam três posições ao mecanismo do limpador, elas são SLOW, FAST e PARK. Uma posição inter-mediária entre as posições PARK e SLOW serve como a posição OFF. Depois que o controle for girado para aposição PARK, para trazer os limpadores para as suas posições mais acima, molas retornam o controle para aposição OFF. Os limpadores podem ser usados tanto no solo como em vôo, caso necessário. Os limpadores nãodevem ser operados em um pára-brisa seco. O disjuntor do limpador de pára-brisa está localizado no painel dedisjuntor do lado direito do co-piloto, no grupo WEATHER.

ANTI-GELO DO PÁRA-BRISA

Os pára-brisas do piloto e do co-piloto têm circuitos independentes de aquecimento e controle. O interruptor decontrole permite ao piloto selecionar um nível de aquecimento de intensidade alta (HIGH) ou baixa (LOW). Ospára-brisas são compostos de três camadas físicas (figura 10.7):

• A camada interna é um painel de vidro que atua como membro estrutural.• A camada do meio é uma folha de polivinil a que leva os fios aquecedores.• A camada externa é uma camada protetora de vidro protegendo as duas primeiras camadas.

O lado de fora do pára-brisa é tratado como um filme descarregador de estática chamado de NESA.

Força elétrica é usada para aquecer os elementos aquecedores do pára-brisa instalados no vidro. Um controladorcom uma unidade sensora de temperatura mantém a temperatura adequada para as superfícies do pára-brisa.





Os pára-brisas são protegidos contra congelamento por elementos aquecedores elétricos (figura 10.8). Os ele-mentos aquecedores são conectados em blocos de terminais, no canto do vidro, para as ligações elétricas e parao interruptor de controle montado no painel inferior direito.

Um material transparente (óxido stannic) dotado de resistência elétrica elevada é incorporado nas laminações decada pára-brisa, do piloto e do co-piloto. Cada pára-brisa independente tem sua própria conexão elétrica, com

material resistivo e elementos de detecção. O material resistivo é arranjado para fornecer uma superfície prelimi-nar e secundária pré-aquecidas.





Os interruptores PILOT e COPILOT WSHLD ANTI-ICE, no grupoICE PROTECTION, localizado no painel inferior do piloto, é usadopara controlar o aquecimento do pára-brisa (figura 10.9). Têm asseguintes posições:

• NORMAL – Aquecimento normal secundário das áreas se-cundárias dos pára-brisas do piloto e co-piloto.

• HI – Alto aquecimento das áreas primárias dos pára-brisas dopiloto e co-piloto.

• OFF – Não há o pré-aquecimento.

OBS 1.: As áreas preliminares são as áreas menores com aque-cimento mais rápido às mesmas temperaturas do que a posiçãoNORMAL.

OBS 2.: Cada interruptor deve pular um batente antes que possaser movido para a posição HI. Esta característica impede a seleção inadvertida da posição HI ao mover os inter-ruptores da posição NORMAL para a posição OFF.

A temperatura do pára-brisa é controlada automaticamente por um elemento de detecção encaixado em cada pá-ra-brisa, e que controla a temperatura em cada circuito do pára-brisa. Os controladores de temperatura operamentre 90ºF e 110º F, para manter a temperatura média desejada das superfícies de aquecimento do pára-brisa.

Quando for selecionada a posição NORMAL, o controlador automático de temperatura tenta manter a temperaturade pré-aquecimento em aproximadamente 90ºF a 110º F. Faz assim energizando o relé de baixa temperatura comonecessário. Neste modo, o pára-brisa inteiro será aquecido (figura 10.10).





Quando for selecionada a posição HI, o controlador automático de temperatura tenta manter a temperatura depré-aquecimento entre 90ºF a 110ºF. Neste modo, entretanto, o controlador energizará o relé de alta temperatura,

o qual aplica um calor elétrico concentrado nas áreas mais essencial da visão do pára-brisa. Neste modo, os pára-brisas têm uma elevação de temperatura de aproximadamente 2/3 a mais do que sua parcela externa (figura10.11).

O circuito da corrente elétrica de cada sistema é protegido por um disjuntor de 50 ampères situados no armárioelétrico de distribuição dos disjuntores. Os circuitos de controle do calefator do pára-brisa são protegidos comdisjuntores de 5 ampères situados em um painel montado no anteparo dianteiro (adiante à esquerda do painelinferior do piloto).

O calor do pára-brisa pode ser usado a qualquer hora e dentro de algumas combinações. O uso do aquecedor dopára-brisa, entretanto, pode causar erros na bússola magnética por causa do campo elétrico criado pelos elemen-

tos de aquecimento.

No caso de formação de crosta de gelo nos pára-brisas durante condições de alta formação degelo sustentadas, pode ser necessário reduzir a velocidade aerodinâmica a fim manter o pára-brisa longe dessa formação de gelo.

AQUECIMENTO DA ENTRADA DE AR DO MOTOR – TIPO 1Bordas metálicas, ao redor de cada entrada de ar do motor, são aquecidas eletricamente para impedir a formaçãode gelo durante o vôo em climas adversos. As entradas são aquecidas por elementos elétricos, na configuração

original, controlados por dois interruptores HEAT, localizado no painel inferior direito do piloto, com as inscriçõesENG LIP BOT – LEFT – RIGHT.





Força elétrica para cada borda metálica é levada por meio de disjuntores individuais de 25 amperes localizados nopainel dos disjuntores, próximo ao chão.

Quando o interruptor de controle está na posição ligado, um relé completa o circuito para cada borda metálica.Um relé trava o aquecimento elétrico ao longo do degelo do pára-brisa e do degelo da hélice. Como as bordasmetálicas têm uma alta capacidade de aquecimento, um dano pode resultar se não existir um fluxo de ar suficien-te sobre elas. Os relés são aterrados através de micro-interruptores localizados no trem de pouso direito. Com oamortecedor comprimido, o circuito do relé estará aberto, desenergizando o relé e abrindo o circuito das bordasmetálicas.

AQUECIMENTO DA ENTRADA DE AR DO MOTOR – TIPO 2Bordas metálicas, ao redor de cada entrada de ar do motor, são aquecidas pelos gases quentes da exaustão paraimpedir a formação de gelo durante o vôo em climas adversos (figura 10.12).

Um coletor localizado no exaustor de escapamento esquerdo do motor desvia uma pequena parcela dos gasesquentes da exaustão para baixo, forçando para que sigam caminho por um tubo oco localizado nas bordas quecerca a entrada de ar do motor. Os gases são expelidos através de outro tubo localizado no exaustor de escapa-mento direito do motor, onde são liberados para fora junto com os gases de exaustão do motor. O calor sempre

circulará através das bordas metálicas sempre que o motor estiver em funcionamento.

SISTEMA DE SEPARAÇÃO INERCIAL DO MOTORUm sistema de separação inercial é instalado em cada motor a fim de prevenir a ingestão de gelo ou outros obje-tos estranhos, tais como poeira ou areia. Na entrada de ar do motor pode existir um acúmulo de gelo na tela deentrada do motor. Um sistema manual de palhetas (figura 10.13) é ativado por uma alavanca em forma de “T”localizado sob o painel inferior do piloto.

Elas devem ser fechadas (retraídas) durante condições de vôos normais. Em temperaturas acima de +5ºC, as pa-lhetas de separação inercial devem ser colocadas na posição RETRACT, já que será pouco provável que aconteçaa formação de gelo na aeronave.





Quando voando em condições de congelamento, o separador inercial deverá estar na posição EXTEND (figura10.14). As palhetas do separador inercial vão ser posicionadas para criar um efeito Venturi e introduzir um fluxorepentino dentro do motor.

Como as partículas de gelo e gotas de água entram pela entrada de ar do motor, o fluxo de ar com essas partícu-las é acelerado pelo efeito Venturi. A aceleração dessas partículas separa as partículas com inércia maior, queconseqüentemente, são descarregadas para o exterior através de uma porta de desvio.

CONTROLE DAS PALHETAS DE DEGELOAs palhetas de desvio de gelo são estendidas ou retraídas simultaneamente através de um sistema do enlace,conectados a atuadores elétricos. Os atuadores são energizados através dos interruptores ICE PROTECTION, situ-ado no painel inferior esquerdo do piloto (figura 10.15). Os interruptores das ICE VANE estendem os separadoresna posição de funcionamento e retraia-os na posição de repouso, que é usado para todas as operações do vôo

normal.

As palhetas de desvio de gelo sempre devem ser manualmente comandadas pelo piloto quando houver umidadevisível em +5ºC, ou menor. Quando as palhetas de desvio de gelo são prolongadas, dois sinais luminosos verdesse iluminarão. Como o fluxo de ar no motor será mais restrito, haverá uma ligeira redução no torque e um peque-no aumento no ITT. Quando as palhetas de desvio de gelo e as portas do desvio são retraídas, os sinais lumino-sos se apagarão, o torque será restaurado e o ITT voltará para o valor anterior.

As palhetas de desvio de gelo são controladas por interruptores individuais, um para cada motor, localizado nopainel inferior esquerdo do piloto. Os interruptores LEFT ENGINE ANTI-ICE e RIGHT ENGINE ANTI-ICE, tem asposições ON e OFF. Em algumas aeronaves também podem existir as posições STANDBY e MAIN.

Os atuadores têm motores duplos para fornecer um sistema redundante. O interruptor dos atuadores permitem aseleção do motor MAIN ou do motor STANDBY. Esses atuadores são providos de circuitos diferentes e indepen-

dentes mas compartilham do mesmo sistema.





As palhetas de desvio de gelo têm somente duas posições; não há nenhuma posição intermediária. O sistema émonitorado pelos sinais luminosos L ENG ANTI-ICE e R ENG ANTI-ICE e também pelos sinais luminosos L ENGICE FAIL e R ENG ICE FAIL (figura 10.16). A iluminação das luzes amarelas indica que o sistema está atuando.

O sinal luminoso L ENG ICE FAIL ou R ENG ICE FAIL indica que o sistema não está operando na posição desejada.Também indicam a perda de corrente elétrica, visto que a iluminação atrasada indica um atuador inoperante.

O circuito luminoso ENG ICE FAIL compara a posição de interruptor do ANTI-ICE aos micro-interruptores, verifi-cando a palheta de desvio de gelo se está aberta ou fechada. Após 35 segundos de atraso, o sinal luminoso ilumi-nará se a posição do interruptor e os micro-interruptores não estiverem de acordo. Além disso, se a fonte de e-nergia para o sistema do atuador selecionado (MAIN ou STANDBY) for removida, o sinal luminoso ICE VANE FAILse iluminará imediatamente. Em outro evento, o atuador STANDBY deverá ser selecionado.

SISTEMA DE IGNIÇÃO AUTOMÁTICA NO MOTORO sistema de ignição automática no motor proporciona ignição automática ao motor a fim de prevenir a perda depotência do motor devido a uma falha na combustão. Quando armado, o sistema assegura uma ignição extra du-rante as fases de decolagem, pouso, turbulência e penetração de gelo ou condições de precipitação. Se o gelo ouchuva causarem um apagamento no motor, o sistema de auto-ignição irá, automaticamente, reacender o motor.

Os interruptores usados para armar o sistema de auto-ignição estão localizados no painel inferior do piloto, logo aesquerda da coluna de controle (figura 10.17). O sistema é ativado movendo-se os interruptores para a posiçãoARM. Quando o torque do motor estiver acima de 425 Lbs/pés, duas luzes verdes, localizadas imediatamenteabaixo dos interruptores, vão acender e permanecerão acesas enquanto o sistema estiver armado. Cada interrup-tor deve ser levantado acima de um batente antes que ele possa ser comandado para a posição ARM ou para foradesta posição. Esse calço previne um movimento inadvertido para a posição OFF.

Se por alguma razão o torque do motor cair abaixo de 400 Lbs/pés, uma força energiza o ignitor do motor. Comisso, o anunciador IGNITION ON, no painel, vai acender indicando que o sistema de ignição está energizado. Aomesmo tempo, a luz ARM vai se apagar dando uma indicação de que o sistema de ignição está funcionando.Durante a operação no solo, o sistema deve ser desligado para prolongar a vida útil das unidades ignitoras. A au-

to-ignição deve ser ligada para a decolagem, pouso, vôos em condições de gelo, e a noite, em vôos acima de14.000 pés MSL.





SISTEMA DE DEGELO ELÉTRICO DAS HÉLICESDuas configurações existem no King Air para o sistema de aquecimento das hélices. Cada um deles proporciona

BOOTS aquecidos eletricamente para cada pá das hélices, anéis, conjunto de escovas, um temporizador (TIMER),interruptor ON-OFF, e um amperímetro. Entretanto, as diferenças estão nos Boots de aquecimento das pás dashélices, na seqüência do temporizador e no sistema de operação manual (figura 10.18).

Antes do Nº de série LJ-954, exceto LJ-670, LW-1 e seguintes:

Cada Boot das pás das hélices é dividido em um segmento interno e um segmento externo. Quando a chave dis-juntor está ligada, a seqüência é controlada pelo temporizador, controlando os elementos externos direitos, ele-mentos internos direitos, elementos externos esquerdos e elementos internos esquerdos. Força elétrica é aplicadapara os elementos em aproximadamente 30 segundos, cada.

Para monitorar a operação normal do sistema de degelo elétrico na hélice, o amperímetro de degelo, localizado no

painel inferior esquerdo do piloto, deve registrar:King C90A de 14 a 18 amperes, por aproximadamente 30 segundos. Uma leve trepidação e novamente estabi-liza entre 14 e 18 amperes. Um ciclo completo deve precisar de aproximadamente 2 minutos para se completar.

King C90B de 18 a 24 amperes, por aproximadamente 90 segundos. Uma leve trepidação e novamente estabi-liza entre 18 e 24 amperes. Um ciclo completo deve precisar de aproximadamente 3 minutos para se completar.

LJ-670, LJ-954 e seguintes:

Quando o interruptor for ligado, o amperímetro registra a quantidade de corrente (14 a 18 ou 18 a 24 amperes)passando através do sistema. Se a corrente aumentar acima das limitações da chave, um disjuntor integral vaicortar a força para o temporizador do degelador. A corrente flui do temporizador através do conjunto das escovas

para os anéis, onde eles vão distribuir para os Boots degeladores individuais das hélices.





EM QUALQUER CONFIGURAÇÃO, O DEGELADOR DA HÉLICE NÃO DEVE SER OPERADO

QUANDO AS HÉLICES ESTIVEREM PARADAS.AS SEQÜÊNCIAS DE AQUECIMENTO AOS BOOTS, A FIM DE IMPEDIR A FORMAÇÃO DE GELONAS HÉLICES, ESTARÃO EM TOTAL EVIDÊNCIA DURANTE A OPERAÇÃO NORMAL.

O calor produzido pelos elementos aquecedores nos Boots degeladores, permite que o gelo seja removido pelaforça centrífuga das hélices. Força para os Boots degeladores é ciclado em fase de 90 segundos. A primeira fasede 90 segundos aquece todos os Boots degeladores da hélice direita. A segunda fase aquece todos os Boots de-geladores da hélice esquerda. O temporizador degelador completa um ciclo inteiro a cada 3 minutos. Quando otemporizador degelador se move de uma fase para a próxima, uma deflexão momentânea da agulha do amperí-metro da hélice pode ser notada.

LUZES DE GELO DAS ASASLuzes de gelo nas asas são proporcionadas para iluminar o bordo de ataque das asas a fim de determinar a for-mação de gelo em condições de congelamento. As luzes das asas são localizadas no lado externo de cada nacele.O interruptor está localizado no painel inferior direito do piloto no grupo LIGHTS, logo acima do grupo ICE PRO-TECTION (figura 10.19).

As luzes de gelo nas asas podem ser usadas como necessário em vôos à noite a fim de verificar o acúmulo degelo nas asas. As luzes de gelo das asas operam a uma alta temperatura e por isso não devem ser usadas porperíodos prolongados enquanto a aeronave estiver no solo.

PRECAUÇÕES DURANTE CONDIÇÕES DE CONGELAMENTOExistem algumas precauções as quais devem ser tomadas durante certas condições de congelamento ou no in-verno. Uma aeronave precisa de cuidados especiais e inspeções antes da operação em climas frios ou que tenhaum potencial de congelamento. Em adição a inspeção exterior normal, uma atenção especial deve ser tomada emáreas onde o gelo pode acumular.

Os pilotos devem estar familiarizados com o prejuízo potencial que uma fina camada de gelo, aparentemente ino-fensiva, pode causar. Não é a espessura do gelo o problema, e sim sua textura. Uma superfície levemente irregu-lar pode decrescer substancialmente o fluxo de ar adequado sobre as asas e estabilizadores. Nunca subestime osefeitos danosos do gelo. Todo gelo deve ser removido dos bordos de ataque das asas, estabilizadores e hélicesantes de se mover a aeronave.

As superfícies de controles, dobradiças, o pára-brisa, tubos de Pitot, tampas de tanque de combustível e ventila-ções devem ser verificadas se estão livres de gelo. O fluido de degelo deve ser usado quando necessário.





Os drenos de combustível devem ser testados quanto ao fluxo livre. A água no sistema de combustível tem umatendência de condensar mais rapidamente durante os meses de inverno, e se não for checado, grandes quantida-

des de umidade podem acumular nos tanques de combustível.A umidade não é sempre assentada no fundo do tanque de combustível. Ocasionalmente uma camada fina decombustível pode estar abaixo de uma grande massa de água a qual pode enganar o testador. Tenha certeza deque uma amostra de uma boa quantidade de combustível seja drenada.

Também é importante adicionar a quantidade correta de aditivo anti-congelante no combustível. Uma concentra-ção muito grande de aditivo não assegura temperaturas de congelamento do combustível menores, e pode atra-palhar a performance do motor durante o vôo. Consulte a seção de Procedimentos Normais do livro de Operaçãodo Piloto (POH) para determinar a quantidade correta.

Os freios e os contatos dos pneus no solo devem ser checados quanto ao travamento. Nenhum lubrificante a basede óleo contendo solução anti-gelo deve ser usado nos freios. Se os pneus estiverem congelados no solo, use umfluido de degelamento não diluído ou um aquecedor no solo para derreter o gelo ao redor do pneu, então mova aaeronave tão logo os pneus estiverem livres. O aquecimento aplicado aos pneus não deve exceder 160ºF ou 71ºC.

As amarras para as hélices devem ser instaladas para assegurar que não haja dano nos componentes internos domotor que não estão lubrificados quando os motores não estão operando. O giro das hélices também pode seruma fonte de perigo para a tripulação, os passageiros e ao pessoal de suporte no solo. As pás das hélices segurasem suas posições de amarras canalizam a umidade para baixo das pás, passa o cubo das hélices, saindo atravésda pá inferior, dando assim uma maior eficiência do que em qualquer outra posição ou quando deixada sem asamarras. Durante as condições particularmente geladas no solo, os cubos das hélices devem também ser inspe-cionados quanto ao acúmulo de gelo e neve.

Os tubos de Pitot devem sempre ser cobertos enquanto a aeronave estiver descansando. As coberturas devemsomente ser removidas tendo a certeza de que ambos os tubos e drenos estejam livres de gelo ou água. Leiturasfalsas podem ser obtidas se eles estiverem obstruídos.

Durante períodos extensos de taxi ou giro no solo, o sistema de auto-ignição deve ser desligado até um poucoantes da decolagem. Isto vai ajudar a prolongar a vida útil das unidades ignitoras.

Neve ou água gelada diminui a performance da aeronave, tanto na decolagem como no pouso. Durante uma deco-lagem, maior o espaço de corrida será necessário para atingir a velocidade de decolagem necessária, enquantoque no pouso o espaço de corrida é maior devido à efetividade reduzida dos freios.

Somente os degeladores das superfícies (BOOTS) são os degeladores verdadeiros. Os restantes são realmente

anti-congelante e devem ser usados para prevenir a formação de gelo, não para derreter o gelo já presente. Geloacumulado, mesmo para uma aeronave bem equipada, vai diminuir sua performance e modificar os cálculos decombustível e tempo usados nos planos de vôos. Uma velocidade mínima de 140 nós é necessária para prevenira formação de gelo no lado inferior da asa, o qual não pode ser degelado adequadamente.

Devido à distorção dos contornos das asas, a velocidade do ar para Estol deve ser esperada que aumente com ogelo acumulado na aeronave. Por essa mesma razão, os avisos de indicação de Estol não serão corretos e nãodevem ser levados em consideração. Mantenha uma margem confortável da velocidade do ar acima da velocidadedo ar normal para o Estol quando o gelo estiver acumulado na aeronave. Para prevenir o acúmulo de gelo emsuperfícies não protegidas das asas, mantenha um mínimo de 140 nós durante operações em condições onde háa suspeita de congelamento. No caso de congelamento do pára-brisa, pode ser necessária uma redução na velo-

cidade do ar.





Durante o vôo, as palhetas de remoção de gelo no motor (separador inercial) devem ser extendidas e as luzesanunciadoras apropriadas devem ser monitoradas quando:

- Antes da unidade visível é encontrada em OAT +5ºC ou abaixo.- À noite, quando a liberdade de umidade visível não é assegurada e a OAT é +5ºC ou abaixo.

Durante vôos em condições de congelamento, o aquecimento da ventilação de combustível, aquecimento do tubode Pitot, degelador da hélice, aquecedor do pára-brisa e aquecedor de aviso de Estol devem todos estar ligados(ON).





CAPÍTULO 11

SISTEMA DE CONDICIONAMENTO DE AR

INTRODUÇÃOConforto e segurança conveniente aos passa-geiros são itens de fundamental importância,por isso este capítulo vem para ensinar os tri-pulantes sua operação de forma eficaz e dentro

dos limites do sistema.

DESCRIÇÃOEsta seção descreve o sistema ambiental deforma a apresentar uma descrição detalhada dosistema de ar condicionado, sangria de ar, a-quecimento e sistema de ar refrigerado. Cadasistema inclui uma descrição geral, princípiodo funcionamento, controles, e procedimentosde emergência.

SISTEMA DE CONDICIONAMENTO DE ARO sistema de condicionamento de ar refere-se aos dispositivos nos quais se controla o condicionamento do ar, nocaso de pressão. Além de assegurar uma circulação de ar, esse sistema controla a temperatura pela utilização deaquecedores e refrigeradores, conforme necessário.

O sistema de condicionamento de ar consiste na pressurização do ar de sangria, sistemas de aquecimento e res-friamento e seus respectivos controles associados. O sistema de condicionamento de ar no King Air usa ar san-grado do motor da turbina para a pressurização e aquecimento da cabine. O sistema de condicionamento de ar(figura 11.1), comandado pelo sistema elétrico, proporciona ar frio para a cabine da aeronave.

A seção de controle do sistema de condicionamento de ar, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto (Fi-gura 11.2) proporciona um controle manual ou automático desse sistema. Essa seção contém todos os controlesprincipais das funções de condicionamento, tais como:

• Interruptor da válvula de sangria de ar;• Interruptor de controle do ventilador de ar;• Interruptor de temperatura manual para o controle da válvula de controle da temperatura da cabine no troca-

dor de calor ar-ar;• Controle de nível de temperatura da cabine;• Interruptor seletor de modos de temperatura da cabine, para seleção automática de arrefecimento ou aqueci-

mento, manual, automático ou desligado;• Interruptor de controle de aquecimento elétrico.





Os controles manuais (figura 11.2), no painel inferior de instrumentos principais, podem ser utilizados para regu-lar o conforto da cabine de comando quando a cortina de divisão da cabine de comando estiver ou não fechada eo nível de conforto da cabine for satisfatório. São eles:

• Controle de ar do piloto (figura 11.3).• Degelador de ar (figura 11.4).• Controle de ar na cabine (figura 11.5).• Controle de ar do co-piloto (figura 11.6).





Figura 11.3 – Controle de Ar para o Piloto Figura 11.4 – Botões de controle de Degelo

Figura 11.5 – Controle de Ar na Cabine Figura 11.6 – Controle de Ar para o Co-Piloto

A posição totalmente para fora de todos esses controles vai proporcionar o aquecimento máximo da cabine decomando e a posição totalmente para dentro vai proporcionar o aquecimento mínimo da cabine de comando.

O sistema de condicionamento de ar, pressurização e aquecimento operam em conjunto um com o outro ou co-mo sistemas separados, independente, para manter a altitude pressão e a temperatura do ar da cabine. Os com-partimentos ocupados são pressurizados, aquecidos ou resfriados através de arranjos de dutos comuns. A venti-lação pode ser obtida durante um vôo não pressurizado através de uma entrada de ar de impacto localizada no

lado lateral esquerdo do nariz do avião (figura 11.7).





SISTEMA DE VENTILAÇÃO E AR FRESCO NA CABINE

A ventilação e o ar fresco na cabine são fornecidos de duas fontes distintas. A saber:

• Tomada de ar no modo pressurizado.• Tomada de ar no modo não pressurizado.

No modo pressurizado, o sistema de aquecimento do ar externo drenado é misturado com o ar interno da cabine,entrando na cabine do piloto através das tomadas tipo “globo ocular”, localizados no painel dos pilotos (figura11.8) e através da tomada de ar do assoalho (figura 11.9). O volume de ar que entra pela tomada do assoalho é

regulado usando-se o botão de controle de ar da cabine, situado no painel inferior do co-piloto.

Figura 11.8 – Tomada de ar “globo ocular” Figura 11.9 – Tomada de ar do Assoalho

No modo não pressurizado, o ar ambiente é obtido através de uma fenda lateral localizada no lado esquerdo donariz do avião (figura 11.10). Durante a operação pressurizada, um eletroímã, encontrada no interior do compar-timento de instrumentos, força essa fenda lateral para a posição fechada (CLOSED). Durante o modo não pressu-rizado, o ar entra pela entrada de ar lateral esquerda, liberada pelo eletroímã. O ar circula na cabine forçado peloventilador do evaporador, misturando-se com o ar que vem de fora, e é canalizado em torno do aquecedor elétricoe misturado pelo duto da tomada do teto. O ar canalizado é distribuído individualmente a cada membro da cabine(figura 11.11) através de várias tomadas individuais do tipo “globo ocular”, uma unidade para cada indivíduo, noteto da cabine (figura 11.12) e pode ser direcionalmente controlada movendo o soquete do “globo ocular”. A va-zão de ar é regulada torcendo no sentido horário ou anti-horário para abrir ou fechar a tomada.





Figura 11.11 – Ventilação aos Passageiros Figura 11.12 – Ventilação aos pilotos

SISTEMA DE AQUECIMENTO DE AR DRENADOA pressão de ar para a pressurização e aquecimento da cabine de passageiros e dos tripulantes, para operaçãodos instrumentos, movimento dos lemes de direção e as superfície de degelo são obtidos através de ar drenandodo estágio P3 do compressor de cada motor. Quando o ar é comprimido, sua temperatura aumenta. Conseqüen-

temente, o ar drenado extraído da seção P3 do compressor de cada motor, com propósito de pressurização, équente. Este aquecimento é utilizado para o aquecimento da cabine.

O ar de sangria P3 do motor é enviado do motor para a unidade de controle do fluxo, montada na parede de fogo.O ar sangrado de qualquer um dos motores vai manter o ar adequado para pressurização, aquecimento, sistemade degelo e instrumentos, mesmo no caso de um dos motores falharem. O ar sangrado e o ar ambiente da entra-da da carenagem são misturados pela unidade de controle de fluxo, e são direcionados para a parte traseira daparede de fogo, do lado de dentro de cada nacele, e de lá para a seção central frontal da longarina principal.

Quando o interruptor de segurança (micro-interruptor) do trem de pouso esquerdo estiver na posição retraída(posição solo), a válvula de ar ambiente, (figura 11.13) em cada unidade de controle de fluxo, estará fechada.Conseqüentemente, somente ar de sangria é liberado para o duto de ar de sangria do condicionamento de ar,

quando a aeronave estiver no solo. A exclusão do ar ambiente permite um rápido aquecimento da cabine duranteoperações de tempo frio.





Em vôo, a válvula de ar ambiente está aberta, e quando o ar ambiente estiver com temperatura acima de 30ºF,será misturado ao ar de sangria do motor na unidade de controle de fluxo. Durante a operação em tempo quente,o ar de sangria do motor que vai para dentro da cabine, pode ser bloqueado pela colocação do interruptor da vál-vula de ar sangrado, localizado no painel inferior do co-piloto, na posição CLOSED. Fechando as válvulas de arsangrado, previne que o ar de sangria quente entre na área da cabine, maximizando a operação do condiciona-mento de ar.

O calor no ar pode tanto ser retido para aquecimento da cabine como dissipado para resfriamento, quando o arpassa através da seção central da fuselagem. Se a mistura de ar sangrado para o sistema é muito quente, para oconforto da cabine, a válvula de desvio do controle de temperatura da cabine (figura 11.14) direciona algum outodo esse ar através do trocador de calor ar-ar, localizado na seção central da asa.





A posição do abafador na válvula de desvio do controle de temperatura da cabine é determinada pelo posiciona-mento dos controles do grupo ENVIROMMENTAL no painel inferior do co-piloto. Uma entrada de ar no bordo deataque das asas internas leva o ar de impacto para dentro do trocador de calor para a refrigeração do ar sangrado.

Dependendo da posição das válvulas de desvio do controle de temperatura da cabine, um maior ou menor volumede mistura de ar sangrado vai ser jogado através ou ao redor do trocador de calor. A temperatura do ar fluindoatravés do trocador de calor é mais baixa quando o calor é transferido para as aletas de refrigeração, as quais sãoresfriadas pelo fluxo de ar de impacto através das aletas do trocador de calor. Após deixar o trocador de calor, oar de impacto é direcionado através de uma abertura no lado inferior da asa.

O ar de sangria condicionado deixa ambas (direita e esquerda) válvulas de desvio do controle de temperatura dacabine é então direcionado para dentro de um silenciador simples, localizado sob a parte frontal direita da longa-rina principal, a qual assegura uma operação silenciosa do sistema de ar de sangria do condicionamento. A mis-tura de ar é então jogada do silenciador para dentro de um plenum misturador, localizado sob os pés do co-piloto.

Uma partição divide o plenum misturador em duas seções. Uma seção abastece o duto de saída do chão e a outraabastece o duto de saída do teto. Ambas as seções recebem ar recirculado da cabine da ventoinha do ventilador.O ar passa através do evaporador, tal que ele irá ser resfriado se o condicionador de ar estiver operando. No casoda ventoinha do ventilador se tornar inoperante, algum ar vai ser circulado, através de um duto do lado de des-carga do plenum misturador.

O duto de ar de sangria de condicionamento é direcionado para dentro da seçãodo duto do chão do plenum misturador, então vira para trás para descarregar arde sangria do condicionamento em direção à parte traseira da seção do duto dochão do plenum misturador. A frente final de descarga do duto do ar de sangriado condicionamento de ar quente (figura 11.15) é barrado e lançado para o

topo do plenum misturador e é liberado para o duto de aquecimento do pilo-to/co-piloto, o qual é localizado abaixo do painel de instrumentos. Uma saída decada final desse duto é proporcionada para liberar ar quente para o piloto e oco-piloto.

Em cada saída de ar, um amortecedor, controlado mecanicamente, permite queo volume de fluxo de ar seja regulado. O amortecedor do piloto é controladopelo botão PILOT AIR (figura 11.3) localizado no painel inferior esquerdo dopiloto, na borda externa da coluna de controle. O amortecedor do co-piloto écontrolado pelo botão COPILOT AIR (figura 11.6), localizado no painel inferiordireito do co-piloto, na borda externa da coluna de controle. O botão de contro-

le DEFROST AIR (figura 11.4) está localizado no painel inferior direito do piloto, na parte interior da coluna decontrole.

Este botão controla uma válvula na parte da frente do duto de aquecimento do piloto/co-piloto o qual admite arpara os dois dutos que liberam o ar quente para o degelador, localizado logo abaixo do pára-brisa, no topo dopára-sol. Um plenum de ar construído dentro do pára-sol alimenta a fonte de ar para as saídas tipo “globo ocular”do pára-sol do piloto e co-piloto, logo o uso do botão de controle DEFROST AIR também controla o ar para assaídas tipo “globo ocular”.

O restante do ar do duto de ar sangrado do condicionamento é descarregado dentro da seção do duto de saídados rodapés do plenum misturador e misturado com o ar recirculado da cabine. Essa mistura do ar passa através

da válvula de controle de ar da cabine. Essa válvula é controlada pelo botão de controle CABIN AIR (figura 11.5)localizado no painel inferior do co-piloto, abaixo da borda da coluna de controle. Quando esse botão é puxado





para fora, somente uma quantidade mínima de ar vai ser permitida passar através da válvula, aumentando a quan-tidade de ar disponível para as saídas de ar do piloto e do co-piloto, e para o degelador. Quando esse botão é em-purrado totalmente para dentro, a válvula é aberta e o ar do duto vai ser direcionado para os registros de saídados rodapés na cabine.

AQUECEDOR ELÉTRICO

Um aquecimento adicional é disponível a partir de oito elementos aquecedores elétricos (figura 11.16), trabalhan-do a uma taxa de 1.000 watts cada. Os oitos elementos aquecedores elétricos (figura 11.17) são divididos emdois conjuntos com 4 elementos cada. Um desses conjuntos proporciona calor para operação normal em NOR-MAL HEAT e ambos os conjuntos combinados para operação em GROUND MAX HEAT. Também há uma saídamáxima disponível somente na operação solo, em GROUND MAX HEAT e somente quatro elementos são disponí-veis durante o vôo. O sistema elétrico da aeronave é protegido contra sobrecargas por um circuito de trava queprevine o uso do aquecedor elétrico durante a operação do sistema de degelo das hélices ou dos pára-brisas.

O interruptor ELEC HEAT (figura 11.18), localizado no grupo ENVIROMMENTAL no painel inferior do co-piloto,

tem três posições: GND – MAX – NORM – OFF. Esse interruptor é um solenóide seguro na posição GND MAX no





solo e cai para a posição NORM quando o micro-interruptor de segurança do trem de pouso estiver aberto. Istoproporciona um aquecimento máximo elétrico para o aquecimento inicial da cabine.

Se o uso de todos os elementos aquecedores não é necessário para o aquecimento inicial, como na posição GNDMAX, o interruptor pode ser colocado na posição NORM, usando somente 4 elementos. Na posição NORM osquatro elementos aquecedores, suplementa automaticamente o aquecimento do ar sangrado, em conjunto com otermostato da cabine. A posição OFF desliga todos os aquecedores elétricos, deixando somente o ar sangradopara abastecer o aquecimento da cabine.

SISTEMA DE REFRIGERAÇÃOA refrigeração da cabine é proporcionado pelo sistema de refrigeração de ciclo do refrigerante gás-vapor consis-tindo de:

• Um compressor comandado por uma cinta, instalado no nariz do avião.• Um rolo condensador.• Uma ventoinha condensadora.• Um evaporador.• Um receptor-secador.• Uma válvula de expansão. &• Uma válvula de controle de aquecimento da cabine.

O ar é mandado para o rolo condensador, depois ao receptor-secador, depois para a válvula de expansão, apóspara a válvula de controle de aquecimento da cabine, depois para o evaporador, os quais todos estão localizadosno nariz da aeronave (figura 11.19). A taxa de saída da instalação normal no nariz da fuselagem é de 16.000 BTU.

O evaporador utiliza uma válvula de controle de aquecimento a gás-quente da cabine, e é operada por um sole-nóide a fim de prevenir o congelamento. Uma chave térmica de 33ºF no evaporador controla a válvula solenóide.

A ventoinha do ventilador sopra o ar da cabine recirculando através do evaporador, dentro de um plenum de mis-tura, e dentro de ambas as saídas do rodapé e do teto (dutos). Se o modo refrigeração estiver operando, um re-frigerante vai circular através do evaporador e o ar que sair vai passar a ser frio, dessa forma, todo o ar que entrano duto de saída do teto vai sair frio. Esse ar é descarregado através dos bicos de saída do tipo “globo ocular” nacabine de comando e de passageiros. Caba bico é móvel, de tal modo que o fluxo de ar pode ser direcionado co-mo desejado. Quando o bico é r[girado, um abafador abre ou fecha para regular o volume do fluxo de ar.





O ar frio vai entrar no duto de saída do rodapé, proporcionando pressurização para a cabine. Ar sangrado do con-dicionamento mais quente também pode entrar no duto de saída dos rodapés a qualquer hora, bastando que aválvula BLEED AIR esteja na posição OPEN. O ar pressurizado é descarregado nas saídas do teto e já não maisimporta qual o modo de temperatura que está em uso.

Uma ventoinha no condensador, na seção do nariz, leva ar ambiente através do condensador quando o condicio-nador de ar estiver funcionando. O receptor-secador e seu mostrado (figura 11.20) está localizado na parte supe-rior do compartimento do trem de pouso.

A seção de controle do sistema de condicionamento de ar no painel inferior do co-piloto (figura 11.2) proporcionaum controle automático ou manual do sistema. Essa seção contém todos os controles principais de função decondicionamento ambiental:

• Interruptor das válvulas de ar de sangria.• Interruptor de controle de ventoinha do ventilador.• Um interruptor manual de controle da temperatura para controlar a temperatura da cabine nos trocadores de

calor ar-ar.• Controle do nível da temperatura da cabine.• Interruptor seletor da temperatura da cabine para seleção de aquecimento ou resfriamento automático.•

Aquecimento ou resfriamento, manual ou desligado.• Interruptor de controle do aquecimento elétrico.

Quando os controles manuais adicionais no painel inferior dos instrumentos principais podem ser utilizados paraa regulação parcial do conforto na cabine de comando, quando a cortina de partição da cabine de comando esti-ver fechada, o nível de conforto da cabine será satisfatório. Eles são:

• Ar do piloto.• Ar de degelamento.• Ar da cabine.• Ar do co-piloto.

A posição totalmente para fora de todos esses controles vai proporcionar o aquecimento máximo para a cabine decomando, e a posição totalmente para dentro vai proporcionar o aquecimento mínimo para a cabine de comando.





Para vôos em climas quentes, tais como vôos em baixa altitude e curtos no verão, todas as aberturas dos rodapésda cabine e das saídas do teto devem ser totalmente abertos para a refrigeração máxima. Para vôos em climasfrios, tais como vôos em grandes altitudes, vôos à noite e vôos em clima frio, as saídas do teto devem estar todasfechadas e as saídas dos rodapés totalmente abertas para um aquecimento máximo da cabine.

MODO DE CONTROLE AUTOMÁTICOQuando o interruptor seletor CABIN TEMP MODE (figura 11.21), no painel inferior do co-piloto, estiver na posiçãoAUTO, os sistemas de condicionamento de ar e aquecimento funcionam automaticamente. O sistema é conectadoa uma caixa de controle por meio de um circuito ponte de balanceamento. Se a temperatura da cabine tiver Sidoselecionada para mais quente, o controle de temperatura automático modula as válvulas de controle do aqueci-mento da cabine, uma de cada vez, para permitir que ar aquecido seja desviado dos trocadores de calor ar-ar, naseção central da asa. Esse ar de sangria quente é então trazido para dentro da cabine onde ele é misturado com oar recirculado da cabine no duto do rodapé, no chão abaixo do co-piloto. O sistema de controle de temperatura

automático vai então modular as válvulas de controle de aquecimento da cabine para manter a temperatura apro-priada do ar da sangria que entra na cabine.

Figura 11.21 – Interruptor CABIN TEMP MODE Figura 11.22 – Interruptor CABIN TEMP INCR

Quando o controle automático alterna entre o sistema de condicionamento no modo de aquecimento para o modode resfriamento, as válvulas de controle de aquecimento da cabine se movem em direção a posição de refrigera-ção (o ar sangrado passa através do trocador de calor ar-ar). Quando a válvula esquerda alcança a posição total-mente fria, o sistema de condicionamento de ar vai começar o resfriamento. Quando a válvula de controle de a-quecimento da cabine é movida em, aproximadamente, 30º em direção à posição de aquecimento, o sistema de

condicionamento de ar desliga, prevenindo uma reciclagem desnecessária do sistema de condicionamento de ar.No C90 o controle CABIN TEMP INCR (figura 11.22), localizado no painel inferior do co-piloto, proporciona regu-lagem do nível de temperatura quando estiver selecionado o modo AUTO. Uma unidade sensora de temperaturana cabine, em conjunto com o ajuste de controle, inicia um comando de frio e calor para o controlador de tempe-ratura, dependendo das necessidades de condicionamento de ar no vaso de pressão.

MODO DE CONTROLE MANUALQuando o seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição MAN HEAT ou em MAN COOL, a regulagem da tempera-tura é acompanhada manualmente pela colocação momentânea do interruptor MANUAL TEMP (figura 11.23) paraqualquer posição DECR ou INCR, caso desejado. Quando esse interruptor for liberado, ele vai retornar para o cen-

tro (sem mudanças). Movendo-se esse interruptor para as posições DECR ou INCR resulta na modulação dasválvulas de controle de aquecimento da cabine nas linhas de ar sangrado. Permite, aproximadamente, 30 segun-





dos por válvula (1 minuto, tempo total) para a válvula se mover de calor total para a posição frio total e somenteuma válvula se move de cada vez. O movimento dessas válvulas varia com a quantidade de ar sangrado, que émandado através do trocador de calor ar-ar. Conseqüentemente, a temperatura do ar sangrado que entra na cabi-ne vai variar. Esse ar sangrado se mistura com o ar recirculado da cabine (o qual vai ser condicionado se o siste-ma de refrigeração estiver operando) no plenum misturador, e então levado para as entradas de ar dos rodapés.Como resultado, a temperatura da cabine vai variar de acordo com a posição das válvulas de controle de aqueci-mento da cabine, se o ar condicionado estiver ou não em funcionamento.

Quando o seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição MAN COOL, o sistema de condicionamento de ar vaifuncionar, até que se desligue ou quando o evaporador alcançar 33ºF, quando o sensor térmico do ar condiciona-do irá desligar.

Figura 11.23 Figura 11.24 Figura 11.25

CONTROLE DE AR SANGRADO DO MOTOR

O ar sangrado que entra na cabine é controlado por dois interruptores (figura 11.24) com a inscrição BLEED AIRVALVES, posições OPEN e CLOSED. Quando esses interruptores estiverem na posição OPEN, a unidade de con-trole de fluxo e a válvula de ar dos instrumentos pneumáticos estarão abertas. Quando os interruptores estiveremna posição CLOSED, a unidade de controle de fluxo estará fechada e a válvula de ar dos instrumentos pneumáti-cos estará aberta. Para um máximo resfriamento, quando no solo, coloque os interruptores das válvulas de san-gria de ar na posição CLOSED.

CONTROLE DA VENTOINHA DO VENTILADORA ventoinha do ventilador frontal é controlada pelo interruptor do grupo ENVIROMMENTAL (figura 11.25) com ainscrição VENT BLOWER, posições HIGH, LO e AUTO. Quando esses interruptores estiverem na posição AUTO, a

ventoinha do ventilador vai funcionar em baixa velocidade, desde que o seletor CABIN TEMP MODE esteja emqualquer outra posição que não seja a posição OFF. Quando o interruptor VENT BLOWER estiver na posição AUTOe o interruptor seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição OFF, a ventoinha não vai funcionar. A qualquer horaque o interruptor VENT BLOWER estiver na posição LO, a ventoinha do ventilador vai funcionar em baixa veloci-dade, mesmo que o interruptor seletor CABIN TEMP MODE esteja na posição OFF (por exemplo: MANual COOL,MANual HEAT, ou AUTOmatic), com a seguinte exceção:

Em qualquer momento em que o interruptor VENT BLOWER estiver na posição HIGH, a ventoinha do ventiladorvai funcionar em alta velocidade, independentemente da posição do interruptor seletor CABIN TEMP MODE (porexemplo: MAN COOL, MAN HEAT, OFF, ou AUTO).



CAPÍTULO 12 - SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO

INTRODUÇÃO A pressurização é importante na aeronaveporque ele permite que a alt it ude da cabineseja menor que a altitude voada pela aaeronave, levando assim ao decréscimo oueliminação da necessidade de oxigênio su-plementar. Nessa seção o piloto irá apren-der como operar, controlar e descobrir umamá função no sistema.

DESCRIÇÃO

A seção de pressurização deste manual apre-senta a descrição do sistema de pressuriza-

ção. A função de vários componentes maio-res, suas localizações físicas e a operaçãodos controles do sistema de pressurizaçãotambém são discutidas. Quando necessário,referências serão feitas ao sistema decondicionamento de ar e como ele afeta apressurização.

SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO

O sistema de pressurização do King Air C90A/ B (f igura 12.1) foi projetado para proporcionar umacondição ambiental na cabine com oxigênio suficiente para a respiração normal, independente daaltitude de vôo da aeronave, até certo teto determinado. Quando a aeronave sobe, a pressão do arambiente externo diminui em até, aproximadamente, 12.500 pés, onde se pode suportar uma res-piração normal. O sistema de pressurização mantém uma altitude interna na cabine proporcional-mente baixa. A pressão diferencial entre a pressão interna da cabine e a pressão do ar ambienteexterna é medida em lbs/pol².

Como o gráfico de altitude da cabine (figura 12.2) mostra sempre que a altitude da cabine e a alt i-tude da aeronave são iguais, não existe nenhuma pressão dif erencial. Sempre que a pressão da ca-bine for maior que a pressão externa, a pressão diferencial será um número positivo. Se a pressãoda cabine for menor que a pressão do ar ambiente externo, a pressão diferencial é um número ne-

gativo. O diferencial máximo é definido como uma medida de pressão diferencial positiva, maisalta do que a estrutura da aeronave pode suportar por um longo período de tempo.

O King Air C90A/ B, equipado com o motor PT6A-21, mantém um diferencial de 5,0 +/ - 0,1 PSI pro-porcionando uma altitude pressão na cabine de, aproximadamente, 8.500 pés com altitude da ae-ronave a 20.000 pés, e de 12.000 pés com o avião a 30.000 pés. Apesar do vaso de pressão do KingAir ser projetado para suportar um máximo diferencial normal maior que 5,0 +/ - 0,1 PSI, o diferen-cial mínimo permissível é de 0. Isto quer dizer que, a estrutura da aeronave não foi projetada parasuportar um diferencial de pressão negativa.



O sistema de condicionamento de ar e pressurização (figura 12.1) opera em conjunto, um com ooutro ou como sistemas separados, para manter a altitude pressão e temperatura do ar na cabineem valores determinados. Os compartimentos são pressurizados, aquecidos e resfriados através deum sistema de tubulação comum.



“ Vaso de Pressão” signif ica a parte da aeronave proj etada para suport ar pressão diferencial. NoKing Air, o vaso de pressão vai desde a caverna de pressão dianteira, entre a cabine de comando ea seção do nariz até a caverna de pressão traseira, logo atrás do compartimento de bagagem. Orevestimento exterior faz o selo externo.

As janelas foram projetadas para suportar esforço máximo. Todos os cabos, fiações elétricas e tu-bulações que passam através das fronteiras do vaso de pressão são selados para reduzir vazamen-tos.

SISTEMA DE DISTRIBUIÇÃO DE AR

Ar sangrado da seção P3 do compressor de cada motor é utilizado para pressurizar o vaso depressão. Uma unidade de controle de fluxo na nacele de cada motor controla a pressão do arsangrado e mistura o ar ambiente com ele, a fim de proporcionar uma mistura de ar mais frio nafunção de pressurização.

A mistura flui para a válvula de corte de ar sangrado de condicionamento de ar, a qual contém umaválvula solenóide, normalmente fechada.



E ssa solenóide é controlado pela chave com a inscrição BLEED AIR VALVES –LEFT ou RIGHT –OPEN – CL O S E D no controle ENVIRO NM E N T A L (figura 12.3), localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto. A válvula solenóide estará fechada e não haverá ar sangrado que possa entrar na unidade decontrole de fluxo ou na cabine. Quando a B L EED A IR V A L V E estiver na posição O P E N, a válvula sole-nóide estará eletricamente aberta e a mistura de ar fluirá através

da válvula para a unidade de controle de fluxo. É necessário umcontrole elétrico para manter a solenóide com o fluxo aberto.

Se houver uma completa falha elétrica, a solenóide irá para aposição fechada. Não entrará mais ar sangrado no vaso de pressãoe a pressão da cabine irá diminuir gradativamente.

O ar que entra na aeronave flui através do duto de condiciona-mento de ar sangrado (figura 12.1). O ar nesse duto de sangria émisturado com o ar recirculado da cabine (o qual pode ou não serar-condicionado) no plenum misturador; vai através do duto cen-tral para a direção frontal até o duto de aquecimento de ar para

a tripulação, depois é direcionado para o duto de saída no chão.Esse ar pressurizado é então introduzido na cabine através dosistema de condicionamento de ar. Finalmente, o ar sai do vasode pressão através da válvula de saída (figura 12.4), localizada nacaverna de pressão t raseira. Um silenciador nas válvulas de segu-rança (figura 12.5) e de saída assegura uma operação silenciosa.

A mistura de ambas as unidades de controle de fluxo de ar pressurizado é distribuída para o vaso depressão a uma taxa de, aproximadamente, 14 lbs/ min, dependendo da temperatura ambiente e daaltitude pressão. A pressão dentro da cabine e a razão de mudança da pressão da cabine são regu-ladas pela válvula de saída de modulação pneumática (figura 12.6) a qual controla a taxa de ar quepode escapar do vaso de pressão. Uma válvula de segurança (a vácuo) é montada adj acente a essaválvula de modulação pneumática e está localizada na saída da caverna da pressão traseira. Ela éutilizada para três funções:

Proporcionar um alívio de pressão no caso de uma má função da válvula de saída normal.



Permitir a despressurização do vaso de pressão sempre que a chave de pressão da cabine forcolocada na posição DUMP .Manter o vaso de pressão sem pressurização enquanto a aeronave estiver no solo, quando o mi-cro-chave de segurança do trem de pouso esquerdo estiver comprimido.

Uma função de alívio de pressão negativa é também incorporada em ambas às válvulas de seguran-ça de saída de ar. Isto previne que a pressão atmosférica exterior exceda a pressão da cabine emmais que 0,1 PSI durante descidas rápidas, ou se o ar de sangria cessar.

Quando a chave BLEED AIR VALVE, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto, estiver na

posição O P E N , a mistura de ar da unidade de controle de fluxo entra no vaso de pressão. Quando aaeronave est iver no solo, uma válvula solenóide atua uma micro-chave de segurança no trem depouso esquerdo (figura 12.7a e 12.7b).

Cada unidade de controle de fluxo de ar deixa o orifício de entrada de ar ambiente fechado, pe r-

mitindo somente que ar sangrado seja jogado no vaso de pressão.



Na decolagem, a válvula de segurança se fecha abrindo a válvula solenóide de corte de ar ambientena unidade de controle de fluxo de ar da esquerda em, aproximadamente, 6 segundos após a aber-tura da válvula solenóide (na unidade de controle de fluxo direto).

Conseqüentemente, durante a decolagem, são evitados baques excessivos de pressão pelo aumentodo volume do fluxo de ar dentro do vaso de pressão nos estágios.

CONTROLE DE PRESSURIZAÇÃO DA CABINE

Um controlador de pressurização aj ustável na cabine de comando (f igura 12.8) está montado nopedestal. Ele comanda a válvula de saída de fluxo de ar.

Um inst rumento indicador, em escala dupla, está no centro do controlador de pressurização. A es-cala exterior (CABIN ALT) indica a altitude pressão interna da cabine a qual é ajustado para mantero controle da pressurização.

A escala interior (ACFT ALT) indica a máxima altitude pressão externa na qual a aeronave pode vo-ar sem causar variações na altitude pressão interna da cabine ou uma subida acima do valor sele-cionado na escala exterior do mostrador. O valor indicado em cada escala é lido oposto à marca doíndice na posição frontal, no topo do mostrador. Ambas as escalas giram juntas quando for girado obotão seletor de altitude da cabine.

A altitude da cabine é obtida ajustando o controlador para a altitude de cruzeiro desejada, obser-vando a alt it ude da cabine na escala. A alt it ude da cabine pode ser qualquer uma entre -1.000 pésaté +10.000 pés MSL.



O botão seletor de controle da variação da altitude da cabine é inscrito com RA T E – MIN – MAX. Avariação da razão de subida da cabine com a qual a altitude pressão da cabine muda de um valorpara outro valor selecionado é controlada pela rotação do botão seletor de controle de variação, obotão CABIN ALT. A variação de mudança selecionada pode ser de, aproximadamente, 200 até2.000 pés/min. O ajuste normal do botão de variação vai de 10 horas para 1 hora.

A altitude pressão da cabine (escala exterior) e o diferencial da cabine (escala interior) são cont i-nuamente indicados pelo altímetro da cabine o qual é montado acima do pedestal. Imediatamenteà esquerda do altímetro da cabine (figura 12.9) está o indicador de velocidade vertical da cabine -C AB IN CLIMB

(f igura 12.10), o qual cont inuamente indica a razão de subida na qual a alt it ude pres-

são da cabine está mudando.

A chave de pressão (figura 12.11) está localizada à esquerda do controlador de pressurização nopedestal, com a inscrição CABIN PR ESS DUMP –PRESS –T ES T . Quando estiver na posição D U M P (coma alavanca à frente), a válvula de segurança estará na posição aberta, tal que a cabine vai despres-surizar e/ou permanecer despressurizada.

Quando ela estiver na posição PRESS

(centro), a válvula de segurança estará fechada em vôo e a

válvula de saída será controlada pelo controlador de pressurização, tal que a cabine não vai sedespressurizar. Quando a chave estiver na posição TE ST

(atrás), a válvula de segurança será fecha-

da, e a micro-chave de segurança do trem de pouso será desativada, facilitando o teste do sistemade pressurização no solo.

Disjuntores de segurança para o sistema (figura 12.12) estão localiza-

dos abaixo, no painel do lado esquerdo do co-piloto, no cabeçário EN-VIR ON M ENTAL.



1. Indicador de posição dos flapes.

2. Razão de subida e descida da cabine.

3. Altitude da cabine e diferencial de Pressão.

4. Seletor de altitude da cabine.

5. Botão de razão de subida da cab ine.

6. Botão de altitude da cabine.

7. Chave de teste de pressão da cabine.

8. Chave de controle direcional do leme de direção.

9. Chave do compensador do profundor.

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO DURANTE O PRÉ-VÔO

Durante o táxi, o sistema de pressurização pode ser funcionalmente checado usando a chave depressurização da cabine. Com ambas as válvulas de ar sangrado abertas (Bleed em O P E N), ajuste obotão seletor de altitude da cabine de tal modo que o mostrador CABIN ALT

indique uma altitude

de 500 pés abaixo da altitude pressão do campo. Gire o botão seletor de controle da variação RATE

para um lugar indicado entre 9 horas e 12 horas. Mova ambos as manetes de condição para marchalenta alta. Segure a chave de pressurização da cabine na posição TEST

e cheque o indicador de ra-

zão de subida da cabine para uma indicação descendente. Libere a chave de pressão para a posiçãoPRESS

quando a pressurização for confirmada e mova ambas as manetes de condição para suas po-

sições originais.

Antes da decolagem, o botão seletor de alt it ude da cabine (CABIN ALT) deve ser ajustado para quea escala no mostrador do indicador indique uma altitude de, aproximadamente, 500 pés acima daaltitude pressão de cruzeiro planejada no plano de vôo. O botão seletor de controle da razão desubida da cabine (RATE ) pode ser ajustado como desejado, ajustando a marca de índice entre asposições 9 horas e 12 horas, o que vai proporcionar uma variação mais confortável da razão de su-bida da cabine. A chave de pressão da cabine deve ser checada para assegurar se ela se encontrana posição PRESS (no centro).

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO EM VÔO DE SUBIDA

Quando a aeronave estiver subindo, a altitude pressão da cabine sobe a uma razão de variação pré-selecionada até que a cabine alcance a altitude pressão selecionada. O sistema então irá manter aaltitude pressão da cabine no valor selecionado.



Se a aeronave subir para uma altitude maior que o valor determinado na escala CABIN ALT, o dife-rencial de pressão entre a cabine e o ambiente externo vai aumentar até que seja alcançada o a- juste de alívio de pressão da válvula de saída na válvula de segurança.

Qualquer uma ou ambas as válvulas vão ter autoridade sobre o controlador de pressurização da ca-bine dentro de um limite de diferencial de pressão entre a cabine e o ambiente externo para o di-

ferencial de pressão normal de trabalho. Se a altitude pressão interna da cabine alcançar o valorde 10.000 pés (12.500 pés para LJ-1353 e superior), uma chave sensora de pressão vai fechar. Issocausa a iluminação da luz anunciadora amarela ALTITUDE WARN , avisando ao piloto que para essaoperação requer o uso de oxigênio. Durante o vôo de cruzeiro, se o piloto necessitar de uma mu-dança de alt it ude de 1.000 pés ou mais, mova a nova alt it ude para 500 pés acima da nova altitudeno mostrador CABIN ALT.

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO EM VÔO DE DESCIDA

Durante um vôo de descida e em preparação para o pouso, ajuste o seletor da altitude da cabinepara indicar a altitude interna em, aproximadamente, 500 pés acima da altitude pressão do campo

de pouso (tabela abaixo). Ajuste o seletor de controle da razão de descida da cabine como neces-sário, para proporcionar uma razão de descida da cabine mais confort ável em relação à razão dedescida da aeronave de modo que a altitude da aeronave não se iguale com a pressão in terna dacabine até que a altitude interna alcance o valor selecionado, o qual pode acontecer antes da ae-ronave alcançar a altitude pressão interna da cabine.

A função de alívio de pressão negativa modula as agulhas das válvulas de saída e de segurança emdireção a posição totalmente aberta, equalizando a pressão interior e exterior do vaso de pressão.Como a aeronave irá continua a descer abaixo da altitude pressão da cabine pré-selecionada, a ca-bine vai ser despressurizada e vai seguir a variação de descida normal da aeronave para o pouso.

Tabela de ajuste de Controle de pressurização para pouso

Ajuste de Altímetro

Adicionar à elevação do Aeródromo

Ajuste de Altímetro

Adicionar à elevação do Aeródromo

28.00 +2400 29.50 +900 28.10 +2300 29.60 +800 28.20 +2200 29.70 +700 28.30 +2100 29.80 +600 28.40 +2000 29.90 +500 28.50 +1900 30.00 +400 28.60 +1800 30.10 +300

28.70 +1700 30.20 +200 28.80 +1600 30.30 +100 28.90 +1500 30.40 029.00 +1400 30.50 -100 29.10 +1300 30.60 -200 29.20 +1200 30.70 -300 29.30 +1100 30.80 -400 29.40 +1000 30.90 -500



UNIDADE DE CONTROLE DE FLUXO DE AR SANGRADO A unidade de controle de f luxo de ar sangrado, montada em cada nacele no lado frontal da paredede fogo de cada motor, controla o ar sangrado do motor para o uso na pressurização, aquecimentoe ventilação.

A função da unidade de controle de fluxo (figura 12.13) é variar e balancear o fluxo de ar sangradoe ar ambiente para o uso de pressão na cabine. Isso é f eit o por meio de sensores de pressão e tem-peratura e suas válvulas moduladoras.

Quando os interruptores BLEED AIR, no painel inferior esquerdo do co-piloto est iverem na posiçãoO P E N , a válvula solenóide elétrica de corte de ar sangrado entra na unidade. A unidade de controlede fluxo vai então ajustar o fluxo de ar sangrado misturado com ar ambiente dentro do vaso depressão. O ar ambiente entra na unidade controladora de fluxo através de uma válvula moduladora,normalmente aberta, e serve para adicionar massa de ar e algum fluxo de ar sangrado para a refr i-geração.

A válvula de ar ambiente, associada ao sensor de temperatura, também é controlada pela mi cro-chave de segurança do trem de pouso esquerdo. Quando a aeronave está no solo, a válvula é dir e-cionada para cortar a fonte de ar ambiente da válvula de controle de fl uxo. A exclusão do ar ambi-ente permite um rápido aquecimento da cabine durante operação em tempos frios.

Após a decolagem, a liberação da micro-chave de segurança do trem de pouso esquerdo faz comque abra a válvula moduladora de ar ambiente. Elas fazem uso seqüencialmente para prevenir aabertura simultânea das válvulas moduladoras e um surto repentino de pressão na cabine.



O pneumostato (termostato pneumático) proporciona uma entrada de ar a certa temperatura paraa unidade de controle de fluxo, o qual modula a quantidade de ar ambiente que entra na unidadede fluxo. O ar externo e quente abre a válvula moduladora e permite mais ar ambiente para a mis-

tura. O ar frio fecha a válvula até que se feche completamente até uma temperatura pré-determinada. Uma válvula de cheque previne o ar de vazar para fora da entrada de ar ambiente.

Uma cápsula aneróide, localizada perto do atuador de controle de fluxo do ejetor de ar sangrado,tem inf luência na quantidade de ar sangrado que entra na unidade de controle de f luxo. Essa cáp-sula aneróide proporciona informações sentidas pela altitude para a unidade de controle de fluxo,e combinando com a unidade pneumostática, proporciona uma entrada exata de ar sangrado para ovaso de pressão.

A quantidade de fluxo de ar dentro do vaso de pressão é influenciada diretamente pela temperatu-ra e pressão ambiente. Aumentando a temperatura e/ ou a pressão ambiente, vai causar um de-créscimo no fluxo de ar sangrado entrando no vaso de pressão. Uma diminuição em qualquer umdos dois (pressão ou temperatura ambiente) permite mais ar sangrado de entrar na cabine.





CAPÍTULO 14

SISTEMA DE TREM DE POUSO E FREIOSINTRODUÇÃO

Uma compreensão do sistema de trem de pouso vaiajudar ao piloto a manipular os procedimentos de ope-ração normal e de emergência do trem de pouso. Iden-tificar pontos de inspeção e as circunstâncias anor-mais a ser considerados. Também inclui sistema defreios, trazendo uma melhor compreensão ajudando ao

piloto a operar os freios com segurança e com umdesgaste mínimo.DESCRIÇÃO

A seção do sistema de trem de pouso desse manualapresenta uma descrição do sistema de trem de pou-so, controles, suas limitações e emergências, sistemade indicação, extensão do sistema, rodas, correçõesdos freios, freios de estacionamento, sua descrição, inspeção e detalhes.

CONJUNTOS DO TREM DE ATERRAGEMCada conjunto do trem de pouso (principal e de nariz) consiste de um amortecedor, um joelho de torque, umaperna de arrasto, atuadores, roda e pneus, conjunto de freios e um amortecedor de vibrações (shimmy damper).Os conjuntos dos freios são localizados nos conjuntos do trem principal e o amortecedor de vibração (shimmydamper) é montado no conjunto do trem de nariz (figura 14.1 e 14.2).

O amortecedor de vibrações está montado no lado direito do amortecedor do trem de nariz e é um cilindro hidráu-

lico balanceado que manda o fluido através de um orifício para amortecer as vibrações da roda do nariz. Os atua-dores retraem e expandem o trem proporcionando um travamento no trem devido à fricção.





A extremidade superior da perna de arrasto e dois pontos no amortecedor são fixados à estrutura da aeronave.Quando o trem é extendido, os braços de arrasto são componentes rígidos dos conjuntos do trem. O trem depouso incorpora amortecedores de ar/óleo e são abastecidos com ambos os ares comprimido e fluido hidráulico.O peso da aeronave é amortecido pela carga de ar no amortecedor, no toque ao solo, a parte inferior de cada a-mortecedor é forçada para dentro do cilindro superior, isso move o fluido através de um orifício comprimindo acarga de ar e assim absorvendo o choque de pouso a ação do orifício também reduz o choque durante o pouso.

Na decolagem, a parte inferior do amortecedor se extende até que um batente interno seja travado. Um joelho detorque conecta a parte superior a parte inferior do amortecedor, isso permite a compressão e extensão do amor-tecedor, mas resiste a forças rotacionais, dessa forma deixa as rodas alinhadas com o eixo longitudinal da aero-nave. No conjunto do trem de nariz, o joelho de torque também transmite o movimento de direcionamento para aroda do nariz, e o movimento de vibração da roda do nariz para o amortecedor de vibração.

MECANISMOS DAS PORTAS DO COMPARTIMENTO DAS RODAS

As portas do trem de pouso consistem de dois conjuntos de portas para o trem de pouso de nariz e dois conjun-tos de portas para os trens de pouso principais. As portas do trem de pouso são atuadas mecanicamente pelomovimento do trem durante a extensão e recolhimento. São presas nas laterais e são empurradas, por meio demolas, para a posição aberta. Quando o trem é recolhido, um rolete (no lado direito do nariz) engata em um camo(em cada porta) e faz com que as portas se fechem atrás do trem. Na ação reversa, molas abrem as portas quan-do o trem de pouso é extendido.

As portas dos trens principais são presas nas laterais e são conectadas ao conjunto do tubo de torque atuadorlocalizadas na porta do trem de pouso (figura 14.3) com dois elos do tipo empurre/puxe.

O conjunto dos tubos de torques contém um conjunto de suporte de rolete de trava o trem em cima. Quando con-tatados pelo camo da trava em cima, no cilindro do amortecedor do trem principal, gira o tubo de torque parapuxar as portas fechando-as durante o recolhimento do trem de pouso ou empurrando-as na posição aberta du-rante sua extensão.

O movimento do rolete é transmitido através de um mecanismo para fechar as portas. Durante o abaixamento do

trem de pouso, a ação do rolete reverte o movimento do camo para abrir as portas. Quando o camo tiver deixadoo rolete, molas puxam o mecanismo sobre o centro para segurar as portas na posição abertas.





SISTEMA DE DIRECIONAMENTO DA BEQUILHAUm mecanismo ligado direto dos pedais do leme de direção permite o direcionamento da roda do nariz da aero-

nave quando o trem de nariz estiver em baixo. Um elo fixado por molas no sistema absorve as forças aplicadas dealgum dos pedais interconectados até que a roda do nariz esteja rolando.Nesse momento a força da resistência no pedal é menor, e maior movimento no pedal resulta em maior deflexãona roda do nariz. Desde que o movimento do pedal é transmitido por meio de cabos até o mecanismo do leme, adeflexão do leme ocorre quando a força é aplicada nos pedais do leme. Como o trem de pouso de nariz está reco-lhido, algumas dessas forças aplicadas em qualquer dos pedais do leme é absorvida pelos elos acionados pormolas no sistema de direcionamento, só que não haverá movimento da roda do nariz, mas a deflexão do leme dedireção vai ocorrer. A roda de nariz é auto-centrável durante seu recolhimento.

Quando o esforço no pedal do piloto for aumentado pela ação dos freios, na roda principal, a deflexão da roda donariz pode ser consideravelmente aumentada.

TREM DE POUSO HIDRÁULICOO trem de pouso é triciclo, retrátil, controlado eletricamente (figura 14.4) e atuado hidraulicamente. O sistemautiliza as cintas de dobramento, chamadas de “drag legs” ou “pés de arrasto”, e seu fechamento se dá quando otrem se encontra totalmente extendido.





Atuadores individuais no trem de pouso incorporam travas mecânicas internas que serve para travar o trem depouso quando inteiramente prolongada. O trem de pouso é recolhido por pressão hidráulica.

Um motor de 28 volts do tipo engrenagens, localizado no lado dianteiro da longarina principal da seção central,extende e retrai o trem de pouso. O motor incorpora um sistema de freios dinâmicos controlado com chaves limi-tes de “em cima” e “em baixo”, quais em conjunto com o mecanismo de travamento do trem de pouso previneum curso maior que o normal do trem de pouso.

A pressão hidráulica no sistema é fornecida por um bloco de energia hidráulica (figura 14.5). Um reservatóriohidráulico localizado na seção esquerda central da asa fornece o líquido hidráulico ao bloco de comando. O reser-vatório incorpora um dip-stick para fornecer uma verificação visual do nível do fluido.

Uma válvula seletora atuada eletricamente controla o fluxo do líquido hidráulico aos atuadores individuais da en-grenagem. A válvula seletora recebe a corrente elétrica através do interruptor de controle do trem de pouso.

O recolhimento acidental do trem de pouso é impedido através dos interruptores de segurança situados nos trensde aterragem principais.

Eixos de torque dirigem os atuadores dos trens principais, e correntes duplas dirigem o atuador do trem do nariz.Uma embreagem de sobrecarga de fricção atuada por mola na caixa de engrenagens previne danos à estrutura e





aos eixos de torque no caso de má função mecânica. Um disjuntor de 50 amperes localizado no painel de disjun-tores do pedestal protege o sistema de uma sobrecarga elétrica.

Um gancho e pratos de fixação, presos em cada braço de arrasto do trem de pouso principal atua sobre o centrodo braço de arrasto do trem de nariz proporcionando um travamento do trem na posição DOWN. Um parafuso emcada atuador segura o trem na posição UP.

EXTENSÃO E RETRATAÇÃO DO TREM DE POUSOOs trens de pousos de nariz e principais são extendidos e retraídos por um bloco hidráulico em conjunto comseus atuadores hidráulicos (figura 14.6). O bloco hidráulico é situado no centro da seção central. Um atuadorhidráulico é posicionado em cada perna do trem de aterragem.

O bloco de potência (figura 14.7) consiste de uma bomba hidráulica, um motor 28-VDC, um reservatório de flui-dos em duas seções, telas de filtro, uma válvula seletora de quatro vias, um seletor solenóide ascendente, umsensor de fluido hidráulico e um interruptor de pressão. Para a extensão manual o sistema tem uma alavanca ma-nual. O punho da bomba é posicionado no assoalho entre o assento de piloto e o pedestal.

Três linhas hidráulicas (uma para a extensão normal, outra para o recolhimento e a terceira para a extensão daemergência, encontrados no pedestal) são distribuídas aos atuadores do trem de nariz e trem principal. As linhasde extensão normal e as linhas de extensão manuais são conectadas à extremidade superior de cada atuador hi-dráulico. As linhas hidráulicas para o recolhimento são montadas na extremidade mais baixa dos atuadores. Olíquido hidráulico sob pressão (gerada pela bomba do bloco de potência e contida no acumulador) atua nas facesdos pistões dos atuadores (que são unidos as pontas de dobramento), tendo por resultado a extensão ou a reco-

lhimento do trem de aterragem.





Quando os pistões dos atuadores forem posicionados para baixar o trem de pouso, um mecanismo interno noatuador do trem de nariz e a ação central excedente o trem de nariz arrastando e fechamento o conjunto da en-grenagem de nariz para a posição inferior. Nesta posição, o mecanismo de travamento interno no atuador do trem

de nariz atuará no interruptor do atuador para interromper a corrente ao motor da bomba. O motor continuará afuncionar até que todas as três pernas do trem estejam baixadas e travadas. Um conjunto de molas é montado naparte superior de arrasto da engrenagem principal, fornecendo ação positiva de travamento para o trem principal.

Em vôo, com a alavanca de comando do trem de pouso na posição DN, com os movimentos do trem de pousointeiramente na posição inferior, os interruptores são atuados, fazendo com que o relé do trem de pouso inter-rompa a corrente no motor da bomba. Quando a luz vermelha GEAR-IN-TRANSIT se apaga, as três luzes verdesNOSE – L - R se iluminam, e o trem de pouso vai estar na posição baixado e travado.

Um solenóide montado na extremidade do corpo da válvula da bomba é energizado quando a alavanca de coman-do do trem estiver na posição UP, atuando a válvula seletora do trem, permitindo que o líquido hidráulico flua no

sistema. A válvula seletora de trem e a mola na posição inferior mover-se-ão para a posição UP somente quandoenergizada. O atuador do trem de nariz destravará quando 200 a 400 PSI de pressão hidráulica forem aplicadas aoatuador do trem de nariz. O trem de pouso irá retrair somente após o atuador do trem de nariz destravado.

A pressão hidráulica no sistema executa a função de travamento, prendendo o trem de pouso na posição em ci-ma. Quando a pressão hidráulica alcançar aproximadamente 1.850 PSI; o interruptor de pressão da trava farácom que abra o relé do trem de pouso e interrompa a corrente ao motor da bomba. O mesmo interruptor de pres-são fará com que a bomba atue caso a pressão hidráulica caia abaixo de, aproximadamente, 1.600 PSI.

O circuito de controle do trem de pouso é protegido por um disjuntor de 2 ampères situado no Painel inferior in-terno do piloto. A força para o motor da bomba é fornecido através de um relé montado no trem de pouso e deum disjuntor de 60 ampères. Ambos estão situados sob o assoalho da cabine, na seção central da asa. O relé do

motor é energizado pela corrente do disjuntor de 2 ampères e pelo interruptor de fechamento.





SISTEMA INDICADOR DE FLUIDO HIDRÁULICOO sinal luminoso HYD FLUID LOW, localizado no painel de sinais luminosos (figura 14.9), se iluminará sempre

que o nível do fluido hidráulico, no reservatório do bloco do trem de pouso, for baixo. O sinal luminoso é testadopressionando a tecla HYD FLUID SENSOR TEST, localizada no painel inferior do piloto.

Se o anunciador HYD FLD LOW aparecer, uma extensão normal pode ser tentada, mas o piloto deve estar prepa-rado para uma extensão manual do trem de pouso em emergência.

CONTROLES E INDICADORESO motor do trem de pouso é controlado pelo movimento da alavanca de comando do trem de pouso com a inscri-ção LDG GEAR CONT – UP – DN, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto (figura 14.8). A alavanca deveser puxada para fora sobrepondo um calço antes de poder ser movida a qualquer das posições UP ou DN.

Um micro-interruptor de segurança (figura 14.10), localizado na articulação do trem de pouso principal direito,interrompe o circuito de controle quando o amortecedor estiver comprimido. O micro-interruptor também atua





um solenóide o qual move o gancho da trava embaixo na chave LDG GEAR CONT para a posição travada. Essemecanismo previne a alavanca do trem de pouso de ser levantada quando a aeronave está no solo. O gancho datrava em baixo automaticamente destrava quando a aeronave deixa o solo. No caso de uma má função do sole-nóide da trava em baixo ou no circuito do micro-interruptor, o gancho da trava em baixo pode ser liberado pelapressão do botão vermelho DOWN LOCL REL. O botão de liberação está localizado logo a esquerda da chave daalavanca do controle do trem de pouso.

A alavanca de comando do trem nunca deve ser movida para fora da posição DN com a aeronave no solo. Se issoacontecer, a buzina de aviso do trem de pouso irá tocar intermitentemente e as luzes GEAR – IN – TRANSIT vaiacender (só se a bateria estiver em ON), avisando ao piloto para retornar a alavanca para a posição DN. A posiçãodo trem de pouso é indicada por um conjunto de três luzes individuais localizados no painel inferior do piloto.

INDICAÇÃO DE POSIÇÃO DO TREM DE POUSOA posição do trem de pouso é indicada por um conjunto de três luzes em uma única unidade situada no painelinferior do piloto (figura 14.11). A unidade tem um transmissor marcado como NOSE – L - R. Bulbos luminosospara cada segmento, quando iluminados, indicam que o trem está baixado e travado. A ausência de iluminaçãopode indicar uma indicação insegura do trem de pouso (figura 14.12). O indicador de posição verde pode serchecado empurrando as luzes individualmente.





Duas luzes em um circuito paralelo (vermelhas), localizadas na alavanca do trem de pouso ilumina-se para mos-trar que o trem está em trânsito ou destravado (figura 14.13). O trem de pouso em cima (UP), é indicado quandoa luz vermelha se apaga. As luzes vermelhas na alavanca também se acendem quando a buzina de aviso do tremde pouso está atuando.

As luzes de controle vermelhas podem ser checadas pressionando-se o botão HOL LT TEST (figura 14.14), locali-zado adjacente à alavanca do trem de pouso.

Cada chave de posição em cima, normalmente fechada, está localizada na parte superior de seu respectivo com-partilhamento da roda. Quando o trem está na posição totalmente recolhido, cada amortecedor atua em sua res-pectiva chave para cortar o circuito das luzes em trânsito ou no solo. Tão logo o trem se move da posição emcima, para acender as luzes em trânsito, proporcionando um caminho para baixo através da chave na posição embaixo. As luzes em trânsito vão se apagar quando o braço de arrasto, em cada trem de pouso, passa sobre o cen-tro para atuar sua respectiva chave de posição em baixo para contatos momentâneos. Nessa posição, a chavecorta o circuito das luzes GEAR – IN – TRANSIT e completa o caminho para DN, com as luzes na posição em bai-xo. A chave de posição em baixo, em cada trem, também funciona como uma chave de aviso do sistema.

Obs.: As luzes do trem de pouso em trânsito (GEAR – IN – TRANSIT) indicam uma ou todas as seguintes condi-

ções:





a. A alavanca do trem de pouso está na posição em cima (UP) e a aeronave está no solo com o peso sobre otrem de pouso.

b. Uma ou ambas as alavancas de potência estão retardadas abaixo de aproximadamente 79 +/- 2% de N1 e umou mais trens de pouso não estão abaixados e travados. A buzina de aviso vai soar.

c. Algum ou todos os trens de pouso não estão na posição totalmente recolhido ou na posição DN.d. A buzina de aviso foi silenciada e não vai operar com os motores abaixo de 79 +/- 2% de N1.e. Os flapes foram colocados na posição APPROACH (36% ou mais) com o trem de pouso na posição UP (LJ-

609 e seguintes, LW-74 e seguintes).

Logo, a função das luzes de trem de pouso em transito (GEAR – IN – TRANSIT) é indicar que o trem está emtransito. A posição do trem de pouso não é aquela da alavanca ou se a buzina de aviso do trem de pouso foi silen-ciada e não rearmada. As luzes permanecem acesas mesmo quando a buzina for silenciada.

O indicador UP, DN e o silenciador da buzina de aviso são completamente independentes. Uma má função em

qualquer um dos sistemas provavelmente vai deixar os outros dois sistemas inafetados.SISTEMA DE BUZINA DE AVISO DE TREM DE POUSO

O sistema de aviso de trem de pouso é proporcionado para avisar ao piloto que o trem de pouso não está em bai-xo e travado durante regimes de vôos específicos. No LJ-609 e seguintes e LW-74 e seguintes, vários modos deaviso são resultantes deste aviso, dependendo da posição dos flapes.

Com flapes na posição UP ou APPROACH e uma ou ambas as manetes de potência recuadas abaixo de 79% N1, abuzina de aviso vai soar intermitentemente e as luzes da alavanca do trem de pouso vão acender. A buzina podeser silenciada pressionando o botão WARN HORN SILENCE, adjacente a chave da alavanca LDG GEAR CONT. Asluzes na chave da alavanca LDG GEAR CONT não podem ser canceladas. O sistema de aviso de trem de pouso vai

rearmar se as manetes de potência forem avançadas suficientemente acima de 79% de N1.Com flapes na posição APPROACH, a buzina de alarme e as luzes da alavanca do trem de pouso vão acender,independentemente da posição das manetes de potência, e também não podem ser silenciadas.

OPERAÇÃO DA BUZINA DE AVISO DO TREM DE POUSOPosição do Trem Flapes Potência / N1 Buzina Modo de Silenciar

Em cima (UP) Em cima (UP) Maior que 77 a 81% Não Não aplicávelEm cima (UP) Em cima (UP) Menor que 77 a 81% Sim Botão SilenciadorEm cima (UP) APPROACH Menor que 77 a 81% Sim Botão SilenciadorEm cima (UP) APPROACH ou mais Qualquer Sim Abaixar o trem

EXTENSÃO MANUAL DO TREM DE POUSOA extensão do trem de pouso manualmente (figura 14.15) é proporcionada através de um sistema comandadopor correntes operado manualmente, totalmente separado. Puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado nopainel inferior esquerdo do co-piloto, e tenha certeza de que o interruptor da alavanca do trem de pouso está naposição DN antes de extender o trem manualmente.

Puxe a alavanca EMERGENCY ENGAGE, localizado no chão, e gire no sentido horário, travando nessa posição.Quando a alavanca EMERGENCY ENGAGE for puxada para cima, o motor de comando do trem de pouso é meca-nicamente desconectado do sistema, e o sistema de emergência é travado na caixa de engrenagens. Quando odiretor de emergência for travado, a corrente é dirigida por uma catraca de ação contínua, a qual é ativada pelo

bombeamento da alavanca adjacente à alavanca do sistema de emergência.





Para acoplar o sistema, puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado abaixo e a esquerda do punho decomando do trem de pouso, no painel inferior do piloto (figura 14.16), assegurando-se que o punho já esteja na

posição DN.

Remova o grampo de fixação do punho da bomba de emergência, e bombeie o punho para acima e para baixo atéque as luzes de indicação do trem de pouso NOSE – L - R se iluminem. Após, coloque o punho totalmente na po-sição inferior e fixe o grampo de retenção.

PARE DE BOMBEAR QUANDO AS 3 LUZES NOSE – L - R ACENDEREM. UMA MOVIMENTAÇÃO

DA ALAVANCA APÓS ISSO PODERÁ DANIFICAR O MECANISMO DE ACIONAMENTO E PRE-VENIR UMA SUBSEQUENTE RECOLHIMENTO DO TREM ELETRICAMENTE.

SE POR ALGUMA RAZÃO, AS LUZES VERDES NOSE – L - R NÃO SE ILUMINAREM, NO CASODE UMA FALHA ELÉTRICA, CONTINUE BOMBEANDO ATÉ QUE UMA RESISTÊNCIA SUFICIEN-TE SEJA SENTIDA PARA ASSEGURAR QUE O TREM DE POUSO ESTEJA EM BAIXO E TRAVA-DO, MESMO QUE ATRAVÉS DESSE PROCEDIMENTO POSSA CAUSAR UM DANO NO MECA-NISMO DE DIREÇÃO.

Após uma extensão de emergência do trem de pouso, não coloque a alavanca da bomba na posição de recolhi-mento; não mova qualquer controle do trem de pouso ou recoloque qualquer interruptor ou disjuntor em seu lu-





gar de origem, até que a aeronave esteja sobre macacos, desde que a falha possa ter sido no circuito do trem emcima, e o trem poderia retrair no solo. O trem de pouso não pode ser recolhido manualmente.

Após uma prática de extensão manual, o trem de pouso pode ser retraído eletricamente. Gire a alavanca EMER-GENCY ENGAGE no sentido anti-horário e empurre-a para baixo. Recolha a alavanca de extensão, empurre o dis-juntor LANDING GEAR RELAY, localizado no painel inferior do co-piloto, e retraia o trem de pouso de maneiranormal, com a alavanca.

DIAGRAMA ESQUEMÁTICO DO SISTEMA HIDRÁULICOOs diagramas esquemáticos hidráulicos do trem de pouso mostrados são para o trem extendido, trem recolhido,extensão de emergência (bomba manual) e recolhimento no modo de manutenção. Força estará disponível aoscontatos dos relés do trem de pouso.

Quando o relé está aberto, a força vem de baixo do disjuntor de controle do trem, com interruptor de 2 ampères,do conjunto de controle do trem de aterragem e sobre três interruptores de abaixamento. Cada trem está baixadoe travado, assim como estes três interruptores fazem parte do circuito de passagens abertas através deles. Esta éuma condição estática do sistema após uma extensão normal do trem de pouso.

RECOLHIMENTO DO TREM DE POUSOQuando o avião está no ar, o piloto seleciona GEAR UP (figura 14.17). Circuitos são formados do interruptor sele-tor do trem para a chave de pressão da trava em cima. O interruptor de pressão é fechado nesse momento, entãoo circuito será completo, nesse momento para o interruptor principal do trem em cima e para o relé de força re-mota do trem de pouso. Esse relé agora fecha e proporciona o circuito de força para o motor da bomba hidráuli-ca. Voltando para o interruptor de pressão, um circuito é formado para o solenóide de cima da válvula seletorahidráulica. Força para esse solenóide vai proporcionar ao corpo da válvula seletora o direcionamento do fluido

hidráulico em direção apropriada ao recolhimento do trem de pouso.Depois de aproximadamente 6 segundos, o ciclo de recolhimento estará completo. Somente quando o trem depouso alcança o curso máximo em cima, cada atuador é parado fisicamente. A pressão nas linhas de recolhimen-to cresce rapidamente até a pressão alcançar aproximadamente 1.850 PSI. O interruptor de pressão da trava emcima abre nesse momento, quebrando o circuito de força para o motor da bomba, e parando a bomba hidráulica.Esse interruptor de pressão vai fechar periodicamente quando a pressão cai a aproximadamente 1.600 PSI, devi-do a um vazamento normal do sistema, e re-energiza a bomba para restaurar a pressão necessária para travar otrem em cima. Conseqüentemente, quando o trem de pouso for recolhido, a pressão será mantida entre aproxi-madamente 1.600 e 1.850 PSI para manter o trem de pouso em sua posição recolhida.

Um acumulador pré-carregado com 800 PSI, localizado no interior da nacele da asa esquerda, é projetado paraajudar a manter a pressão do sistema no modo trem em cima.

EXTENSÃO DO TREM DE POUSO

Para a extensão normal do trem de pouso, o piloto seleciona GEAR DOWN (figura 14.18). Um circuito é formadono conjunto de controle do trem de pouso através de qualquer uma dos interruptores dos atuadores em baixo,voltando através do conjunto de controle do trem de pouso, a válvula de serviço, e finalmente para o relé de forçaremota do trem de pouso. O relé de força fecha e proporciona um circuito de força ao motor da bomba. A válvulaseletora necessita de força no caso de um recolhimento do trem de pouso. Desde que ele não está sendo energi-zado, o trem de pouso vai se extender. Então, o fluido abaixo da pressão da bomba é jogado através do corpo da

válvula seletora na direção apropriada para extender o trem de pouso.





O trem de pouso vem para baixo sob pressão do fluído até que cada interruptor do trem principal de trava embaixo e o interruptor de trava em baixo do atuador do trem de nariz seja despressionado. Quando todos os trêstrens de pousos estiverem em baixo e travado, o circuito de controle para o motor da bomba é quebrado, e abomba é parada. Observe que nenhum interruptor de pressão está envolvido. Conseqüentemente, não existiránenhuma pressão de trava em baixo a ser mantida. As travas mecânicas em baixo, em cada braço de arrasto dotrem principal e uma trava mecânica interna no atuador do trem de nariz previne o recolhimento do trem.





EXTENSÃO MANUAL DO TREM DE POUSO

Uma alavanca da bomba manual, com a inscrição LANDING GEAR ALTERNATE EXTENSION, está localizada nochão entre o assento do piloto, no pedestal. A bomba está localizada abaixo, no chão, abaixo da alavanca, e é u-sada quando a extensão da emergência do trem for necessária.

Para engatar o sistema, puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado abaixo e a esquerda do interruptor daalavanca LDG GEAR CONT, no painel inferior do piloto, e assegure que o interruptor da alavanca LDG GEAR CONTestá na posição DN (figura 14.19). Remova a alavanca da bomba do clip de segurança e bombeie para cima e parabaixo até que as luzes indicadoras de trem em baixo NOSE - L - R se acendam. Uma grande resistência é sentida.Coloque a alavanca na posição toda para baixo e fixe o clip de retenção.





SE POR ALGUMA RAZÃO, O INDICADOR DE TREM EM BAIXO NOSE – L – R NÃO SE ACEN-DER (NO CASO DE FALHA ELÉTRICA), CONTINUE BOMBEANDO ATÉ QUE A RESISTÊNCIASUFICIENTE SEJA SENTIDA PARA ASSEGURAR QUE O TREM ESTÁ EM BAIXO E TRAVADO.APÓS A EXTENSÃO DO TREM DE POUSO EM EMERGÊNCIA TENHA SIDO FEITA E A ALAVAN-CA DA BOMBA COLOCADA NO CLIP DE SEGURANÇA, NÃO MOVA QUALQUER OUTRO CON-TROLE DO TREM DE POUSO, OU RECOLOQUE QUALQUER INTERRUPTOR OU DISJUNTORATÉ QUE A AERONAVE ESTEJA SOBRE MACACOS E A CAUSA DA MÁ-FUNÇÃO TENHA SIDODETERMINADA E SANADA. A FALHA PODE SER NO CISCUITO DO TREM EM CIMA E O TREMDE POUSO PODE RETRAIR NO SOLO.

Obs.: O trem de pouso não pode ser recolhido manualmente.





Após uma prática de extensão manual do trem de pouso, o trem pode ser recolhido hidraulicamente empurrandoo disjuntor LANDING GEAR RELAY para dentro e movendo o interruptor da alavanca LDG GEAR CONT para a po-sição em cima (UP).

Se uma extensão alternada do trem de pouso se torna necessária, não há nenhum limite à quantidade de ciclosque a engrenagem hidráulica pode ser bombeada. Durante uma falha elétrica completa ou parcial, as luzes dotrem de pouso em baixo, luzes de trânsito e os avisos de advertência de trem em trânsito, podem não operar. Ummétodo positivo para certificar que o trem de pouso esteja em baixo é com a resistência ao bombear o punho deextensão. Quando todas as três pernas do trem estiverem em baixo, a pressão hidráulica estará acumulada atéque a válvula de escape de pressão abra, aliviando a pressão acumulada pelo punho. Isto pode ser sentido pelopiloto como uma grande resistência ao bombear.

RECOLHIMENTO E MANUTENÇÃO DO TREM DE POUSO

Uma válvula do serviço (figura 14.20), localizada à frente do conjunto do bloco do motor, pode ser usada em con-junto com a bomba manual de recolhimento do trem de pouso para manutenções. Com o avião alimentado pela





fonte externa, solte o retentor articulado e levante-o no botão vermelho localizado sobre a válvula do serviço. Abomba manual pode então ser usada para levantar o trem de pouso para a posição desejada. Depois que a manu-tenção exigida for executada, abaixe o botão vermelho, e use a bomba manual para baixar o trem de pouso. Essaválvula não é acessível ao piloto.

SE O BOTÃO VERMELHO DA VÁLVULA DE SERVIÇO ESTIVER ABAIXADO QUANDO O TREMDE POUSO ESTIVER RECOLHIDO, A CORRENTE ELÉTRICA ESTIVER EM ON E O PUNHO DECONTROLE DO TREM DE POUSO ESTIVER NA POSIÇÃO INFERIOR (DN), O TREM DE POUSOBAIXARÁ IMEDIATAMENTE.

Um reservatório de fluido hidráulico, localizado somente na nacele esquerda na parte dianteira, contém um con-junto de tampão e bocal facilmente acessível para facilitar a manutenção e verificação do nível fluido do sistema.Uma sonda na parte superior do reservatório hidráulico atua como um respiradouro.

PNEUSA roda do trem de pouso de nariz é equipada com pneu inflável, sem câmera, do tipo 6,50 x 10, com 6 camadas.Cada roda do trem principal é equipada com pneu inflável, sem câmara, do tipo 8,50 x 10, com 8 camadas. Paraaumentar a vida útil de serviço de um pneu de 10 camadas pode ser instalado desde que seja 8,50 x 10. Cheque olivro de Operação dos Pilotos quanto à pressão correta dos pneus.

AMORTECEDORESOs amortecedores devem sempre ser inflados adequadamente. Não infle acima nem abaixo do normal, e nuncareboque ou faça taxi quando qualquer dos amortecedores estiver sem pressão. A inflação correta é de aproxima-

damente 3 polegadas para o amortecedor principal e de 3,9 a 3,5 polegadas para o amortecedor do nariz.LIMITES DE OPERAÇÃO DO TREM DE POUSO

VELOCIDADE DO AR KIAS PROCEDIMENTOOperação máxima do trem de pouso (VLO):

Extensão:Recolhimento:

182 (C90A)163 (C90A)

Não estenda ou recolha o trem depouso acima dessas velocidades

Extensão máxima do trem de pouso (VLE): 182 Não exceda essa velocidade com otrem de pouso extendido.

SISTEMA DE FREIOS DAS RODAS DO KING AIR

Os freios do King Air e servos são um sistema de freios hidráulicos não assistidos. As rodas do trem de pousoprincipal são equipadas com freios hidráulicos duplos do tipo multi-disco. Esses freios são atuados por pressãodos dedos dos pés, nos pedais, ou do piloto ou do co-piloto. A depressão de qualquer conjunto de pedais com-prime a haste do pistão no cilindro máster fixada em cada pedal. A pressão hidráulica resultante do movimentodos pistões nos cilindros másteres é transmitida através de mangueiras flexíveis e tubos de alumínio fixados paraos conjuntos de freios de disco nas rodas do trem de pouso principal. A pressão força os pistões do freio na rodapara pressionar um com o outro nas pastilhas e nos discos do conjunto de freios.

Como em qualquer aeronave, a tração apropriada e controle do freio não podem ser esperados ater que o trem depouso esteja carregando o peso total da aeronave. Use um extremo quando freando para prevenir bloqueio, e as-

sim, seções de desgastes nos pneus causados por esse bloqueio. A frenagem deve ser suave e constante durantetodo o caminho para o final da rolagem no solo.





SISTEMA DE FREIOS DE SÉRIEOs freios são equipados com uma válvula lançadora adjacente a cada conjunto de pedal (figura 14.21). Cada pedal

do leme é fixado em seu próprio cilindro mestre. A válvula piloto do cilindro mestre permite mudanças da açãodos freios para reservar qualquer ajuste dos pedais para executar a ação de travamento.

As linhas hidráulicas dos cilindros mestres do piloto e do co-piloto são interconectadas por uma válvula lançadoraem linha. O sistema tem a pressão de frenagem aplicada para reter o controle, pois a válvula lançadora bloqueia ooutro sistema. Os pedais direito do piloto e do co-piloto controlam o freio do trem de pouso principal direito. Si-milarmente, os pedais esquerdos do piloto e do co-piloto controlam o freio do trem de pouso principal esquerdo.Esse arranjo permite uma frenagem diferenciada para táxi e manobras no solo.

FREIOS DE ESTACIONAMENTOO freio de estacionamento utiliza os freios regulares e um conjunto de válvulas (figura 14.22). Válvulas duplas de

freio de estacionamento são instaladas adjacentes aos pedais do leme de direção entre os cilindros mestre dos





pedais do piloto e os freios das rodas. As duas válvulas do tipo alavanca são localizadas logo abaixo do compar-timento de vôo, em baixo do piso do corredor central.

Um cabo empurre/puxe das alavancas de controle da válvula corre para o painel inferior esquerdo do piloto, ter-minando com um botão. O botão de controle das válvulas de freio de estacionamento, com a inscrição PARKINGBRAKE – PULL ON está no canto superior esquerdo do painel inferior esquerdo do piloto.

Para selecionar o freio de estacionamento use os pedais de freio para aumentar a pressão no sistema de freios,então desaperte o botão no centro de controle do freio de estacionamento e puxe a alavanca de controle para trásem ON. Esse procedimento fecha ambas as válvulas do freio de estacionamento simultaneamente. As válvulas defreio de estacionamento devem reter a pressão previamente bombeando dentro do sistema.

O freio de estacionamento pode ser liberado do lado do piloto quando os pedais de freios são descomprimidos,

para equalizar a pressão em ambos os lados da válvula, e a alavanca PARKING BREAK é empurrada para dentro, afim de permitir que a válvula de freio de estacionamento se abra.





Para prevenir danos no sistema de freios de estacionamento, pneus e trem de pouso, o freio de estacionamentodeve ser deixado solto, com calços nas rodas ou amarras instaladas nos pneus, caso o avião necessite ficar esta-cionado, pois o avião bem pode ser movido por pessoas em terra na ausência do piloto. Mudanças de temperatu-ra ambiente também podem expandir ou contrair o fluido hidráulico do freio causando pressão excessiva ou alíviode pressão nos freios.

SERVIÇOS NO SISTEMA DE FREIOS

O líquido de freio é fornecido aos cilindros mestres direto de um reservatório acessível através da porta de com-partimento da aviônicos do nariz, LJ-1531 e antes. Nos modelos LJ-1531 e subseqüente à porta foi substituídapor um painel de acesso (figura 14.23). O freio o reservatório fluido ficado situado no canto superior do lado es-querdo do compartimento de aviônicos do nariz.

Os serviços no sistema são limitados primariamente para manter o nível de fluido hidráulico no reservatório. Umavareta medidora serve para a medição do nível de óleo. Quando o nível no reservatório está baixo, adicione umaquantidade suficiente de MIL-H-5606 (fluido hidráulico) para encher o reservatório até a marca de cheio, na vare-ta. Cheque todas as conexões do trem de pouso quanto a sinais de vazamentos e corrija caso necessário. Nãocheque o sistema enquanto o freio de estacionamento estiver entendido.

Os freios normalmente usados nessa aeronave são equipados com ajustadores de freios automáticos. Os ajusta-dores de freios automáticos reduzem o arrasto do freio, permitindo assim uma rolagem sem obstrução. Aerona-ves com ajustadores automáticos tendem a exibir um pedal mais macio e uma quantidade de acionamento dopedal mais longa.

LIMITES DE DESGASTE DOS FREIOS

O ajuste das pastilhas de freio é automático, eliminando assim a necessidade de ajustes periódicos por folgas.Cheque o desgaste dos freios periodicamente para assegurar que a dimensão “A”, na ilustração de desgaste defreio (figura 14.24). Não alcance os limites mínimos como escritos no POH. Quando as pastilhas alcançarem es-ses limites, veja em “Referência”, na parte de Instrução de Manutenção e Serviços da BEECHCRAFT para as rodas

e freios. O freio de estacionamento deve ser ajustado (pressão nos freios) antes que isso possa ser feito.





OPERAÇÃO EM CLIMA FRIOQuando for operar em locais com clima frio, cheque os freios e o contato do pneu no solo quanto a travamentodevido ao congelamento. Soluções anti-congelantes podem ser usadas nos freios ou pneus se ocorrer congela-mento. Nenhuma solução anti-gelo a qual contenha lubrificantes, tais como óleo, devem ser usadas nos freios.

Quando possível, o táxi em neve profunda ou lama deve ser evitado. Sob essas condições, a neve ou a lama po-dem forçar o conjunto de freios. Deixe os flapes recolhidos durante o táxi para evitar a ingestão de neve ou lamadentro do mecanismo dos flapes e minimizar os danos na superfície dos mesmos.





CAPÍTULO 15

SISTEMA DE CONTROLES DE VÔOINTRODUÇÃO

A familiarização com a operação e os limites de sistema de fla-pes é necessária para conhecer melhor o desempenho durantedecolagens, aproximações e pousos. Este capítulo identifica edescreve a ação dos flapes para que o piloto possa compreen-der sua operação, controles e limites, descrição básica sobre osistema de controle do leme de direção, como funciona e comoo sistema reage em situações de vôo monomotor, ajudando o

piloto fazer um melhor uso de suas vantagens.

DESCRIÇÃO]

Este capítulo apresenta uma descrição e um exame do sistemade flapes, seus controles e limites que são considerados comreferência as operações como descritas no livro de “Operaçõesdo Piloto”.

SISTEMA DE FLAPESOs flapes são do tipo Fowler e são

formados pelo conjunto de dois pai-néis em cada asa. São comandadospor um motor elétrico através de umacaixa de engrenagens montada sobreo lado dianteiro da longarina traseira(figura 15.1). O motor incorpora umsistema de freios dinâmicos atravésdo uso de dois ajustes no motor. Estesistema ajuda a prevenir um movi-mento anormal dos flapes (assimetri-

a). A caixa de engrenagens comandaquatro eixos diretores flexíveis, cadaum é conectado a um atuador tipoparafuso em cada flape.

Os flapes são operados por um con-trole manual localizado no pedestal,logo abaixo das manetes de condiçãode combustível (figura 15.2). O cursodos flapes vai de 0% (UP) até 100%(DOWN), é indicada em 20, APPRO-

ACH, 40, 60, 80 e DOWN em porcentagem de curso em um indicador elétrico no topo do pedestal (figura 15.3).





O controle da flape tem um sensor de posição quando for selecionado 30% (15º) - APPROACH. A deflexão totaldos flapes é de, aproximadamente 43º. O indicador é operado por um potenciômetro dirigido pelo flape internadireito. As chaves de limite das posições do flape são dirigidas pelo flape interna direito.

OPERAÇÃO DOS FLAPES NO KING C90AOs flapes são selecionáveis em 3 posições: UP, APPROACH (15º) e DOWN (43º). Se uma arremetida for iniciadacom as flapes totalmente retraído (DOWN), seu recolhimento para a posição APPROACH ou à posição UP podeser realizada com uma única seleção de posição no interruptor do flape.

Da posição UP para a posição APPROACH, os flapes não podem parar em nenhum ponto intermediário. Entre

APPROACH e DOWN, os flapes podem parar como desejado pelo movimento da alavanca para a posição DOWNaté que os flapes tenham movido para a posição desejada, então mova a alavanca de volta para APPROACH.

Do mesmo modo, os flapes podem ser movidos para qualquer posição entre DOWN e APPROACH pela elevaçãoda alavanca para UP até que o ajuste desejado seja alcançado, depois volte à alavanca para APPROACH. O calçoda posição APPROACH atua como uma parada para qualquer posição maior que 35%. Movendo a alavanca deDOWN para APPROACH não vai retrair os flapes. Quando os flapes estiverem na posição de APPROACH e a ala-vanca for movida de APPROACH para a posição UP, os flapes se retraem completamente não podendo parar emposições intermediárias.

O circuito de força para o motor do flape é protegido por um disjuntor de 20 amperes com a inscrição FLAP MO-TOR, localizado no painel de disjuntores do pedestal (figura 15.4).

Um disjuntor de 5 ampères, com a inscrição FLAP IND, para o circuito de controle do flape está localizado no pai-nel inferior direito do co-piloto.

SISTEMA DE ALERTA DO TREM DE POUSOO sistema de alerta de trem de pouso é proporcionado para avisar ao piloto que o trem de pouso não está embaixo ou travado durante regimes específicos de vôo. A buzina de aviso sonoro vai tocar continuamente quandoos flapes forem baixados para a posição de aproximação (APPROACH 35%). Independentemente do ajuste damanete de potência, até que o trem de pouso seja extendido ou os flapes sejam retraídos. Apesar do sistema deaviso de trem de pouso ser afetado pela posição dos flapes, isso será discutido mais completamente na seção de

“Trem de Pouso” desse manual.





LIMITE DE VELOCIDADES OPERACIONAIS DOS FLAPESAs indicações no velocímetro mostram as marcações de velocidades máximas e a gama de operação dos flapes,

Vfe (figura 15.5). O triângulo branco indica a velocidade máxima para uso dos flapes extendidos ou limite paraaproximação (30%). O limite superior do arco de marcação branco é a velocidade máxima permissível com osflapes extendidos na posição APPROACH (acima de 30%). A velocidade de aproximação com flapes a 30% é de184 KIAS. Além da posição APPROACH, a velocidade máxima é de 148 KIAS.

Baixar as flapes produzirá os seguintes resultados:

• ATITUDE Nariz para cima;• VELOCIDADE NO AR Reduzida;• VELOCIDADE DE ESTOL Baixada;• COMPENSADOR Necessário ajuste de nariz “em baixo” para manter a atitude.

SISTEMA DE COMANDO DO LEME DE DIREÇÃOO sistema de controle do leme de direção (figura 15.6) é necessário no auxílio do piloto em manter o controledirecional no caso de uma falha em um motor ou de uma grande variação de potência direcional entre os moto-res. O sistema é formado por cabo no leme e dois servos de impulso pneumáticos que atuam nos cabos parafornecer pressão no leme a fim de ajudar a compensar a pressão assimétrica.

O sistema de impulso do leme de direção consiste em atuadores pneumáticos localizados na empenagem que

fornecem deflexão exigida ao leme quando houver uma perda de motor. Um interruptor de pressão diferencial,montado no distribuidor pneumático, gerencia a sangria de ar P3 dos motores. No caso de perda de ar sangradoP3 em um motor (inoperante), este interruptor de pressão energizará um solenóide que atuará no sistema pneu-mático desviando ar sangrado do outro motor ao atuador apropriado.

Durante sua operação, um interruptor sensor de diferencial de pressão faz sangrar ar drenado dos motores. Se odiferencial de pressão do ar drenado exceder a, aproximadamente 50 PSI de pressão diferencial, um sinal prove-niente deste interruptor de pressão diferencial abre uma válvula solenóide a uma das linhas do leme de direção,impulsionando somente um dos servos. Com isso, somente um servo pressurizado atuará então sobre um doscabos do leme. Molas de tensão na conexão entre os servos e o leme os cabos diminuem as folgas no cabo doleme quando um ou outro servo é atuado.





A pressão de ar drenado do motor esquerdo atuará no servo e no pedal direito do leme de direção, movendo-separa frente. A pressão de ar drenado do motor esquerdo atuará no servo e no pedal esquerdo do leme de direção,movendo-se para frente. Um movimento oposto no pedal faz mudar o sentido de atuação do servo. Este sistemasomente serve para ajudar a compensar a pressão assimétrica. Deve-se fazer uso dos compensadores do leme dedireção para regular um comando apropriado.

O sistema é controlado por uma alavanca localizado abaixo da manete de potência (figura 15.7), um botão inter-ruptor com a descrição RUDDER BOOST - OFF, localizado abaixo do compensador do aileron e sua posição corre-ta deste interruptor, antes do vôo, é RUDDER BOOST.





O circuito do RUDDER BOOST é protegido por um disjuntor de 5 ampères, localizado no painel lateral direito.

Uma verificação pré-vôo no sistema deve ser executada durante o período preparatório da aeronave, retardando apotência em um dos motores para marcha lenta, e avançar a potência do motor oposto até atingir o diferencial de50 PSI, o bastante para fechar o interruptor que ativa o sistema de impulso no leme de direção. Movimente o pe-dal do leme apropriado (motor esquerdo em marcha lenta - pedal direito do leme) para notar o pedal ir para fren-te, quando o interruptor se fechar, indicando que o sistema está funcionando corretamente, por causa da baixa

potência do motor nesse lado. Repita a verificação com os motores opostos, ajustando a potência dos motores afim de também poder verificar se há o movimento do pedal de leme oposto.





CAPÍTULO 17

SISTEMA DE OXIGÊNIOINTRODUÇÃO

Segurança e conforto dos passageiros e pilotos são deprimeira importância na operação da aeronave. A tarefa éensinar aos tripulantes a usar o sistema de oxigênio comtotal segurança e efetividade, sempre que necessário,dentro dos requerimentos aplicáveis pela FAR´s.

DESCRIÇÃO

A seção do sistema de oxigênio inclui sua descrição ge-ral, princípio de operação, controles e procedimentos deemergência. O uso do gráfico de duração do oxigênioenvolve problemas simulados de trabalho sob váriascondições de vôo.Requerimentos do FAR para as necessidades dos passa-geiros e tripulantes são parte em discussão, assim comoos tipos e disponibilidade das máscaras de oxigênio.Procedimentos de serviços locais referidos no Livro deOperação do Piloto também são incluídos.

SISTEMA DE OXIGÊNIODe acordo com o FAR, a qualquer aeronave que pretenda voar acima de 25.000 pés, o sistema de oxigênio deveestar imediatamente, disponível para a tripulação e os passageiros. O sistema do King Air C90A/B está de acordocom esse requerimento.

O sistema de oxigênio (figura 17.1) do King Air C90A/B é do tipo de fluxo constante baseado em um fluxo ade-quando para uma altitude de 30.000 pés.

As máscaras dos tripulantes e passageiros e o gráfico de duração de oxigênio (disponível na seção de procedi-mentos normais do POH) são baseados em 3.7 LPM NTPD. A única exceção é a máscara opcional da tripulaçãodo tipo diluidora-por-demanda quando usada no modo 100%. Para a computação da duração do suprimento deoxigênio, cada máscara, sendo usada no modo 100%, é contada como duas máscaras e 3.7 LPM NTPD, cada.

SISTEMA MANUAL DE COLOCAÇÃO DA MÁSCARA DE OXIGÊNIOO sistema de colocação manual (plug-in) é do tipo fluxo constante (figura 17.2 e 17.3). Cada tomada das másca-ras são equipadas com seus próprios orifícios reguladores. As máscaras de oxigênio do piloto e do co-piloto sãomáscaras de oxigênio de acesso rápido e são conectadas diretamente às linhas do abastecimento de oxigênio(figura 17.4). Quando as máscaras por demanda não estão em uso, ficam penduras em um suporte atrás da ca-beça do piloto e do co-piloto.

As máscaras dos passageiros são colocadas em bolsas, na parte de trás dos assentos, com exceção das másca-ras instaladas no alto da cabine (couch). As saídas da cabine do C90A/B estão localizadas nas cavidades cobertas

em ambos os finais dianteiros e traseiro na linha das cabeças, na cabine.





Figura 17.2 – Máscara dos Passageiros Figura 17.3 – Máscaras dos Tripulantes





Para usar as máscaras, coloque (cubra) o nariz e a boca e ajuste o elástico ao redor da cabeça para segurar amáscara firmemente no lugar. Todas as máscaras são facilmente ligadas nas suas respectivas tomadas pela colo-

cação do plug no orifício empurrando firmemente e girando por aproximadamente ¼ de volta no sentido horário.Para desconectar a máscara facilmente, faça a operação reversa.

O cilindro de abastecimento de oxigênio está localizado na área despressurizada traseira da fuselagem (figura17.5). O regulador de pressão do sistema de oxigênio e a válvula de controle são fixados ao cilindro, e são ativa-das por um botão empurre/puxe remoto, localizado na parte traseira do painel de controle de luzes do teto da ca-bine de comando (figura 17.6).

Quando esse controle é empurrado para dentro, nenhum abastecimento de oxigênio estará disponível para o inte-rior da aeronave. Quando esse controle for puxado para fora, o sistema de oxigênio será abastecido com oxigênio,

pronto para uso, desde que o cilindro de abastecimento de oxigênio não esteja vazio.





O mostrador de pressão do abastecimento de oxigênio está localizado no painel interior do lado direito do co-piloto (figura 17.7).

O controle de oxigênio deve ser puxado para fora antes de alcançar 18.000 pés, a fim de assegurar que o oxigêniovai estar imediatamente disponível a qualquer hora, quando for necessário. O suprimento de oxigênio pode serinterrompido descendo-se abaixo de 18.000 pés.

MÁSCARAS DE OXIGÊNIO DILUIDORA POR DEMANDA (OPCIONAL)A tripulação é provida com máscaras de oxigênio de ação rápida, diluidora por demanda (figura 17.4). Essasmáscaras são presas na parte traseira da cabine de comando, atrás dos assentos do piloto e do co-piloto. Elasestão seguras na posição armada, por clips de mola de tensão, e podem entrar em funcionamento imediatamentecom o uso de uma das mãos. As máscaras da tripulação liberam oxigênio para o uso somente por inalação. Con-seqüentemente, não haverá nenhuma perda de oxigênio quando as máscaras forem conectadas e a alavancaPULL ON for puxada para fora, através da qual o oxigênio é imediatamente colocado em disponibilidade.

Uma pequena alavanca em cada máscara de oxigênio permite a seleção de dois modos de operação:

• NORMAL – O ar da cabine é misturado com o oxigênio abastecido através da máscara. Isto reduz o consumoda quantidade do suprimento de oxigênio e também é mais confortável do que o uso do oxigênio em 100%.

• 100% - Usado quando há fumaça ou vapores na cabine de comando. Esta posição deve ser usada para preve-nir a inalação de ar contaminado. Por esta razão a alavanca seletora sempre deve ser deixada na posição100%, quando as máscaras não estão sendo usadas de modo que elas estarão sempre prontas para o uso

máximo em emergência.





As máscaras de oxigênio dos passageiros na cabine (figura 17.2) foram projetadas para serem ajustáveis ao usode uma pessoa normal com uma vazão mínima de oxigênio. Para usar a máscara, cubra a boca e o nariz com aface da máscara e ajuste o elástico ao redor da cabeça para assegurar a máscara no lugar. Coloque a conexão emuma das saídas de oxigênio, empurrando firmemente para dentro, e gire por aproximadamente ¼ de volta no sen-tido horário para travá-la no lugar. Se o oxigênio estiver disponível (o sistema está ligado e o cilindro de oxigênioestá carregado), o indicador de fluxo vermelho (ou laranja) vai mover e a porção verde vai entrar no campo devisão. O saco de mistura vai inflar com a respiração. Respire normalmente. A eficiência do sistema é determinadapela adaptação da máscara de oxigênio. Tenha certeza de que as máscaras de oxigênio estejam ajustadas adequa-damente e estão em boas condições. O plug da mangueira deve ser conectado para parar o fluxo de oxigênio.

Estas considerações são importantes a qualquer hora que o oxigênio estiver em uso. Não use produtos inflamá-veis próximo ao oxigênio. Itens comuns como batons, maquiagem de mulher, protetores de lábios ou cera parabigode podem inflamar espontaneamente na presença de oxigênio. Esses itens devem ser removidos antes defazer uso do oxigênio. Não é permitido fumar na aeronave quando o oxigênio for usado.

As seguintes precauções devem ser tomadas quando for fazer serviços no sistema de oxigênio:

1. Não faça nenhuma operação que possa criar faíscas. Deixe cigarros acesos ou fogo longe da vizinhança daaeronave quando as saídas de oxigênio estão em uso.

2. Inspecione a conexão de abastecimento quanto à limpeza antes de fixá-la na válvula de abastecimento.3. Tenha certeza que suas mãos, ferramentas e roupas estão limpas, particularmente de graxa ou óleo. Esses

contaminantes são extremamente perigosos em vizinhanças com oxigênio.4. Como uma precaução maior contra fogo, abra e feche todas as válvulas de oxigênio vagarosamente durante o

abastecimento.

ABASTECIMENTO DO CILINDRO DE OXIGÊNIOQuando for abastecer o sistema de oxigênio, use somente oxigênio para respiração de aviador, MIL-0-27210.

NÃO USE OXIGÊNIO MEDICINAL. ELE CONTÉM SIÓXIDO DE CARBONO, NÃO APROVADO PARA VÔO.

ENCHA O SISTEMA DE OXIGÊNIO VAGAROSAMENTE PELO AJUSTE DA TAXA DE RECARRE-GAMENTO COM A VÁLVULA REGULADORA DE PRESSÃO NO CILINDRO DE SERVIÇO POR-

QUE O OXIGÊNIO, NO SOLO SOB ALTA PRESSÃO, VAI CAUSAR UM CALOR EXCESSIVO NAVÁLVULA DE ABASTECIMENTO. ENCHA O CILINDRO (CILINDRO DE 22 PÉS CÚBICOS) PARAUMA PRESSÃO DE 1.800 +/- 50 PSI A UMA TEMPERATURA DE 70ºF. ESSA PRESSÃO PODESER AUMENTADA COM UM ADICIONAL DE 3,5 PSI PARA CADA GRAU DE AUMENTO NATEMPERATURA, SIMILARMENTE, PARA CADA GRAU DE DIMINUIÇÃO DA TEMPERATURA,REDUZA A PRESSÃO DO CILINDRO DE 3,5 PSI. O SISTEMA DE OXIGÊNIO, APÓS O ABASTE-CIMENTO, VAI NECESSITAR DE UM RESFRIAMENTO E ESTABILIZAÇÃO POR UM CURTO PE-RÍODO ANTES DE UMA LEITURA CORRETA NO MOSTRADOR PARA QUE POSSA SER OBTI-DA. OS CILINDROS DE 49 E 66 PÉS CÚBICOS PODEM SER CARREGADOS COM UMA PRES-SÃO DE 1.860 +/- 50 PSI A UMA TEMPERATURA DE 70ºF. QUANDO O SISTEMA É CARREGA-

DO ADEQUADAMENTE, DESCONECTE A MANGUEIRA DE ABASTECIMENTO DA VÁLVULA DEABASTECIMENTO E RECOLOQUE A CAPA PROTETORA NA VÁLVULA DE ABASTECIMENTO.





CILINDROS DE OXIGÊNIOO oxigênio para o vôo em altas altitudes é abastecido por um cilindro montado atrás da caverna de pressão trasei-

ra, fora do vaso de pressão (figura 17.5). O cilindro é abastecido por uma válvula acessível através de uma portade acesso do lado direito traseiro da fuselagem. O sistema de alta pressão tem dois mostradores de pressão, umlocalizado no painel do lado direito do co-piloto, na cabine de comando para uso em vôo (figura 17.7), e um adja-cente a válvula de abastecimento, que serve para checar a pressão do sistema durante operação de abastecimentono solo (figura 17.8).

O cilindro de oxigênio é disponível em três diferentes capacidades:• 22 pés cúbicos.• 49 pés cúbicos.• 66 pés cúbicos.

Um regulador de válvula de corte, localizado no cilindro de oxigênio, é comandado por um controle de corte em-purre/puxe localizado no teto da aeronave entre os assentos do piloto e do co-piloto (figura 17.6). Empurrandopara dentro a alavanca ativa o suprimento de oxigênio. O regulador é do tipo fluxo constante o qual alimenta comoxigênio de baixa pressão através de tubulações de alumínio para as saídas.

A ALAVANCA PULL ON DEVE SER PUXADA PARA FORA PARA ARMAR O SISTEMA DE OXI-GÊNIO ANTES DE ALCANÇAR 18.000 PÉS, POIS O CABO DA GARRAFA DE OXIGÊNIO OU OMECANISMO DA GARRAFA PODEM CONGELAR. SE ESSE CABO OU MECANISMO CONGELARQUANDO A ALAVANCA ESTIVER NA POSIÇÃO OFF (EMPURRADA PARA DENTRO), A ALA-VANCA NÃO PODE SER PUXADA PARA FORA E O OXIGÊNIO NÃO ESTARÁ DISPONÍVEL.

AUTONOMIA DO OXIGÊNIO NO CILINDROUm dos itens do pré-vôo é checar o oxigênio disponível, considerando o número de passageiros e de membrosda tripulação, para assegurar que seja suficiente para descendentes de 12.500 pés, ou até que uma perda depressão na aeronave possa ser corrigida e a pressão da altitude da cabine seja restaurada. A pressão do sistemade oxigênio cheio é de 1.800 +/- 50 PSI em 70ºF para o cilindro de 22 pés cúbicos, e de 1.850 +/- 50 PSI para





cilindros maiores. Primeiro, leia o mostrador de pressão de oxigênio e anote a pressão. Determine do gráfico O-XIGEN AVAILABLE WITH PARTIALLY FULL BOTTLE a porcentagem da capacidade usável. Para obter a duraçãoem minutos de abastecimento, obtendo a duração para a garrafa cheia da OXYGEN DURATION TABLE, conside-rando o número de pessoas a bordo, multiplique a duração da garrafa cheia por uma porcentagem disponível dagarrafa cheia para obter a duração em minutos do oxigênio disponível.

Nas aeronaves C90A/B, a duração de oxigênio é para um sistema de oxigênio o qual usa a máscara de colocaçãocom cor codificada vermelha, taxada de 3.7 SLPM NTPD (Standard Liters PR Minute – Normal Temperature Pres-sure) de fluxo. Ambas são aprovadas para altitudes de ater 30.000 pés.

CÁLCULO DA DURAÇÃO DO OXIGÊNIONessa computação simples, a duração do oxigênio é computada para um sistema de oxigênio Puritan – Zep, oqual utiliza máscaras de coloração de cor codificada vermelha, que são taxadas a 3.7 SLPM de fluxo e é aprovadapara altitudes de até 30.000 pés. Essa tabela é também usada para as máscaras de oxigênio de tripulação diluido-ra de demanda de ação rápida opcional. Quando selecionada para o modo 100%, o número das máscaras da tri-pulação em uso deve ser dobrado para a computação. Para computar a duração de oxigênio para 4 passageiros e2 tripulantes, usando suas máscaras em modo 100%, consideramos 8 pessoas usando oxigênio.

Para calcular a duração em minutos de oxigênio disponível para 8 pessoas, assume-se o mostrador de pressãomostrando 1.500 libras. Entre no gráfico PERCENT OF USABLE CAPACITY (figura 17.9) em 1.500 libras e leia nainterseção da diagonal de 32ºF, então desça para ler 85% de capacidade útil. Para calcular a duração disponível,entre no gráfico DURATION IN MINUTES (tabela 17.1) para a coluna 8 pessoas usando e leia em baixo para 55minutos disponíveis para a garrafa de abastecimento de 66 pés cúbicos. Agora pegue 85% de 55 e ache a dura-ção disponível de oxigênio correta de aproximadamente 46 minutos.





TEMPO DE CONSCIÊNCIA APROVEITÁVELNo caso de descompressão a uma altitude, a necessidade primária é para oxigênio para prevenir hipóxia. Hipóxia

é uma falta de oxigênio necessário para manter o cérebro e outros tecidos do corpo funcionando apropriadamen-te. Os primeiros sintomas de hipóxia, tal como uma sensação de bem-estar, rapidamente resultando em reaçõeslentas, fadiga não usual e dores de cabeça. A tripulação deve agir rapidamente para usar as máscaras de oxigênioe abastecer oxigênio para os passageiros antes dos sinais de hipóxia.

O anunciador ALTITUDE WARN se ilumina quando a altitude interna da cabine excede 10.000 pés (12.500 péspara LJ-1353 e superior), quando o anunciador amarelo ALTITUDE WARN se ilumina devido a uma pressão ina-dequada da cabine, ou perda de pressurização em altas altitudes. A tripulação e passageiros devem usar as más-caras de oxigênio imediatamente e descer a aeronave para uma altitude segura.

A tabela TABLE OF USEFUL CONSCIOUSNESS (tabela 17.2) mostra o tempo médio de consciência aproveitáveldisponível em várias altitudes. Esse tempo vai dos primeiros sinais de hipóxia até a perda da performance efetiva.Indivíduos podem diferir dos valores mostrados na tabela. Usando o procedimento EMERGENCY DESCENT naseção EMERGERNCY PROCEDURE do POH, uma descida muito rápida pode minimizar os efeitos de hipóxia.

TESTE DO CILINDRO DE OXIGÊNIOOs cilindros de oxigênio usados no King Air C90A/B são de dois tipos conhecidos:

Cilindros de peso leve – Estampados com “3HT” no prato lateral, deve ser testado hidrostaticamente a cada 3anos e a data do re-teste está estampada no cilindro. Essa garrafa tem uma vida de serviço de 4.380 pressuriza-ções ou 15 anos, o que ocorrer primeiro, e então deve ser descartado.

Cilindros de peso regular – Estampados com “3 A” ou “JAA”, devem ser testados hidrostaticamente a cada 5 anose a data do re-teste está estampada no cilindro. A vida de serviço desse cilindro não é limitada.

TREINAMENTO FISIOLÓGICOO que é isso? O treinamento Fisiológico é um programa dirigido para a compreensão e a sobrevivência no ambiente de vôo.Cobre os problemas corporais das variações de altitudes e recomenda procedimentos para impedir ou minimizaros erros do fator humano que ocorrem em vôo.

Quem precisa fezê-lo? O curso é muito benéfico aos tripulantes. São igualmente recomendado para todos os outros profissionaisligados à aviação, controladores aéreos, examinadores, médicos da aviação e outras pessoas do sistema nacionalda aviação.

Onde posso fazer este curso?





O curso de formação fisiológica pode ser feito em qualquer escola de aviação que tenha algo voltado direta-mente aos problemas da aviação civil (figura 17-10). Instalações militares e corpos de bombeiros ministram umprograma residente para pessoais não ligadas ao sistema.

Quanto tempo dura o curso? O curso dura um dia inteiro.

Qual o conteúdo programático do curso?

Muitos tópicos são cobertos pelo curso. Inclui o ambiente ao qual o tripulante será exposto, quais as funçõesfisiológicas do corpo ao nível do solo e alterações de algumas destas funções por mudanças ambientais. Quantomais alto se voa, mais crítico se torna a necessidade de oxigênio suplementar. Esta necessidade é discutida demodo que o aluno compreenda porque um piloto não pode voar em segurança em alturas superiores a 12.500pés por um período prolongado com baixa oxigenação, mesmo em aviões pressurizados. São discutidos os equi-pamentos de oxigênio e a pressurização. Quando os pilotos são confrontados com determinadas situações fati-gantes, há uma tendência a respirar demasiadamente rápido. Este tópico (hiper-ventilação) e os métodos do con-trole também são discutidos. Dores no canal auricular durantes as descidas e outros problemas com gases nocorpo e procedimentos para impedir ou minimizar esses problemas são explicados. O álcool, o cigarro e as dro-gas são discutidos enquanto se aplica ao vôo. A vertigem é discutida e demonstrada de modo que o aluno com-

preenda porque um piloto nunca deve tentar voar entre nuvens e em outras situações de tempo onde a visibilida-de é reduzida. Os cursos residentes incluem um vôo em câmaras de altitude, onde os alunos experimentem sin-tomas individuais da deficiência do oxigênio assim como a descompressão. Este vôo demonstrará:

1. O equipamento de oxigênio apropriado e seu uso protegerão um indivíduo da deficiência do oxigênio.2. O indivíduo pode experimentar e reconhecer os sintomas encontrados em vôo real e saberem qual ação ne-

cessária para impedir a perda de julgamento e de consciência.3. A descompressão não é um acontecimento perigoso. As ações apropriadas são planejadas e tomadas quando

forem necessárias.

Quais são as condições prévias para esse treinamento? Os interessados devem estar com o exame do CCF válido pela ANAC. Uma taxa de vinte dólares é exigida. Opretendente deve ser dezoito anos de idade ou mais.





CAPÍTULO 18

PROCEDIMENTOS DE EMERGÊNCIAObs.: Todas as velocidades aerodinâmicas (IAS) assumem erros zero no instrumento.

DESCRIÇÃO





CRMCREW RESOURCE MANGEMENT

( GERENCIAMENTO DE RECURSOS DA CABINE )

CLRCOMMAND, LEADERSHIP, RESOURCE MANAGEMENT

( COMANDO, LIDERANÇA E GERENCIAMENTO DE RECURSOS )

INTRODUÇÃOBoa parte dos acidentes ocorrem em fases críticas do vôo e a aproximação não estabilizada responde pela

maioria deles, nessa fase. Gerenciamento de cabine mal feito, com PF não muito democrático, pode deter-minar o evento final, ou eventos finais vários. Eventos que vão desde um "over run", perda do eixo da pista ederrapagens, dependendo da fase do vôo e da quantidade de combustível e ocorrências mais graves comfogo a bordo. Uma grande porcentagem dos acidentes são causados por erros dos tripulantes, podendo serligada a uma falta da liderança e dos trabalhos de equipe na cabine de pilotagem. É devido a este fato de quea liderança e a gerência de recurso da cabine do piloto têm componentes exigidos tornados de cada pro-grama de formação da linha aérea.

DESCRIÇÃOFocando a segurança de vôo, o treinamento de CRM envolve conhecimentos e atitudes da tripulação paratomadas de decisões e solução de problemas. Um trabalho em equipe que demanda uma comunicação efe-

tiva com disciplina. Em simuladores ou no interior da cabine, em vôo, o gerenciamento de cabine é realizadonum ambiente realista, melhorando a imersão no vôo e trazendo mais resultados ao treinamento.

Como piloto é sua responsabilidade para com você e aqueles que voam com você, para com os outros pilo-tos e para com terceiros no solo, voar prudentemente e com segurança.

GERENCIAMENTO CORRETO DE CABINEPara maior segurança proceda uma intenso gerenciamento de cabine da seguinte forma:a) Defina quem é o piloto em comando.b) Planeje quem faz o que em caso de emergência.c) Mantenha a cabine (cockpit) organizada com um lugar definido para cada coisa.

d) Armazene adequadamente a bagagem e não deixar objetos soltos, principalmente no piso da aeronave.FAÇA:− Familiarize-se com sua aeronave, conheças as limitações dela e as suas!− Esteja atualizado e habilitado em sua aeronave, ou voe com um instrutor qualificado até estar atualizado ehabilitado.− Planeje antecipadamente todos os aspectos do seu vôo, incluindo condições atmosféricas na rota e reser-va de combustível adequada.− Utilize os serviços de meteorologia disponíveis: Boletins Informativos de Meteorologia, Informativos detempo (meteorologia) em Vôo e Estações de Meteorologia de Serviço Aeronáutico.

− Faça uma cuidadosa inspeção de pré-vôo.− Utilize uma Checklist aprovado.− Tenha mais combustível do que o necessário para decolagem, viagem e reserva para alternativa.− Tenha certeza de que o limite de carga e de C.G. não estão sendo ultrapassados.





− Os pilotos devem usar os cintos de segurança abdominal e peitoral o tempo todo.− Cientifique-se de que todos os itens carregados para bordo e bagagem estão devidamente presos.− Verifique se os comandos estão livres e correspondentes antes da decolagem.− Mantenha as velocidades recomendadas para decolagem, subida, descida e pouso.− Evite a turbulência de esteira dos aviões maiores.

− Planeje antecipadamente ao início do vôo a utilização dos tanques e as transferências de combustível.Utilize o tanque auxiliar somente em vôo de cruzeiro.− Pratique os procedimentos de emergência em altitudes e velocidades seguras, preferencialmente comassistência de um qualificado piloto instrutor, até que as ações requeridas passem a ser instintivas.− Mantenha sua aeronave em boas condições mecânicas.− Esteja informado e alerta: voe de uma maneira cônscia.

NÃO FAÇA:− Não decole em situação de congelamento, gelo ou neve na aeronave.− Não decole com menos combustível que o recomendado adicionado das reservas adequadas e não deixe

o tanque zerar antes de fazer a transferência.− Não voe imprudentemente, com exibicionismo ou descuidadamente.− Não voe em tempestades ou condições atmosféricas severas.− Não aplique os controles de maneira abrupta ou com forças que possam exceder os limites de carga deprojeto da aeronave.− Não voe em condições meteorológicas para as quais você não está habilitado ou estejam acima da suacapacidade atual.− Não faça qualquer decolagem ou pouso sem usar o CheckList.− Não voe quando estiver física ou mentalmente exausto ou abaixo de sua capacidade normal.− Não acredite na sorte!

Existe uma enorme quantidade de informações disponível para o piloto gerada com a exclusiva finalidade detornar seu vôo mais seguro, fácil e rápido. Tire vantagem deste conhecimento e esteja preparado para en-frentar uma emergência na eventualidade que uma venha a ocorrer. Você como piloto tem responsabilida-des perante as regulamentações governamentais. Elas foram estipuladas para sua proteção, proteção deseus passageiros, proteção dos outros pilotos e de terceiros no solo. O cumprimento a tais regulamentos éobrigatório.

ELEMENTOS DO CLRCOMANDO LIDERANÇA GERENCIAMENTO DE RECURSOS

Autoridade do capitão.

Treinamento e Desenvolvimento

Definição dos problemas.Inquérito.

Defesa.Tomada de decisão.

Comunicação.Planejar para coordenar.

Resolução de conflitos.Autocrítica.

ELEMENTOS DA LIDERANÇAMotivação a tarefa preliminar.Reconhecimento do reforço do desempenho desejado pode modificar hábitos e comportamento.Exemplo que demonstre o comportamento e o desempenho desejados.Manter os membros da tripulação para atender às relações pessoais, às disputas de resolução, a harmonia encorajadora e acooperação entre estes e segurando uma comunicação eficaz.Alocamento do papel dos deveres, particular significativos administrativos durante a carga de trabalho ou situações de emergên-cia elevadas.

Ao discutir CLR/CRM, em particular interesse temos dois elementos:

Dilemas do Comandante - autoridade contra a dependência.





Como um bom comandante, você não deve desejar a dependência de seus tripulantes. Visa somente a parti-cipação.TeambuildingOs estudos encontraram que que capitão faz durante as actas de reunião primeiras seu grupo tem um im-pacto significativo no desempenho total do ’ s do grupo em equipa.

Os capitães eficazes constroem o – eficaz das equipesCriam uma atmosfera que incentive uma circulação da informação livre e aberta.Capitães menos eficazes -Crie uma atmosfera que, para uma multidão de razões, iniba a circulação da informação.Resolvendo o dilema do ’ s do capitão - instruçõesPara segurar aquelas actas de reunião críticas primeiras/de dar forma seu … dos gruposO ’ eficaz s do capitão começou com uma instrução.InstruçõesEm geral, quando dois ou mais povos vêm junto executar uma tarefa, dão forma a um grupo.Durante esse processo da formação há três coisas que o grupo precisa de saber o ….o Tarefas - que são nós supor para fazer?o Limites - quem está no grupo, que não é?o Normas - que comportamento é esperado de nós?Breves membros de grupo nas seguintes situações:o Incomuno Emergênciao AmbíguoNormasAs normas referem o tipo de comportamento que é esperado e aceitável dentro de qualquer grupo.O ’ eficaz s do capitão comunicado a seus grupos que tipo de comportamento sentiram era importante.

Fizeram esta em uma variedade de maneiras.Sugestões subtis do comportamento - uma comunicação é importante.Exemplos:“Eu estou escutando”“Eu espero-o falar-me”Instruções - especificamente indic normaso Indicações explícitas sobre como pretenderam trabalhar como o capitão.o As indicações diretas sobre o grupo trabalhariam em determinadas situações.Normas - os três grandeso Segurançao Comunicações eficazeso Cooperação entre crewmembersLimitesOs capitães eficazes expandem os limites da cabina do piloto para incluir outro como parte do grupo.Uma boa instrução - realiza o seguinte:o Estabelece a competênciao Organizadoo Tècnica competenteo Social competenteo Disavowal da perfeiçãoo Acopla o grupoElementos adicionais• Introduza-se• Aperto de mão





• Contato de olho• Confiável• Equipe orientada• CONCESSÃO• Vá sobre papéis junto

Efeito de atitudes do líder em cima do desempenho do grupo.





TRABALHO EM EQUIPE – CRM / CLRUm estudo 1988 da NASA determinou que a atitude do capitão teve um efeito profundo no desempenho do

grupo. O estudo mediu o desempenho do grupo no curso de um desengate de cinco dias.Os capitães com uma orientação de 9.9 grades fizeram o melhor trabalho de teambuilding e seus gruposmantiveram os níveis os mais elevados de desempenho de todos os grupos durante o período de cinco diasinteiro.Os capitães com uma orientação de 9.1 grades não começ o mesmo nível de desempenho de seus gruposno início do desengate. No segundo dia, o desempenho dos grupos mergulhou significativamente e melho-rou então durante todo o restante do desengate, terminando a quase mesmo nível que os grupos conduzi-dos por 9.9 capitães.Os capitães com uma orientação de 1.1 grades começaram seus desengates com os mais baixos níveis dedesempenho do grupo. Em o segundo dia seus grupos sofreram uma diminuição do desempenho similar

aos 9.1 capitães. A diferença principal era que os grupos conduziram por 1.1 capitães nunca repercutiri-ram. Seus níveis de desempenho permaneceram significativamente mais baixos durante o restante do de-sengate.





O estudo sups que os grupos conduziram por 9.1 capitães adaptados ao estilo orientado desempenho. Tal-vez o objectivo comum de maximizar o desempenho ajudado a manter o grupo.O grupo conduziu pelos 1.1 que o capitão deu basicamente acima a tentativa melhorar o desempenho. Tal-vez foram estados relacionados mais com simplesmente a sobrevivência do desengate e a obtenção do re-pouso.

Atitudes para trabalhos de equipa - a grade, um frame de referênciaBaseado nos exercícios da liderança você terminou para os exercícios 4 dos trabalhos de casa - 7, você de-ve poder determinar seu estilo dominante da grade.( figura 19.x)O estilo da grade de um indivíduo pode ser usado para determinar sua atitude para a liderança.

O que a grade éo Uma ferramenta para descrever atitudes e comportamento.o Um tipo da estenografia para representar um teste padrão de comportamento geral.Que o ’ t do Isn da gradeo Uma avaliação psicológicao Um mecanismo evaluativo a:o Categorize ou coloc indivíduos em “entalhes”O que nós podemos aprender da gradeAplicar a grade à cabina do piloto pode ajudar a indivíduos em explorar as possibilidades alternativas decomportamento que não podem ter sido desobstruídas a elas.Torna-se um membro da equipa mais eficazA compreensão do conceito da grade pode permitir uma pessoa de classificar para fora o comportamentodoentio ou menos do que inteiramente eficaz e de substitui-lo com o comportamento mais eficaz.Suposições

Um estilo da grade do ’ s não define características de uma personalidade do ’ s. O estilo da grade refletesuposições sobre a realidade. As orientações, as atitudes, e as aproximações de uma pessoa são baseadasem suas suposições sobre o mundo em torno delas. Freqüentemente estas suposições são falsas.As orientações, as atitudes, e as aproximações do ’ um s da pessoa são instruídas e podem ser mudadas.Dominante contra o estilo alternativoOs estilos dominantes da grade são geralmente consistentes sobre uma escala das situações.Os indivíduos alternativos do – do estilo tendem a reverter a seu estilo alternativo da grade quando:o Sob a pressão, a tensão ou a tensãoo Frustraçãoo Fatigao Situações do conflito que não podem ser resolvidas em uma maneira característica.

PERGUNTAS E RESPOSTAS

1. Um tripulante com uma orientação dominante 1.1:

a. Presta atenção e emula a o que outros membros de grupo estão fazendo a fim evitar a exposição sendodiferentes.b. Abraça objetivos de organização como meios da sobrevivência pessoal.c. Faz um pouco de mais do que a média para assegurar uma posição segura.d. Alcançou um estado de ajuste e de acomodação onde o comportamento pessoal perdeu o significadoreal.e. Cultiva as habilidades de estar atual ao permanecer uninvolved.





2. A um piloto que emprega uma aproximação 1.9, a eficácia pessoal com membros da tripulação articula-se sobre:

a. Mantendo uma disposição ensolaradab. Fazendo o trabalho pareça um prazerc. Começ mais trabalho feito do que qualquer um outrod. Sendo gostado por povose. Moral elevada de manutenção

3. A um piloto que utiliza uns 9.1, a orientação, uma aproximação comum aos erros de controlo é:

a. Faça um exemplo do partido culpado.b. Rache-se para baixo neles rapidamente e duramentec. Relate-os a uns níveis mais elevados, explicando porque ou não são pessoal culpado.d. Advirta o indivíduo que a acção disciplinar estará tomada se any more os erros ocorrem.e. Tome a ação corretiva que eliminará as causas de tais erros no futuro.

4. O emprego de uns 9.9 orientou a aproximação na cabina do piloto:a. Coloca um prêmio na participação produtiva de todos os membros de grupo na resolução de problema.b. Conduzirá provavelmente à maior eficácia entre membros de grupo no prazo mas provavelmente não noa curto prazo.c. Fá-lo mais provavelmente que a ação estará adiada em uma circunstância dada um pouco do que o des-locamento para uma outra aproximação.d. _ tender para estar mais demorado mas também mais rewarding e produtivo.e. Coloca mais ênfase na motivação e a participação de primeiros e segundos oficiais e de capitães.

5. Um piloto demonstra uma orientação 5.5 quando ou tratam os sentimentos hostis tentando:

a. Alivie-os sem necessariamente resolver as edições mais profundas.b. Vindo ao acordo com o membro de grupo nas maneiras em que podem melhorar seu relacionamento.c. Escute até que a hostilidade se esgote.d. Persuada o membro de grupo ver um conselheiro profissional.e. Ajuste o ambiente do trabalho de modo que o membro de grupo esteja sob menos pressão.

6. A estrutura da grade da gerência do comando/liderança/recurso é usada:

a. Descreva e estude o comportamento.b. Investigue os aspectos inspiradores do desempenho.c. Identifique características individuais da personalidade.

d. Preveja a conseqüência de tipos particulares de ações.e. Classific o desempenho individual.

7. Um estilo alternativo de membro de grupo é:

a. Esse empregado o mais tipicamente quando o estilo dominante não está sendo empregado.b. Geralmente menos eficaz do que o estilo dominante.c. Empregado raramente se o estilo dominante é forte.d. Mudado mais facilmente do que o estilo dominante desde que tende a ser mais fraco.e. Revelado raramente a outro excetue sob circunstâncias adversas.

Responda que os seguintes preenchem as perguntas em branco usando os termos exatos do comunicado

da grade.8. Na matriz da grade, o represents__________________________________ da linha central de X.

9. Na matriz da grade, a linha central de Y representa o __________________________________.



10. De acordo com o comunicado da grade, quando os membros de grupo trabalham junto em uma manei-ra problem-solving tais que seus esforços combinados rendem um resultado que fosse maior do que a so-ma do que cada um pode os fazer individualmente conseguiram o _________________.

http://www.avia141.com/CRM__overview.htm

king air c90 ab pilot training manual

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