Apostila Do Curso de Familiarização Da Aeronave Esquilo Helisul

APOSTILA DO CURSO DE FAMILIARIZAÇÃO DO HELICÓPTERO - AS 350 ESQUILO

CENTRO DE TREINAMENTO HELISUL

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OBJETIVOS

O participante do curso poderá:

1. Conhecer a Aeronave - AS 350 Esquilo (Series), (S eries), e suas principais princi pais características. 2. Descrever e entender as características operacionais dos principais itens e sistemas da aeronave. Nessa apostila foram omitidas propositadamente, informações de cunho essencialmente operacionais ou que orientem na execução de serviços, aconselhamos ao seu possuidor que não se sirva dela para orientar a execução de tarefas operacionais e nem práticas de manutenção; para isso deverão ser consultadas as PUBLICAÇÕES TÉCNICAS DO FABRICANTE específicas e aplicáveis que contêm informações precisas e permanentemente atualizadas para o objetivo.

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ÍNDICE

01 – 01 –   Generalidades.......................................................................................................................04 02 – 02 –   Estrutura...............................................................................................................................15 03 – 03 – Transmissão  Transmissão Mecânica Principal..........................................................................................26 04 – 04 –   Rotor Principal......................................................................................................................36 05 – 05 – Transmissão  Transmissão Mecânica Traseira..........................................................................................44 06 – 06 –   Rotor Traseiro......................................................................................................................49 07 – 07 – Comandos  Comandos de Vôo...............................................................................................................54 08 – 08 – Sistemas  Sistemas Hidráulicos...........................................................................................................66 09 – 09 –   Servocomandos...................................................................................................................76 10 – 10 – Sistema  Sistema de Combustível......................................................................................................87 11 – 11 –   Sistemas Elétricos...............................................................................................................97 11.1 – 11.1 – Sistema  Sistema de Proteção Contra Fogo.......................................................................108 11.2 – 11.2 –   Iluminação............................................................................................................112 11.3 – 11.3 – Limpadores  Limpadores de Para Brisa....................................................................................115 12 – 12 – Grupo  Grupo Motopropulsor.........................................................................................................117 13 – 13 – Sistemas  Sistemas Pneumáticos......................................................................................................133 14 – 14 – Painel  Painel e Instrumentos........................................................................................................136 15 – 15 – Dispositivos  Dispositivos Anti Vibratórios..............................................................................................141 16 – 16 – Balanceamento  Balanceamento de Rotores...............................................................................................14517 – 17 – Complemento  Complemento VEMD.........................................................................................................156

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GENERALIDADES  APRESENTAÇÃO DA AERONAVE

O ESQUILO É UM HELICÓPTERO LEVE, POLIVALENTE, Montado no Brasil pela  Helibrás, sob licença da Aerospatiale da França (atual Eurocopter), este versátil aparelho também é encontrado na versão HB-355 F2, com duas turbinas. O Esquilo é utilizado para as tarefas de instrução e utilitárias.  

Esquilo AS 350 B2 - É um helicóptero monoturbina leve para 5/6 passageiros e 1 piloto.  AS 350 B3 - Versão de alta performance do Esquilo monomotor, o AS 350 B3 é a aeronave indicada para condições extremas de operação.

Equipado com instalações apropriadas, pode realizar as seguintes missões: -

 

-

  -  -  -

Transporte de passageiros (6 passageiros, incluindo a tripulação) ; Transporte V. I. P. (3 passageiros); Transporte misto (3 passageiros +carga); Transporte de carga interna; Transporte de carga externa; Salvamento; Instalação aeromédica; Policiamento; Treinamento; Turismo.

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CAIXA DE TRANSMISSÃO PRINCIPAL ( C.T.P.) E ROTOR PRINCIPAL

CAIXA DE TRANSMISSÃO PRINCIPAL (C.T.P.)

Concepção modular. Fixação por suspensão flexível bidirecional. Dois estágios de redução (1 par de engrenagens cônicas, 1 trem epicicloidal). Lubrificação por pressão com circuito de arrefecimento do óleo. Serve de suporte para os sevocomandos. O compartimento da C.T.P. possui proteção contra o fogo 5

MASTRO DE ROTOR PRINCIPAL Conjunto desmontável. Cárter do mastro Fixo por 4 barras de suspensão que “sustentam’ a aeronave

CABEÇA DO ROTOR PRINCIPAL (C. R. P.)

Cabeça semi-rígida, tipo STARFLEX (estrela em “fibra-de-vidro-resina”).  Sem rolamentos nem amortecedores de arrasto.Dispensa lubrificação. Concepção modular. Construção á prova de falhas do tipo “ fail safe”.

PÁS DO ROTOR PRINCIPAL Longarina em fibra de vidro embobinada (roving), revestida em fibra-de-vidro e enchimento em espuma rígida. Construção á prova de falhas do tipo “fail safe”. Motor

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Turbomeca Arriel 1D1

Motores com turbina livre, instalada em 2 compartimentos independentes á prova de fogo. Concepção modular. Sistema de arrefecimento e tanque de óleo externo. Potência de decolagem..................420 SHP Potência Máxima Contínua ...........370SHP

CONJUNTO MECÂNICOS TRASEIRO

ROTOR TRASEIRO. Bi-pá, tipo gangorra. Formada por uma longarina em roving (mecha) de fibra –de –vidro. Dispensa articulações e lubrificação. Variação de passo e torção da longarina. Construção á prova de falhas do tipo “fail safe”

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PRINCIPAIS DIMENSOES E PESOS

Peso Máximo autorizado..................................................................................... 2250 Kg Peso vazio versão básica................................................................................... 1112 Kg Peso máximo de decolagem com carga externa................................................ 2100 Kg Carga máxima no gancho..................................................................................... 750 Kg *O peso máximo autorizado para decolagem e aterrissagem é em função da altitude e da temperatura, pode ser inferior a este valor nunca superior. A versão B3 suporta 1400 Kg no gancho.

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REFERÊNCIAS DA “AERONAVE”

“As referências da aeronave” são determinadas por três planos :X. Y. Z. *X: Plano vertical situado a 3,40 m á frente do centro do rotor principal, perpendicular ao eixo da aeronave .Referência das cotas longitudinais. *Y: Plano de simetria da aeronave referência das cotas laterais. *Z: Plano horizontal situado a 2,60 cm acima da referência do piso da cabine . Referência das cotas verticais. NIVELAMENTO O nivelamento da aeronave, sobre macacos permite efetuar: -

pesagem da aeronave verificação estrutural (alinhamento)

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1- Régua 2- Suporte em X 3- Clinômetro PONTOS DE ALINHAMENTOS LONGITUDINAL E LATERAL

Três furos (1-2-3) de 2 mm de diâmetro situados na parte inferior da estrutura definem o eixo de simetria da aeronave .A proteção ao solo destes furos com a utilização de um prumo permite o controle do alinhamento longitudinal. Três furos (A-B-C) De 2mm de diâmetro situados no lado esquerdo da estrutura permitem o controle do alinhamento lateral com a utilização de um cordão .

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 ALGUMAS CONFIGURAÇÃOES PARTICULARES DA AERONAVE

REBOQUE

Utiliza dois tipos de rodas de acordo com o tipo de terreno, roda simples e roda dupla (ver Manual de Manutenção), e um dispositivo próprio para reboque.

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 AMARRAÇÂO

 Amarração normal :2 pontos de amarração, superiores A  Amarração de mau tempo; amarração em A e B .

ESTACIONAMENTO FORA DE ABRIGO

1-Capa de amarração das pás traseiras 2-Capas de amarração das pás principais 3-Obturadores de escapamento 4-Obturador da entrada de ar para o motor 5-Obturador da entrada de ventilação 6-cobertura da cabine á qual é acrescentada os obturadores das tomadas estáticas das tomadas estatísticas e tubo de Pitot (não representados)

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IÇAMENTO

Efetua-se o içamento através de um anel fixo no centro da cabeça do rotor principal. Para facilitar o procedimento, recomenda-se aliviar o peso da aeronave através da: Drenagem do combustível Remoção das pás principais POSTO DE PILOTAGEM

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Transporte de Carga Interna

- O piso possui 11 anéis de amarração - Os bancos traseiros podem ser rebatidos ou removidos - Assento e comandos do 2P podem ser removidos - até 460 kg de carga (310kg no piso traseiro, 150kg no piso diant. esq.)  A aeronave tem capacidade para transportar até 6 pessoas, incluindo a tripulação.

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ESTRUTURA  A estrutura do AS 350 é fabricada com materiais compostos derivados do plástico e ligas metálicas: -Termoplásticos (policarbonato, nylon); -Termo-endurecidos (epoxi, silicone); -Acrílico; -Sanduiche de Colméia recheado com: fibra de vidro, carbono, grafite, bóro, etc; -Duralumínio; -Aço, etc.

 A estrutura é dividida em 7 subconjuntos, como segue: 1-Capota 2-Estrutura Central 3-Estrutura traseira 4-Cone de cauda 5-Empenagem 6-Trem de pouso 7-Barca e Piso da Cabine

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Possui 3 bagageiros com a seguintes capacidades capacidades de carga:

BAGAGEIRO TRASEIRO BAGAGEIRO DIREITO D: 0,380 m L: 0,950 l T: 0,160 m H: 0,200 m V: 0,200 m³ Carga distribuída : 80 kg

D: 1,200 m L: 0,800 l T: 0,700 m H: 0,700 m V: 0,55 m³ Carga distribuída :80 kg

SUPERFÍCIE E VOLUMES ÚTEIS CARGAS  ADMISSÍVEIS

PISO DA CABINE SUPERFÍCIE ÚTIL : 2,60² RESISTÊNCIA MECÂNICA : 600 Kg/m² 11 pontos de amarração na cabine

BAGAGEIRO ESQUERDO

L: Comprimento T: Largura H: Altura V: Volume

D: 0,380 m L: 1,300 l T: 0,100 m H: 0,740 m V: 0,235 m³ Carga distribuída :100 kg

ESTRUTURA CENTRAL É a parte mais resistente da estrutura, é ela que suporta diretamente os esforços em vôo (sustentação (sustentação Fn e peso P), e quem recebe a concentração de esforços durante o pouso.  A estrutura estrut ura central centr al constitui-se const itui-se essencialmente essenci almente de um hexaedro h exaedro rígido. rí gido. Suporta o conjunto mecânico principal (CTP e rotor), o trem de pouso, o piso da cabine e a estrutura traseira e também contém o tanque de combustível. combustível .

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1. Piso mecânico 2. Caverna traseira. Fixação da estrutura traseira 3. Vigas laterais (uma esquerda e uma direita) Fixação das vigas da barca 4. Tanques estruturais DIANTEIRO e TRASEIRO T RASEIRO 5. Caverna dianteira inclinada 15° para trás 6. Caverna superior inclinada 7° para frente 7. Cavernas longitudinais. Chapa grossa

BARCA E PISO DA CABINE  A estrutura da barca que suporta a cabine esta est a em balanço no prolongamento da estrutura central.

Duas vigas transversalmente enrigecidas pelas travessas, são rebitadas nas vigas laterais da estrutura central.

1. Parte dianteira do piso da cabine 2. Parte central do piso da cabine 3. Travessas 4. Conjunto das carenagens inferiores 5. Viga esquerda 6. Viga direita

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Rótula de levantamento, uma à esquerda e outra à direita

CAPOTA Os elementos da estrutura da capota são: - Teto (1);

- Nariz (3); - Montantes (2). São fabricados em policarbonato reforçado por fibra de vidro. Moldadas a quente, são montadas por colagem e pontos de solda ultrassônica.  A capota esta fixada fi xada por parafuso pa rafuso no piso da cabine cabin e e na estrutura central.

1.Teto em policarbonato composto de duas semi-conchas no interior das quais circula o ar ar de ventilação da cabine. 2. Montante do pára-brisa em policarbonato 3. Nariz em policarbonato 4. Pára-brisa em acrílico

5. Vigias superiores (Makrolon) 6. Dobradiças das portas 7. Vigias inferiores (esquerda e direita) Policarbonato transparente 8. Janela de inspeção 9. Indicadorde derrapagem 10. Junta de vedação 11. Pára-brisa 12. Fita Scotch 13. Selante PR Quando da montagem do pára-brisa, respeitar a sequência de aperto dos parafusos indicados no cartão de trabalho, evitando assim introduzir esforços na montagem.

ESTRUTURA TRASEIRA

E constituída por três cavernas ligadas por vigas, com adaptação para um bagageiro. As cavernas dianteira e a traseira suportam o G.T.M. Sobre a terceira caverna, a de j unção, esta fixada o cone de cauda através de parafusos, facilmente desmontável. 1. Piso do GTM (chapa de ago inoxidável) 2. Viga sob o piso do GTM 3. Caverna de junção 4. Revestimento 5. Caverna traseira 6. Acesso ao bagageiro traseiro 7. Degrau embutido de acesso ao piso mecânico 18

8. Piso do bagageiro (acesso às caixas elétricas) 9. Caverna dianteira 10. Vigas suportes do GTM

Cone de Cauda O cone de cauda é formado por cavernas circulares envolvidas por um revestimento. Um reforço de chapas da maior rigidez ao conjunto. O cone de cauda suporta: - Caixa de transmissão traseira (CTT), fixada sobre 2 cavernas - Estabilizador horizontal, fixado entre duas cavernas \ reforçadas - Arvore de transmissão traseira - As Derivas

Para corrigir o balanceamento em peso podem ser fixadas placas de lastro na parte interna do cone extremo

EMPENAGEM  A empenagem é constituída por: - Um estabilizador horizontal (1) - Uma deriva superior (2) - Uma deriva inferior (3)  A deriva inferior é composta de uma bequilha (4) destinada a proteger o rotor traseiro. O estabilizador horizontal e derivas são superfícies estabilizadoras, perfiladas, que submetidas ao vento relativo, tendem a se opor às mudanças de atitude da aeronave.para trazer a aeronave de volta a sua atitude original quando dela se afastar.

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PARTICULARIDADE DO ESTABILIZADOR HORIZONTAL Seu perfil NACA assimétrico, inclinado 0º 20’ em relação à referência horizontal, cria sob ação do vento relativo V uma força aerodinâmica F que tende a estabilizar a aeronave. PARTICULARIDADE DAS DERIVAS O perfil NACA assimétrico da deriva superior produz em vôo de cruzeiro uma força aerodinâmica F1 oposta ao torque de reação do rotor principal CR agindo, portanto no mesmo sentido que o empuxo do rotor traseiro, o que permite reduzir o passo desse último com econo mia de potência.  A deriva inferior tem um perfil NACA simétrico com um tab no bordo de fuga direito que produz igualmente uma força aerodinâmica F2 que se soma à força F1.

ESTABILIZADOR HORIZONTAL 1 – Tab do bordo de fuga 2 – Nervura do bordo de fuga 3 – Revestimento Central 4 – Nervura da extremidade 5 - Longarina 6 – Reforço e ferragens de fixação (atravessados por 2 parafusos) 7 – Nervura do bordo de ataque 8 – Revestimento do bordo de ataque

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FIXAÇÃO DO ESTABILIZADOR HORINTAL

DERIVAS 1 – Nervura superior 2 - Tab do bordo de fuga 3 - Revestimento 4 – Nervura Inferior (duas partes) 5 – Suporte de pesos de balanceamento 6 – Bordo de fuga com tab 7 – Nervura superior da deriva (duas partes) 8 – Revestimento 9 – Bequilha 10 – Nervura inferior 11 – Fixação da deriva inferior 12 – Longarina 13 – Ferragem de junção e fixação da derivas 14 – Fixação da deriva 15 – Longarina 16 – Tala de reforço

PORTAS O conjunto das portas compreende: - Duas portas da cabine (1), uma direita e outra esquerda, que dão acesso aos assentos dos "pilotos". - Duas portas traseiras (2), uma direita e outra esquerda, que dão acesso à parte traseira da cabine. - Uma porta do bagageiro esquerdo (3) e uma porta do bagageiro direito, de laminado. - Uma porta do bagageiro traseiro (4) de laminado. Todas essas portas estão munidas de uma trava de segurança com chave. Na versão padrão, as portas da cabine são alijáveis.

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Para algumas missões (guinchamento - transporte aeromédico) que exigem maior facilidade de acesso à parte traseiras da cabine, porta e portinhola esquerda da versão padrão são substituídas por uma porta menor do piloto e por uma porta deslizante sobre trilhos. A porta deslizante pode ser aberta em vôo e mantida travada nesta posição, nessa situação há uma restrição na velocidade da aeronave.

PORTAS DOS BAGAGEIROS

 As 3 portas dos bagageiros são em laminado. As portas dos bagageiros direito e esquerdo, articuladas em sua parte superior, podem ser mantidas abertas por um montante, que na posição repouso, encaixa na parte interna da porta .

1. Janela de "mau tempo" em acrílico (porta direita e esquerda) 2. Painel da porta - acrílico., 3. Maçaneta 4. Biela elástica 5. Dobradiça

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 A expansão do ar comprimido (força de expansão 15 N) ajuda a abertura da porta e a mantém aberta. O ar é comprimido quando se fecha a porta. PAREDE DE FOGO NOS MOTORES

1. Parede traseira em aço 2. Parede mediana em aço (desmontável) 3. Parede dianteira em aço 4. Suporte dos capôs da C.T.P. 5. Passagem da entrada de ar dos motores 6. Passagem da trompa de legação do motor - C.T.P. 7. Janela de inspeção do flector da arvore de transmissão traseira 8. Túnel em titânio da arvore de transmissão traseira e conjunto dos ventiladores

TREM DE POUSO COM PATINS O trem de pouso suporta a aeronave, protege a estrutura das aterrissagens e amortece as vibrações quando a aeronave se encontra no solo com o rotor girando. O conjunto de trem de pouso compreende: - Um tubo transversal dianteiro (2) e um tubo transversal traseiro (4). - Dois patins. - Dois amortecedores hidráulicos (3).

-FIXAÇÃO DOS AMORTECEDORES NA PAREDE 15 -Fixação por braçadeira nas paredes da estrutura central. -Fixação por braçadeiras nas vigas da barca. 23

EQUIPAMENTO DO TREM DE POUSO 1. Pino de fixação para as rodas de reboque 2. Lâmina de aço flexível 3. Sapatas – aço 4. Anti-derrapante (estribo da cabine)

RESSONANCIA NO SOLO E A FUNCAO DOS AMORTECEDORES

Posição de montagem das rodas de manutenção em função da centragem da aeronave.

Quando a aeronave voa, os rotores, o motor e as transmissões são fontes de vibrações que se propagam na estrutura. Cada elemento da estrutura tem uma freqüência de vibração que lhe é própria e que depende principalmente de seu peso, de sua flexibilidade ou rigidez (ou seja, de sua forma, de suas dimensões e do material utilizado), isso resulta, para o conjunto da aeronave, vibrações complexas que podem aumentar ou diminuir o nível vibratório. Em vôo, o helicóptero está isolado, em um determinado regime de vôo o nível vibratório sempre se estabiliza: não aumenta, nem diminui. No solo, ao contrário, com o rotor girando, as vibrações encontram no trem de pouso um ponto de apoio e se acontecer que a freqüência própria do trem de pouso combine com a freqüência das vibrações principais provenientes do rotor, a cada giro da pá essas vibrações recebem um "eco" um novo impulso. A amplitude vibratória aumenta rapidamente. Essas vibrações divergentes e as oscilações resultantes podem provocar a destruição e a capotagem da aeronave: É A RESSONANCIA NO SOLO. Os amortecedores interpostos entre o tubo transversal "flexível" dianteiro do trem de pouso e a estrutura têm por função modificar a flexibilidade "trem de pouso-estrutura", ou seja, deslocar a freqüência própria do conjunto de tal maneira que em nenhum caso a ressonância no solo possa se produzir. Pela mesma razão, os patins são prolongados por uma lamina de ago flexível "virada" para baixo e que desempenha o papel de amortecedor na parte traseira do trem de pouso. Observar ainda que no momento do pouso os amortecedores e as laminas de aço absorvem a energia do impacto.

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 AMORTECEDOR DO TREM DE POUSO 1.Ferragem

de fixação na caverna 15º 2. Terminal com rótula (superior) 3. Junta raspadora (protetor contra poeira) 4. Reservatório de fluido hidráulico 5. Tampa 6. Pistão 7. Cilindro 8. Corpo de Amortecedor 9. Terminal com rótula (inferior) 10. Travessa dianteira do trem de pouso 11. Válvula unidirecional de dreno e de abastecimento 12. Válvula de sobre pressão 13. Válvula de sobre pressão 14. Orifício calibrado normal

 A velocidade de amortecimento é a característica principal do amortecedor. Sob um esforço de 500 daN tem-se:  Amplitude de deslocamento do pistão: 2mm Velocidade: 35mm/s Frequência: 3,1 Hz FUNCIONAMENTO Esforço < 550 N, O amortecimento é obtido pela passagem do líquido através do orifício calibrado (14) Esforço > 550 N  As válvulas de sobre pressão (12) (13) se levantam aumentando consideravelmente a seção de passagem do líquido. Esforço de baixo para cima: a válvula (13) se levanta Esforço de cima para baixo: a válvula (12) se levanta  A Válvula 11 efetua automaticamente o dreno e o abastecimento das câmaras de trabalho a partir do reservatório de fluido (4) Notar que os vazamentos externos são impossíveis:

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TRANSMISSÃO MECÂNICA PRINCIPAL  A transmissão mecânica principal aciona a partir do motor, o rotor principal e a transmissão mecânica traseira

O sistema de transmissão ao rotor principal é constituído por: - ligação GTM-CTP - caixa de transmissão principal LIGAÇÃO "G.T.M. - C.T.P PRINCIPIO DA LIGAÇÃO, G.T.M.-C.T.P., compreende:

a

ligação

Uma trompa de ligação (4) - Um anel cardan (2) que liga a trompa (4) à C.T.P. 26

- A árvore de transmissão de potência (3) transmite torque do motor para a C.T.P. através do pinhão de entrada (1) equipado com uma roda livre.

NECESSIDADE DA LIGAÇÃO TROMPA-CARDAN  A C.T.P é montada numa suspensão flexível que oscila em vôo com deslocamentos de pequena amplitude:  A função da ligação trompa-cardan é de: - Manter constante a distância C T.P.- G.T.M. - Assegurar o alinhamento da árvore de transmissão com o pinhão de entrada - Se opor ao torque de reação do motor Nestas condições a árvore de transmissão transmite somente o torque do motor.

NECESSIDADE DE UM ACOPLAMENTO FLEXÍVEL ENTRE A ÁRVORE DE TRANSMISSÃO E O PINHÃO DE ENTRADA DA C.T.P. - Os acoplamertos flexíveis (tipo flector) absorvem por sua deformação, os Pequenos desalinhamentos entre a tomada de :ar do motor e o pinhão de entrada da C.T.P. - Os flectores são pontos de encontro de esforços importantes. Por um lado eles transmitem o torque do motor QM, e por eles se deformam em caso de desalinhamento. A deformação dos flectores que se repete a cada giro da árvore, os esforços alternados que provocam uma fadiga do acoplamento, em conseqüência os flectores são peças que exigem um acompanhamento regular (conforme P.R.E.). Deve-se notar entretanto seu caráter "fail safe" (livre de falhas).

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Flectores - desalinhamento máximo de 1º 30’ COMPONENTES DA LIGAÇÃO G.T.M – C.T.P. 1. Cárter de ligação fixo à caixa combinada 2. Pino Cardan (4 pinos) 3.Anel Cardan 4. Trompa de ligação fixada ao motor 5. Conjunto Batente (evita o recúo da árvore de transmissão) 6. Árvore de transmissão (ranchurada-extremidades) 7. Flange Ranhurado

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CAIXA DE TRANSMISSÃO PRINCIPAL (C.T.P.)  A C.T.P. transmite a potência dos motores aos rotores reduzindo a velocidade de rotação.  Através de seu cárter ela transmite à estrutura a torque de reação do rotor principal que ela recebe do mastro. A C.T.P. aciona da mesma forma, a bomba de lubrificação assim corno 2 bombas hidráulicas

 A C.T.P. é de concepção modular. Isto quer dizer que pode-se substituir (sem regulagem nem ferramentas especiais) seus diferentes sub-conjuntos, evitando assim, a retorno do conjunto a fábrica, reduzindo assim os custos de manutenção.  A CTP é uma caixa de engrenagem que transmite o torque do GTM ao rotor principal, fazendo a redução da velocidade de rotação de 6000 rpm para aproximadamente 386 rpm.

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Sub-conjuntos da CTP, A CTP é composta de 3 módulos: - um redutor epicicloidal - um redutor cônico - uma bomba de lubrificação

Cônico: 61 = 3,59 Epicicloidal: 30+100 = 4,33 17 30  Acionadas pelo solar, os satélites giram sobre a coroa fixa acionando o porta satélites e, portanto, a árvore do rotor a 386 rpm. Sistema de Lubrificação da CTP Garante a lubrificação e refrigeração das engrenagens e rolamentos da CTP e do mastro do r otor, através do óleo sob pressão, que circula pelo radiador durante todo o funcionamento. Funcionamento: O óleo, que fica alojado na parte mais baixa da CTP, é aspirado por uma bomba mecânica de engrenagens e enviado para o radiador; em seguida passa por um fi ltro e finalmente entra na CTP e no cárter do mastro. Após lubrificar os componentes, o óleo cai por gravidade de volta ao tanque.

Limites do sistema: - Luz de baixa pressão (P.CTP) acende se pressão for menor que 1 bar. - Luz de temperatura (T.CTP) acende se a temperatura do óleo ultrapassar 115°C.

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 ALGUMAS CARACTERÍSTICAS: - Limite temperatura: 115º C (luz de alarme) - Tempo de vôo sem óleo: 15 min. - Capacidade do filtro: 100 microns - Bomba de óleo: tipo engrenagem

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Filtro

Radiadores

Ventiladores

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FREIO ROTOR (TIPO DIAFRAGMA) 0 freio de rotor permite: - Imobilizar rapidamente o rotor após a parada do GTM. Sem freio, o rotor continuaria a girar devido a sua energia cinética. - Impedir a rotação do rotor pela ação do vento quando o helicóptero estiver estacionado. PRINCÍPIO DA FRENAGEM: A energia cinética é absorvida pelo atrito das sapatas de fricção ("ferodo") sobre um disco acionado pela ligação "CTP-GTM". Como o atrito transforma a energia cinética em calor, existe uma velocidade limite acima da qual é proibido frear (a excesso de calor pode destruir a disco e o freio).

Freio solto

Freio acionado

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Características do Freio Rotor Velocidade máxima de frenagem: ..............................................................................170 rpm Tempo de frenagem (de 170 a 0 rpm):........................................................................25 s Intervalo entre duas frenagens:...................................................................................5 min Peso do conjunto:........................................................................................................2,10 Kg Esforço do piloto para acionamento:...........................................................................< 15 N SUSPENSÃO DA C.T.P. Caixa de Transmissão Principal, que suporta a cárter do mastro na qual está alojada a árvore do rotor, recebe .deste, esforços alternados periódicos, verticais e ,horizontais (vibrações normais do rotor em w (sendo w : velocidade angular do rotor). Uma fixação rígida da C.T.P. no piso mecânico transmitiria essas vibrações à estrutura. A solução consiste em colocar, entre a C.T.P. e a estrutura, uma suspensão flexível que absorva a maior parte das vibrações, filtrando-as. Conjunto C.T.P. - rotor principa' está ligado à estrutura em dois níveis: - A nível do mastro do rotor por 4 barras rígidas que transmitem a sustentação do rotor à estrutura. - A nível da C.T.P. por uma suspensão flexível que, colocada entre o fundo da caixa e a estrutura, recebe os esforços Fx, Fy, os momentos Mx, My e o torque de reação do rotor.

Suspensa como um pêndulo, a C.T.P. oscila em torno do ponto 0 (ponto de interseção das 4 barras de suspensão). O elemento básico da suspensão flexível é um coxim ,laminado cilíndrico formado por uma pilha de discos finos de borracha e de dural colados.

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 A absorção das vibrações é feita no sentido radial dos elementos que se deformam em cizalhamento.  A transmissão do torque de reação do rotor principal (QR) se faz por compressão dos coxins. Para transmitir o torque em auto-rotação, quando os esforços mudam de direção, cada coxim laminado é dotado de um segundo elemento que só é comprimido quando o torque muda de direção. Em caso de destruição de um coxim, o conjunto é mantido no lugar por um suporte (3) e continua a transmitir o torque do rotor em compressão

1. Barra de ligação 2. Ferragem de fixação da estrutura 3. Suporte dos Coxins laminados 4. Coxins laminados 5. Parafusos de fixação

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ROTOR PRINCIPAL O rotor principal assegura a sustentação e a translação do helicóptero. E é constituído por: -

Mastro (3) Cabeça do rotor (2) Pás (1)

 As funções do rotor são a Sustentação, Deslocamento e Manobrabilidade. O mastro, fixado na CTP, aciona a cabeça e transmite à estrutura a sustentação do rotor.  A cabeça do rotor principal, fixada no mastro, suporta as pás. É a origem da sustentação resultante das pás e absorve os esforços, inerentes à rotação do rotor (forças centrífugas  – esforços, de batimento e de arrasto).  As pás transformam a energia mecânica do GTM em forças aerodinâmicas (sustentação). IDENTIFICAÇÃO DO ROTOR Os punhos das pás são equilibrados para compensar o peso das tesouras rotativas. Por outro lado, punhos e pás são ajustados funcionalmente por meio de regulagem de suas hastes de comando do passo. A fim de evitar desregulagem decorrentes das operações de remoção e instalação desses elementos: - Só existe uma posição de montagem possível da cabeça no mastro. - Pás, punhos e hastes de comando de passo são marcados com cores diferentes (na ordem: amarelo, azul e vermelho). Essas cores também servem para, no controle da trajetória das pás reconhecer a marca de cada pá na bandeira de tracking

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MASTRO DO ROTOR PRINCIPAL O mastro do rotor compreende: - A árvore do rotor (8) acionada pela CTP. - Os platôs cíclicos. Um platô giratório (3) e um platô fixo (4). - O platô fixo é acionado pelos comandos do piloto (5) em 3 pontos. Montados numa rótula (11), ele pode: - Oscilar em volta da rótula (variação cíclica do passo). - Deslocar-se ao longo do mastro (variação coletiva do passo). A rótula desliza sobre uma guia (10). O platô giratório (montado sobre rolamentos (12) acompanha todos os movimentos do platô fixo e os transmite às alavancas de passo (1) dos punhos da pá por meio de 3 hastes de comando de passo(2). Um conjunto de cárters (9) que, prolongando a guia do platô cíclico, efetua a ligação rígida do mastro da CTP. A árvore do rotor está ligada ao cárter por (2) rolamentos cônicos (6) que 37

suportam em vôo a sustentação do rotor e no solo o peso do rotor. Esses esforços são recebidos por 4 barras de suspensão (7) fixadas no piso mecânico.

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 Assim, com exceção das inspeções habituais, não há manutenção corrente a ser efetuada no mastro. O operador pode substituir todas as peças por seus próprios meios, sem necessidade de enviar o conjuntos à fábrica.

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1. Haste de comando comando de passo (com ( comprimento primento regulável) 2. Platô rotativo 3. Árvore do rotor (aço) 4. Acionador da tesoura 5. Tesoura rotativa 6. Guia dos platôs cíclicos 7. Rótula (chapa de aço inoxidável) 8. Fita adesiva auto lubrificante 9. Tesoura fixa 10. Captor magnético 11. Rolamento cônico 12. Cárter superior de liga leve 13. Giclê de lubrificação dos rolamentos 11 e 14 14. Rolamento cônico ou 4 contatos 15. Ranhuras de acionamento de árvore 16. Ponto de fixação do servocomando servocomando 17. Cárter cônico (liga leve) 18. Espaçador de rolamentos + calço de regulagem 19. Ponto de fixação da barra de suspensão 20. Selo labial 21. Roda fônica (para a indicação da rpm) 22. Platô fixo  ASPECTO FUNCIONAL FUNCIONAL E DINÂMICO DA CABEÇA DO DO ROTOR

 A cabeça STARFLEX é comparável a um rotor articulado com retorno elástico em batimento e arrasto. O braço da estrela e as solas de elastômero se comportam como molas. FUNÇÃO “BATIMENTO” Os braços da estrela são flexíveis em batimento. Sob a ação das forças de batimento ele se deformam para cima ou para baixo provocando o batimento do conjunto “pá -punho” em torno do centro. O . do mancal esférico laminado (deformação (deformação elástica do manchal) ...

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FUNÇÃO “ARRASTO”

Os braços da estrela são rígidos em arrasto

Sob a ação das forças de arrasto..

Os braços da estrela são rígidos em arrasto provocando a oscilação do conjunto “pá -punho” em torno do centro 0 do mancal esférico laminado ( deformação elástica do mancal mancal ).  As solas de elastômero deformam em cisalhamento ci salhamento As solas de elastômero el astômero fornecem ao mesmo tempo: - o efeito de rigidez, que permite regular a frequência própria.- o amortecimento, que limita a amplitude das oscilações. Variação de Passo

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Esforços Centrífugos Os esforços centrífugos são recebidos, através do punho, pelo mancal esférico laminado, que é rígido em compressão, transmite-os à parte central da estrela onde se equilibram entre si, assim os braços da estrela ficam descarregados.

COMPONENTES DA C.R.P. Todas as peças da cabeça do rotor são, ou perfeitamente simétricas ou guiadas: NENHUMA POSSIBILIDADE DE ERRO NA MONTAGEM / DESMONTAGEM.

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PÁS PRINCIPAIS -

Concepção.............................................Materiais compostos Peso B2/B3.............................................33,9 Kg Perfil.......................................................AO 209 Corda.....................................................350 mm

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TRANSMISSÃO MECÂNICA TRASEIRA

DA C.T.P Â C.T.T  A partir da CTP o rotor traseiro é acionado por: por: -

Árvore de ligação CTP – CTP – CTT  CTT Caixa de transmissão traseira (CTT)

TRANSMISSÃO TRASEIRA Ela compreende 4 árvores: uma árvore dianteira (1), uma árvore de acionamento dos ventiladores (2) montada sobre dois rolamentos de esferas (3), uma árvore intermediária (4) e uma árvore traseira longa suportada por 6 rolamentos de esferas (6) montados em anéis de elastômero que amortecem as vibrações do conjunto. Todas as árvores estão acopladas através dos flectores (7).  As árvores dianteiras (1) e traseiras (5) são equipadas com terminais ranhurados (8) que deslizam por flanges de acoplamento (9) facilitando a r emoção da transmissão. tr ansmissão.

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Caixa de transmissão Principal  A CTT é uma simples si mples caixa de 90º de redução (par ( par espirocônico) suportada e protegida por um cárter de liga leve.As árvores do par cônico giram sobre rolamentos com roletes cônicos padrão (TIMKEN) que suporta os esforços radiais e os empuxos axiais. A lubrificação do par cônico e das engrenagens é assegurada por salpico. O calor produzido pelo funcionamento da caixa é inteiramente liberado por irradiação do cárter. 45

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EQUIPAMENTO DE FIXAÇÃO DA CTT

1. O´Ring 2. Visor de nível do óleo (vidro pirex) 3. Tampa do local de abastecimento de oléo(elastômero) 4. Filtro.Chapa de latão perfurada 5. Junta chata 6. Bujão de dreno e detetor magnético de limalha 7. Ponto de fixação traseiro 8. Arruela espaçadora 9. Ponto de fixação dianteiro O estado do par cônico pode ser verificado com a ajuda de um endoscópio i ntroduzido pelo bocal de abastecimento após a retirada do filtro. PLATÔ DE COMANDO E CABEÇA O platô de comando rotativo (4) acionado em rotação, a partir do rotor, pelas duas hastes de comando de passo (5) pode deslizar sobre a árvore do rotor (7). O platô de comando fixo (2) é acionado por um guinhol (1) articulado no cárter da CTT. Ele pode deslizar, arrastando o platô rotativo, mas não pode girar visto estar mobilizado pelo guinhol. Um rolamento de esferas (3) é interposto entre os dois platôs.  A figura mostra o deslocamento da cadeia de comando no sentido do aumento de passo. Para a diminuição do passo o movimento é inverso.

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1. Guinhol de comando de passo 2. Platô fixo 3. Rolamentos de esferas 4. Platô rotativo 5. Haste e comando de passo 6. Cabeça do rotor 7. Árvore do rotor

 A manutenção do conjunto de comando é reduzida ao mínimo. Além das habituais inspeções visuais não existe intervenção de manutenção corrente. Observar em particular a ausência de pontos de lubrificação. Este resultado foi obtido pela utilização de rótulas autolubrificante, de um rolamento com lubrificação permanente e de mancais de desli zamento autolubrificante (em ertalite).

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ROTOR TRASEIRO O rotor traseiro permite controlar a aeronave em relação ao eixo de guinada. As forças envolvidas são o toque de reação do rotor principal (Qr) e o empuxo (Ty) do rotor traseiro cujo momento:

M = L . Ty L . Ty = Qr a aeronave encontra-se alinhada L . Ty < Qr a aeronave gira para a esquerda L . Ty > Qr a aeronave gira para a direita

O rotor traseiro, fabricado em materiais compostos (predominância dos plásticos, apenas algumas peças de ligação são metálicas), é do tipo flexível, tipo gangorra. Isto significa que as tradicionais articulações de passo e de batimento desaparecem e com elas os rolamentos que prejudicam a manutenção. De fato, encontramos no rotor traseiro as mesmas montagens do rotor principal, como já citado a manutenção quase nula, cárter a prova de falhas (´´fail safe´´), manutenção condicional, etc.

PRINCÍPIOS DO ROTOR TRASEIRO O elemento básico do rotor é uma longarina em mecha (roving) de fibra de vidro- resina na qual são moldadas duas pás. A longarina é encaixada entre duas semi -conhas uma das quais dotada de um furo que3 permite a montagem em gangorra do conjunto das pás no grafo da cabeça do eixo do rotor. CONTROLE DO REGIME ROTOR CONTROLE DE VELOCIDADE DE ROTAÇÃO DO ROTOR (Nr): O piloto dispõe de um indicador triplo (NR-NTL1-NTL2), onde ele pode efetuar a leitura da velocidade de rotação (Nr do rotor), o co-piloto dispõe de um indicador simples (Nr).Ambos, piloto e co-piloto são advertidos a respeito de qualquer ultrapassagem das faixas de velocidade mínima e máxima do rotor através de um alarme sonoro. Uma luz teste permite a verificação do bom funcionamento do circuito eletrônico. 49

 A montagem em gangorra assegura, por seu lado, a função “batimento”. Articulado no eixo da gangorra, o conjunto balança a cada ½ volta. Assim quando a pá que avança sobe em relação ao plano de rotação, a pá que recua, simetricamente, desce. O batimento compensa a dissemetria de sustentação entre a pá que avança e a pá que recua

DESCRIÇÃO ESQUEMÁTICA FUNCIONAL DO ROTOR TRASEIRO O revestimento da pá (1) em fibra de vidro acompanha o bordo de ataque da longarina(9) na região principal não sujeita a torção. O enchimento (2) entre a longarina e o revestimento é feito com espuma de isocianato alquídico (moltoprene). Na raiz da pá o revestimento é reforçado por um punho em liga leve (4), que suporta a alavenca de passo (8), onde se fixa a haste de comando de passo do conjunto mecânico traseiro e duas grandes saliências (10) (pesos chineses). Na região do eixo da gangorra a longarina é encaixada em duas semi-conchas metálicas (6). Entre as duas semi-conchas e o punho são colocados dois semi-mancais laminados (5) (borracha natural/metal) deformáveis em torção e cizalahamento. Na Zona sujeita a torção existe uma cavidade (3) na espuma de enchimento para facilitar a deformação da lâminna da longarina.

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VARIAÇÃO DO PASSO  A alavanca de passo (8), acionada pelo comando do piloto, gira o punho da pá em torno dos semi-mancais laminados (6) que se deformam em torção. A partir do punho o esforço de variação do passo é transmitido à região principal, não sujeita a torção da pá, e daí à zona sujeita a torção da longarina que se torce no sentido do aumento ou diminuição do passo

CONICIDADE DAS PÁS

 A flexão da longarina, na zona da cavidade é retomada pelos dois semi-mancais laminados que determinam o eixo de conicidade e limita o valor do ângulo de conididade. As setas indicam os esforços aplicados aos mancais que, rígidos em compressão , se deformam em cizalhamento.

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 ACOPLAMENTO “BATIMENTO-PASSO” (LIGAÇÃO K) Como a alavanca de passo está deslocada em relação ao eixo da gangorra (eixo de batimento) produz-se um acoplamento “batimento-passo”. O batimento das pás, provocando um deslocamento da alavanca de passo em relação ao plano de rotação no qual está contido o eixo de batimento, provoca uma variação de passo: - na pá que avança: ela levanta e o passo diminui. - na pá que recua: ela se abaixa e o passo aumenta. Como a ligação K provoca o mesmo efeito aerodinâmico que o batimento a tendência é de estabilização.

EFEITO DOS PESOS CHINESES: Os pesos chineses, colocados perpendicularmente ao perfil, têm por objetivo criar, do mesmo modo, um momento oposto ao momento de retorno à posição plana, de modo a estabilizar o perfil para todos os valores do passo Ø. O desenho que explica o efeito dos pesos dispensa comentário: vê-se que o momento dos pesos chineses se opõe ao momento de retorno à posição plana.

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CARACTERÍSTICAS DO ROTOR TRASEIRO -

Diâmetro do rotor...................................................1,86 m Peso........................................................................4,6 kg Perfil...............................................simétrico NACA 00.12 Corda de 5 mm aumentada por um tab no bordo de fuga Torão teórica..................................................................0º Calagem da longarina na zona sujeita à torção............10º

COMPONENTES DO ROTOR TRASEIRO  A fabricação das pás do rotor traseiro é análoga à das pás do rotor principal. Longarina em emchas de fibra de vidro (roving longitudinal) Enchimento de espuma rígida Revestimento em tecido de figra de vidro orientados a +- 45º ( 2 camadas) O conjunto é moldado e depois polimerizado à quente.

1. Lâmina indicadora de choque 2. Nervura da extremidade 3. Pesos de balanceamento estático no sentido da corda e em envergadura 4. Proteção do intradorso – Banda de poliuretano 5. Revestimento (2 camadas de fibra de vidro) 6. Proteção do bordo de ataque (aço inoxidável colado) 7. Longarina de fibra de vidro (roving) 8. Espuma (isocianato alquídico moltoprene) 9. Placa suporte dos pesos de balanceamento do conjunto das pás 10. Alavanca de passo 11. Pesos Chineses 12. Tab

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COMANDOS DE VÔO PRINCÍPIO DE AÇÃO DOS COMANDOS DE VÔO Os comandos de vôo, que atuam sobre o ângulo de passo do rotor principal e do rotor traseiro permitem ao piloto controlar o vôo da aeronave: variação de altitude, de velocidade e de direção.  A alavanca de passo coletivo (1) controla a sustentação FN do rotor principal (variação coletiva do passo). Não esquecer: FN decompõe em um vetor ´´sustentação´´. Se um vetor ´´velocidade´´ V, cujo sentido e intensidade são controlados pelo manche cíclico (2) que comanda a inclinação do disco do rotor (variação cíclica do passo). A ´´unidade dos pedais´´ (3) controla o empuxo Ty do rotor traseiro, isto é, a direção da aeronave.

 AÇÃO DOS COMANDOS DO ROTOR PRINCIPAL - Os deslocamentos longitudinais do manche cíclico comandam uma cadeia de arfagem, que controlando a aeronave em seu eixo de arfagem, atua o platô cíclico em B. Por exemplo, manche para frente, o ponto B desce. Os pontos A e C ficam imóveis. A variação cíclica resultante inclina o rotor para frente. - Os deslocamentos laterais do manche cíclico controlam as cadeias de rolagem que, controlam a aeronave em seu eixo de rolagem, atuam o platô cíclico em A e C. Manche a direita, por exemplo, o ponto A desce e o ponto C sobe a um valor igual. O ponto B fica imóvel. A variação cíclica de passo resultante inclina o rotor para a direita - Os deslocamentos da alavanca de passo coletivo atuam simultaneamente, e no mesmo valor nos pontos A, B e C que, por exemplo, se deslocam para cima quando se puxa a alavanca de passo (aumento do passo coletivo).

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 AÇÃO DO COMANDO DO ROTOR TRASEIRO Bastante simples: quando o pedal direito é empurrado para frente, aumenta o passo do rotor traseiro , aumentando assim o empuxo Ty; quando o pedal esquerdo é empurrado acontece o processo inverso.

COMANDOS DO ROTOR PRINCIPAL

 As cadeias de comando que ligam o manche cíclico (11), alavanca de passo coletivo (12) e platô cíclico (3) são formados de hastes rígidas, conectadas funcionalmente entre sí através de guinhóis. Em cada uma das cadeias de comando que aciona o platô cíclico, um servocomando hidráulico (1-2-4) desenvolve as forças necessárias à pilotagem. Na versão básica, a aeronave é monocomando e sem piloto automático (duplo comando e piloto automático são ´ ´opcionais´´). Cadeias de rolagem Cadeias de arfagem Comando coletivo. Na saída da unidade misturadora, o comando do coletivo utiliza as cadeias de rolagem e de arfagem (deslocamento igual nas 3 cadeias no deslocamento da alavanca de passo coletivo).O guincho de comando lateral inverte o movimento das cadeias direita e esquerda.

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1. Servocomando lateral direito 2. Servocomando longitudinal 3. Platô cíclico 4. Servocomando lateral esquerdo 5. Unidade misturadora 6. Alavanca de passo coletivo do co-piloto com desmontagem rápida (duplo comando) 7. Eixo de ligação das alavancas de passo 8. Manche cíclico do co-piloto com desmontagem rápida 9. Eixo de conjugação dos manches cíclicos 10. Guinhol de comando lateral 11. Manche cíclico do piloto 12. Alavanca de passo coletivo do piloto 13. Guinhóis das cadeias cíclicas 14. Acoplamento ´´passo coletivo-governador do motor´´ (biela elástica), 15. Haste de atuação dos servocomandos O misturador é a unidade onde se encontram o comando de passo cíclico e o comando de passo coletivo. Ele permite o funcionamento destes comandos independentes um do outro e sem interações entre si. Observar que uma variação do passo coletivo não modifica a inclinação do platô cíclico (variação cíclica inalterada) e que um deslocamento do manche cíclico não modifica o passo coletivo(o platô cíclico não se inclina, porém permanece na mesma altura).

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FUNCIONAMENTO DOS COMANDOS DO ROTOR PRINCIPAL Você acompanhará facilmente no esquema simplificado das cadeias de comando, o efeito de uma ação no manche cíclico e na alavanca de passo coletivo.

 AÇÃO DO MANCHE CÍCLICO EM LATERAL Se o manche for deslocado para a direita, as cadeias de comando lateral que deslocam em sentido contrário e no mesmo valor inclinam o platô cíclico para a direita em torno do eixo y que passa pelo servocomando longitudinal.  AÇÃO DO MANCHE CÍCLICO EM LONGITUDINAL Se o manche for deslocado para a frente, a cadeia de comando longitudinal inclina o platô cíclico para a frente em torno do eixo x que passa pelos 2 servocomandos laterais.  AÇÃO DO MANCHE CÍCLICO EM LATERAL Se a alavanca de passo for puxada para a cima (sentido do aumento de passo) as cadeias de comando longitudinal lateral, na saída do misturador, se deslocam no mesmo valor e no mesmo sentido. O platô cíclico se desloca para cima, paralelamente a si mesmo.

COMPONENTES DOS COMANDOS DO ROTOR PRINCIPAL MANCHE CÍCLICO O manche cíclico é equipado de um dispositivo de fricção regulável (11) que permite ao piloto dosar seu esforço no comando. Observar que o sistema hidráulico suprime os esforços de comando.

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1. Porca de regulagem da fricção 2. Arruela elástica (elastômero) 3. Calota de fricção 4. Calota móvel 5. Calota de fricção 6. Luva rosqueada 7. Porca de manutenção da calota (5) 8. Anel batente da porca 9. Parafuso de imobilização da luva (6) 10. Calota fixa de fricção 11.Dispositivo de fricção COMANDO LONGITUDINAL

1. Parafuso de articulação do manche em lateral 2. Garfo do eixo de conjugação 3. Mancais (rolamento de esfera) 4. Guinhol da caixa de trim (opcional PA) 5. Eixo de conjugação longitudinal 6. Guinhol longitudinal 7. Haste de ligação dos 2 manches em lateral 8. Pé do manche cíclico 9. Haste 10. Guinhol intermediário 11. Eixo do coletivo 12. Furo para imobilização dos comandos 13. Batente regulável 58

GUINHOL LATERAL

1. 2. 3. 4. 5. 6.

Suporte do guinhol Eixo de articulação do guinhol Furo para imobilização do comando Bucha mancal (ertacetal) Guinhol lateral Conjunto ´´batente regulavel´´ (dos 2 lados guinhol

 ALAVANCA DE PASSO COLETIVO Observar o dispositivo de regulagem da fricção-punho de regulagem (2) e a possibilidade de travar o coletivo no ´´passo mínimo´´ a lâmina de travamento (14).

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1. Alavanca de passo 2. Punho de regulagem da ficção 3. Arruela elástica (elastômero): comprimida por (2) cria a pressão de ficção 4. Sapatas de fricção. 2 sapatas atritam sobre (9) 5. Protetor 6. Mola de apoio do protetor 7. Furo para imobilização do comando 8. Pé do coletivo com guinhol de comando 9. Placa de fricção 10. Furo para imobilização do comando 11. Mola de compensação 12. Base do manche do co-piloto 13. Batente regulável do passo mínimo 14. Lâmina de trava POSIÇÃO DOSCOMANDOS DO PLATÔ CÍCLICO REFERÊNCIAS DE REGULAGEM DAS CADEIAS DE COMANDO: um pino de imobilização por cadeia. Comandos pinados encaixados, o manche cíclico está em posição neutra e a alavanca do coletivo a meio curso (50%). REFERÊNCIAS DE REGULAGEM DO PLATÔ CÍCLICO: um ferramental especial imobiliza o platô na posição de regulagem (platô perpendicular ao mastro do rotor. Servocomando a meio curso). Em cada servocomando,um pino centraliza a alavanca de entrada entre seus batentes. PONTOS DE REGULAGEM: 3 hastes de acionamento dos servocomandos (comprimento regulável). REGULAGEM : cadeias de comando pinada, platô cíclico imobilizado pelo ferramental e servocomandos pinados, basta ajustar o comprimento das hastes de acionamento dos servocomandos para poder conectá-los.

REGULAGEM DO CURSO DOS COMANDOS Esta regulagem permite verificar se os ângulos de passo máximo e mínimo são atingidos quando os comandos encontram-se no batente de fim de curso. PONTO DE REFERÊNCIA: uma marca traçada pelo operador nas hastes de acionamento dos servocomandos dianteiro e esquerda determina em relação ao piso mecânico uma cota x quando os comandos de vôo estão pinados. A cota x varia em função da posição do comando, do ângulo de passo das pás. PONTO DE REGULAGEM: batente de fim de curso dos comandos. REGULAGEM : regular os parafusos batentes de maneira a assegurar no final de curso de cada comando a cota x (o passo) que deve corresponder a esta posição de comando (ver Manual de Manutenção).

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Hastes reguláveis

Pinos dos servocomandos (centragem da alavanca de entrada entre os seus batentes).

Batentes do Coletivo

Pino de Imobilização longitudinal Ferramental de imobilização do lato cíclico em neutro

Pino de imobilização lateral

Batentes do comando latera

Batentes do camando longitudinal

Os pinos de imobilização do comando se encaixam nos furos AJUSTADOS na estrutura e no comando. Estando o pino encaixado, o comando fica solidário a estrutura, portanto, fixo. COMANDO DO ROTOR TRASEIRO O movimento dos pedais de direção (1) está ligado a um balancim (2): quando um pedal avança o outro recua. A partir do balancim a cadeia de comando compreende: uma haste (3), um guinhol (4), um comando flexível de esferas (5), e após um servocomando (7), a haste de atuação do guinhol (9) do platô de comando do rotor traseiro.

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1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9. 10.

Pedais de direção Balancim Haste Guinhol Comando flexível de esferas Duplo comando (opcional) Servocomando Haste de comando do guinhol (9) Guinhol de comando Eixo de articulação dos pedais

Quando o pedal direito for empurrado (caso da figura), o platô de comando do rotor traseiro, acionado pelo guinhol (9) aproxima-se da fuselagem: o ângulo de passo das pás traseira aumenta. - Inversamente, pedal esquerdo para frente, o platô de comando se afasta da fuselagem e o passo diminui.

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COMPONENTES DO COMANDO DO ROTOR TRASEIRO

Compensador de esforços

1. Pedal 2. Haste do balancim 3. Eixo de articulação dos pedais 4. Mancal (ERTACETAL) 5. Batente do curso 6. Eixo o guinhol 7. Guinhol 8. Eixo do balancim Balancim

10. Terminal de comando de esferas

11. Comando flexível de esferas (ver § 3.5.3) 12. Terminal regulável 13. Rótula ligação terminal-luva de comando 14. Mancal da haste de acionamento (5 mancais fixados à estrutura) 15. Haste de comando do guinhol na CTT 16. Terminal rotulado

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COMPONENTES DO COMANDO DO ROTOR TRASEIRO

1. Servocomando 2. Compensador de esforços 3. Haste de comando do guinhol 4. Haste de ligação do guinhol do compensador haste de comando 5. Suporte de articulação do compensador 6. Guinhol do compensador 7. Atuador hidráulico 8.Eletroválvula 9. Acumulador O compensador permite a diminuição dos esforços de comando do rotor traseiro no caso de perda da pressão da geração hidráulica direita. O atuador hidráulico (7) mantido em pressão pelo acumulador (9) aciona o guinhol (6) de um lado para o outro de seu posto de equilíbrio, determinado pelo alinhamento dos três pontos de articulação A-N-B. A haste de comando (3) ligada à alavanca do compensador pela haste de ligação (4) recebe um esforço variável em sentido e intensidade, conforme a posição da alavanca. O conjunto é concebido para que os esforços aplicados na haste de comando compensem aproximadamente os esforços de vôo. A válvula de alívio impede o calço hidráulico.

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PP: Batente do passo mínimo do rotor traseiro GP: Batente do passo máximo do rotor traseiro N: Ponto meio curso do comando  A: Ponto de articulação do atuador B: Ponto de articulação da alavanca D: Curso do pistão do atuador REGULAGEM ´´POSIÇÃO DOS PEDAIS-POSIÇÃO DO PLATÔ DE COMANDO´´ REFERÊNCIA DE REGULAGEM DO PLATÔ DOS PEDAIS: os pedais são mantidos alinhados (a meio curso – 50 %), no passo médio, graças a um ferramental especial. REFERÊNCIA DE REGULAGEM DO PLATÔ DE COMANDO: as pás traseiras são imobilizadas no passo médio graças a um ferramental especial. Para esta incidência das pás corresponde uma única posição do plato de comando. PONTO DE REGULAGEM :somente um, no terminal do comando de esferas que se conecta ao servo-comando. REGULAGEM: pedais e pás traseiras imobilizadas pelo ferramental especial, basta regular (aparafusar ou desparafusar) o terminal do comando de esferas poder conectá-lo sem esforços na alavanca de entrada do servo-comando. REGULAGEM (SE NECESSÁRIO) DO CURSO DO COMANDO Esta regulagem permite verificar se o passo mínimo e o máximo correspondem efetivamente às posições extremas dos pedais. PONTO DE REFERÊNCIA: cota x medida entre o platô de comando e o cárter da CTT. PONTO DE REGULAGEM: batentes do guinhol. Estes batentes são fixos, pois a hipótese de uma má regulagem é improvável. REGULAGEM: coloca-se sucessivamente o pedal direito e esquerdo no batente dianteiro. Em cada uma dessas posições mede-se a cota x (ver Manual de Manutenção). Se x estiver fora das tolerâncias, é preciso retocar os batentes.

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SISTEMAS HIDRÀULICOS GENERALIDADES Os esforços de comando (forças necessárias para deslocar os platôs cíclicos do rotor principal e o platô de comando do rotor de cauda) são da ordem de 10 daN para o rotor e de alguns N para o rotor de cauda. 0 aparelho é pilotavel nessas condições, mas o esforço exigido do piloto é consideravel e diffcil de ser dosado. Os servocomandos, inseridos em cada sistema de comando do rotor principal e no sistema de comando do rotor de cauda, eliminam esses esforços de pilotagem, substituindo a energia muscular do piloto pela energia hidraulica.  A aeronave HB 350 pode ser equipada com servocomandos de diferentes tipos (SAMM, DUNLOP), mas o princfpio de atuação é o mesmo.

Segue-se, esquematicamente, o servo-comando SAMM que vai ilustrar a explicação funcional geral dos servo-comandos. Uma simples transposição desta explicação ajudará a compreender o funcionamento dos outros tipos de servo-comandos. Qualquer servocomando compreende:

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Segue-se, esquematicamente, o servo-comando SAMM que vai ilustrar a explicação funcional geral dos servo-comandos. Uma simples transposição desta explicação ajudará a compreender o funcionamento dos outros tipos de servo-comandos. Qualquer servocomando compreende: - Um atuador hidráulico. É o orgão de potência do servo-comando. Nesse caso, note-se que a pistão (1) é fixo. É o cilindro (2) que se desloca provocando as variações de passo do rotor.

- Uma seletora hidráulica (3) que permite controlar a alimentação do atuador em função do comando do piloto. Neste caso, a seletora é rotativa. É comandada por uma alavanca (4), chamada de entrada, à qual está ligado o comando piloto (6).  A folga (J) que permite ao comando do piloto girar a seletora é chamada "folga de entrada". É determinada por 2 batentes (5) nos quais a alavanca de entrada se apóia em caso de pilotagem manual (sem pressão hidráulica). Chama-se movimento de entrada o deslocamento do comando do piloto. Chama-se movimento de saída a deslocamento do atuador.

Propriedades dos Servo-comandos 1 ) O movimento de saída é subordinado ao movimento de entrada. O deslocamento do atuador segue exatamente o deslocamento do comando. 2) Os servo-comandos são irreversíveis. Isto si gnifica que os esforços do rotor suportados pelo atuador, na saída, não são transmitidos para o comando do piloto.

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CARACTERÍSTICAS Os servo-comandos SAMM tem um corpo simples. O conjunto do corpo é móvel e aciona o platô cíclico. O Pistão é fixo na CTP. O conjunto constitui um atuador hidráulico comandado pela válvula gaveta. Os servo-comandos longitudinal e traseiro são equipados com um sistema de travamento que suprime a folga de entrada no caso de perda da pressão hidráulica. Essa trava auxilia a pilotagem mecânica.

Peso...............................................................................1.9 kg Pressão nominal de utilização......................................40 bar Força desenvolvida sob pressão nominal..................208 daN Curso total (batentes internos)....................................135 mm Curso útil máximo.....................................................110 mm Seções do pistão...........................................................4,5 cm2 Esforço de entrada.......................................................0,3 daN Esforço de manobra sem pressão............................. ...15 daN Consumo permanente.............................................20 cm3/mn  Abertura do by-pass para pressão..................................12 bar Fechamento do by-pass, para pressão..............................6 bar - Os 4 servo-comandos são idênticos, excetuando-se sua fixação nos Sistemas de Comando. - Os 3 servo-comandos do rotor principal são fixos por terminais de rótula (1.5) no cárter do mastro (ponto de fixação) e no platô cíclico fixo. O terminal de rótula deve ser orientado de maneira que a alavanca de entrada fique na vertical da haste de comando (7). 68

1. Terminal de rótula superior 2. Elementos de fixação do terminal (parafuso. arruela, porca, contra-pino) 3. Braço de fixação 4. Haste do pistão 5. Terminal de rótula inferior 6. Alavanca de entrada 7. Haste de comando O servo-comando do rotor de cauda é fixado do lado da estrutura (ponto de fixação) pelo mesmo terminal de rótula. No braço de saída está fixada a haste de comando do rotor de cauda. Um dos dois parafusos de fixação da haste guia o corpo do servo-comando.

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SERVO-COMANDO DUNLOP Os servo-comandos SAMM e DUNLOP são intercambiáveis: suas características funcionais são idênticas ou próximas, sua montagem é idêntica. A concepção do servo-comando DUNLOP distribuidor de gaveta e seção iguais do atuador não altera a explicação do funcionamento.

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SISTEMA HIDRAULICO DOS SERVOCOMANDOS PRINCIPIO DO SISTEMA circuito hidraulico fornece a potência hidraulica aos servocomandos. Inicialmente, cabe lembrar que as duas variaveis pressao (P) e vazao (Q) estão ligadas pela relacao: Potência = P x Q o que significa que, corn potência constante: - Aumento de vazao acarr eta di minuição de pressão. - Diminuicao de vazão acarreta aumento de pressao.  sistema do AS 350 é de potencia constante: Uma bomba com engrenagens, acionada pela CTP velocidade constante, produz uma vazão constante (6 l/min). Uma valv ula regu lad ora mante m a pres são no valo r nominal (PN = 40 bar).  A vazão da bomba é calculada para satisfazer, em todos os casos, a demanda dos servocomandos, o que significa que essa vazão é excessiva em condições normais de voo, o excesso de vazão e desviado para o tanque hidraulico pela valvula reguladora de pressão que se abre quando a pressão ultrapassa 40 bar. 

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 ANTES DE ABORDAR 0 ESTUDO DO SISTEMA, ALGUMAS PALAVRAS SOBRE 0 FLUIDO HIDRAULICO - Utilizar apenas o fluido hidraulico autorizado pelo fabricante (ver Manual de Voo). As características desse fluido garantem o bom tuncionamento e a confiabilidade do sistema ( ex: comport amento sati stató rio das juntas e das gaxetas). - Apesar de estavel, o fluido se altera com o tempo e o Oleo deve ser trocado dentro dos prazos previstos pelo construtor (ver Programa de Manutenção (3 meses)). - Fluido poluido ou contaminado significa desgaste prematuro dos servocomandos (erosão risco de gri mpamento das seletoras, entupimento dos filtros). Portanto: ao completar o tanque com fluido RIGOROSAMENTE LIMPO . inspecionar os filtros de acordo com o Programa de Manutenção Óleo atual: SINTÉTICO- MIL-H-83282 ou AIR 3520

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Tanque hidraulico 2. Filtro de sucção da bomba Malha de 0,8 a 1 mm 3. Bomba de engrenagens acionada pela CTP Vazão: 6 lim 4. Filtro metalico capacidade filtrante 10  p ou 3 p 5. Valvula reguladora mantem a pressão do sistema em 40 bar) 6. Eletrovalvula "teste hidraulico. Comandada pelo botão A, abre-se e conecta o circuito de retorno em direção ao tanque, diminuindo a pressão hidraulica. Permite t estar o funcionamento dos acumuladores (14) dos servocomandos principais 7. Manocontator. Acende a luz HID quando P < 30 bar 8. Luz de alarme "queda de pressão hidraulica" 9. Luz BUZINA. Acesa indica que o alarme sonoro não esta armado (botão buzina desligado) 10. Botão BUZINA no console. Permite que se desligue a buzina 11. Buzina. Alarme sonoro que funciona devido a queda de pressão hidraulica ou de NR 12. Rele de comando alimentado após uma queda de pressão hidraulica ou de NR 13. Eletrovalvulas dos servos principais. Comandadas pela chave B (no manche coletivo). Permitem, em caso de pane do sistema hidraulico ou de travamento de uma seletora do servocomando, conectar a entrada de pressão do servo ao retorno ao tanque diminuindo assim Os esforços de pilotagem) 14. Acumuladores de segurança dos servos principais Em caso de pane do sistema hidraulico, constituem uma pequena reserva de energia que permite ao piloto atingir uma velocidade de segurança para passar a pilotagem manual 15. Valvulas unidirecionais dos servocomandos principais: em caso de pane do sistema hidraulico são fechadas pela pressão dos acumuladores 1.

 A - Botão TESTE HID RAULICO aciona a eletrovalvula (6) B - Chave CORTE HIDRAULICO situado no manche coletivo, aciona as ele!rovalvulas (13) FUNCIONAMENTO DO DISPOSIT IVO DE SEGURANCA Logo que a pressão do sistema cai os acumuladores restituem (expansão do nitrogenio) a energia que armazenaram. As valvulas unidirecionals se fecham e os servocomandos vão continuar a ser alimentados até que os acumuladores estejam descarregados. O PILOTO DEVE APROVEITAR 0 TEMPO EM QUE OS ACUMULADORES FUNCIONAM PARA REDUZIR 0 PASSO COLETIVO (15 A 20 SEGUNDOS).

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Características dos Componentes do Sistema Hidráulico.

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SERVOCOMANDOS FINALIDADE DOS SERVOCOMANDOS Os esforços de pilotagem são auxiliados pelos servocomandos hidráulicos que permitem ao piloto manobrar a aeronave sem esforços e com precisão. SERVOCOMANDOS PRINCIPAIS Os servocomandos principais são de corpo duplo, sendo o corpo superior alimentado pela geração hidráulica esquerda e o corpo inferior pela direita.Assim, em caso de perda de uma das gerações hidráulicas, o corpo que permanece sob pressão é suficiente para manobrar o platô cíclico em todas a situações de vôo. SERVOCOMANDO TRASEIRO O rotor traseiro é pilotável sem pressão hidráulica. Por esta razão, o servocomando traseiro, de corpo simples, é alimentado pelo sistema hidráulico traseiro.

TIPOS DE SERVOCOMANDOS PRINCIPAIS O helicóptero AS 355 pode ser equipado de servocomandos principais SAMM ou AIR EQUIPEMENT (DUNLOP), cujas características principais são as mesmas.

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SERVOCOMANDOS PRINCIPÁIS SAMM Servocomando com corpo duplo. O conjunto ´´corpo´´ é móvel e aciona o platô cíclico. O pistão, preso sobre a CTP é fixo. Corpo e pistão constituem um atuador hidráulico com efeito duplo comandado por duas válvulas seletoras rotativas duplas (uma por corpo). A válvula seletora permite em caso de gripagem evitar o bloqueio do comando e continuar a alimentar o servocomando. Veremos adiante o funcionamento e sinalização ´´alarme e gripagem´´ que lhe é associado. O servocomando direito é equipado por um detector de esforços cuja função é explicada mais adiante.

Detctor de esforços (no servo direito somente) 2. Corpo superior 3.  Alavanca batente de entrada (acionada pelo comando do piloto) 4. Corpo inferior 5. Caixa de conexão elétrica 6. Dispositivo de alarme (bloqueio da seletora) 7. Furo de imobilização da alavanca (3) (zero mecânico) 8. Haste de comando da seletora 9. Válvula seletora dupla 10. Filtro (105µ) 11. Pistão 12. Terminal dos servos dianteiro e traseiro 13. Camisa para equualização das seções das câmaras dos 2 corpos 14. Suporte central 1.

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CARACTERÍSTICAS Curso útil...................................................................................................................128 m Curso entre batente ´´pistão´´................................................................................. 130 mm Curso da alvanca-batente de entrada..................................................................... ± 3 mm  Ângulo de abertura da seletora.................................................................................± 6º Força dos 2 corpos em distensão (35 bar)...............................................................350 daN Força dos 2 corpos em retração (35 bar).................................................................217 daN Esforço de entrada em modo hidráulico..................................................................< 0,25 daN Consumo permannte: em funcionamento normal....................................................0,3 l/mn FUNCIONAMENTO DOS SERVOCOMANDOS PRINCIPAIS  A figura ilustrada um servocomando durante a retração. O comando do piloto, solicitado, aciona a alavanca de entrada para baixo ( -&), as seletoras giram no sentido - a pressão é admitida nas câmaras A dos dois corpos, as câmaras B estão em retorno, O SERVOCOMANDO SE RETRAI. Ele se retrai enquanto é mantida a ação na alavanca de entrada.  Aí está o princípio de deslocamento do movimento de saída do servocomando em relação ao movimento de entrada (comando do piloto). ENQUANTO A ALAVANCA DE ENTRADA ESTIVER EM MOVIMENTO, O CORPO DO SERVO E SEGUE. QUANDO ELA PÁRA, O CORPO ´´AVANÇA´´ LEVANDO AS SELETORAS À POSIÇÃO NEUTRA (ZERO HIDRÁULICO): O SERVOCOMANDO PÁRA. Um deslocamento da al avanca de entrada no sentido +& provoca, da mesma maneira, a distensão do servocomando. O valor do ângulo de abertura ± & das seletoras, dependem da velocidade da ação do piloto no comando (alavanca do coletivo ou manche cíclico) e determina a velocidade do servocomando.

Zero hidráulico: Posição de parada do servocomando

Deslocamento da alavanca de entrada

Comando do Piloto

P = Pressão R = Retorno  A = Câmaras de retração B = Câmaras de distenção 78

VÁLVULA SELETORA DUPLA: COMPONENTE DE SEGURANÇA

-

Sem dispositivo de segurança, a gripagem da seletora provocaria o bloqueio da cadeia de comando correspondente tornando praticamente impossível o controle do rotor principal. A válvula seletora dupla evita o bloqueio do comando e assegura alimentação do servocomando em caso de gripagem.  As duas seletoras são coaxiais: A seletora (1) é a principal  A seletora (2) é de emergência FUNCIONAMENTO NORMAL

 A seletora principal comandada pela alavanca de entrada (4) gira livremente no interior seletora de emergência. A seletora de emergência está presa por 3 esferas (3) mantidas posição travada por ação de uma mola (5). Assim que o esforço F1, exercido na alavanca entrada, for inferior à força F2 da mola de travamento, a seletora principal gira no interior seletora de emergência e alimenta o servocomando. É o funcionamento normal.

da na de da

GRIPAGEM DA SELETORA PRINCIPAL Em caso de gripagem da seletora principal no interior da seletora de emergência, as duas seletoras tornam-se solidária e o esforço exercido na alavanca de entrada (F1 > F2) empurra as esferas de travamento: o conjunto das duas seletoras giram e é a seletora de emergência que controla a alimentação do corpo do servo correspondente.

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DETECTOR DE ESFORÇOS E LUZ ´´LIMITE´´ Em vôos a grande velocidade, as fortes manobras (com pequeno raio) introduzem grandes esforços na estrutura. Há o risco de danos se os fatores de carga autorizados forem ultrapassados. Os esforços ao nível do rotor principal aumentam com o fator e se dirigem, em parte, para as cadeias de comando, particularmente para a cadeia de rolagem direita que é a mais solicitada. Para prevenir o piloto que esta no limite de manobras, um detector de esforços é instalado no servocomando de rolagem direto. Quando o esforço sobre o servocomando atinge o limite autorizado, uma luz âmbar ´´LIMITE´´ se acende e o piloto saberá que ele deve reduzir o passo ou suavizar a sua manobra. O terminal do servocomando é constituído por um atuador (3) alimentado pelo sistema hidráulico esquerdo.Quando o esforço F sobre o servocomando for inferior ao valor admissível, a pressão P preponderante, mantém o pistão no batente superior. A micro-switch (2) está em ´´repouso´´. Se o esforço F sobre o servocomando ultrapassa o limite, a micro-switch (2) vai em ´´trabalho´´ e a luz acende.Observar que quando o transistor T, não polarizado, estiver bloqueado a luz ´´LIMITE´´ se apaga.Um restritor (5) amortece as quedas de pressão provocadas por uma manobra rápida do servo. O tempo de carregamento do capacitor ( C ) retarda o acendimento da luz ´´LIMITE´´ em ligeiros picos de esforços dinâmicos.

SERVOCOMANDOS PRINCIPAIS AIR-EQUIPEMENT Servocomandos com corpo duplo. O conjunto ´´corpo´´ é móvel e aciona o platô cíclico. O pistão, preso à CTP é fixo. Corpo e pistão constituem um atuador hidráulico com duplo efeito comandado por duas seletoras coaxiais do tipo gaveta (uma por corpo). A válvula seletora dupla permite em caso de gripagem evitar o bloqueio do comando e continuar a alimentar o servocomando. Você poderá observar mais adiante o funcionamento e a sinalização ´´alarme de gripagem´´ que é associado.

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O servo-comando direito é equipado de um detector de esforços que acende a luz LIMITE.

1. Terminal de fixação no platô cíclico 2. Detector de esforços (somente no servo direito) 3. Corpo superior 4. Alavanca batente de entrada (comando do piloto) 5. Corpo inferior 6. Coletor hidráulico 7. Tomada de conexão elétrica 8. Terminal inferior 9. Terminal dos servos dianteiro esquerdo 10. Pistão do corpo superior 11. Suporte central 12. Pistão docorpo inferior C. Furo para imobilização do servocomando D. Guia do batente mecânico

CARACTERÍSTICAS PRINCIPAIS - Curso útil...................................................................................................................128mm - Curso entre batentes do pistão.................................................................................130mm - Força dos 2 corpos em distensão (35 bar)...............................................................350daN - Força dos 2 corpos em retração (35 bar)................................................................210daN 81

FUNCIONAMENTO DOS SERVOCOMANDOS PRINCIPAIS  A figura ilustra um servocomando durante a retração. O comando do piloto, aciona a alvanca de entrada para baixo (- ), deslizando a válvula seletora: a pressão é admitida nas câmaras ´´A´´ dos dois corpos, e as câmaras ´´B´´ estão em retorno: o SERVOCOMANDO SE RETRAI. Ele se retrai enquanto durar a ação na alavanca de entrada.  Ai esta o princípio de deslocamento do movimento de saída do servocomando em relação ao movimento de entrada (comando do piloto):  ASSIM QUE A ALAVANCA DE ENTRADA ESTIVER EM MOVIMENTO, O CORPO DO SERVO A SEGUE. QUANDO ELA PARA, O CORPO ´´AVANÇA´´ LEVANDO A VÁLVULA SELETORA À POSIÇÃO NEUTRA (ZERO HIDRÁULICO): O SERVOCOMANDO PÁRA. Um deslocamento da alavanca de entrada no sentido +   provoca, da mesma maneira, a distensão do servocomando. O valor do ângulo de abertura ±  das válvulas seletoras depende da velocidade de ação do piloto no comando (alavanca do coletivo ou manche cíclico) e determina a velocidade do servocomando

Deslocamento da alavanca de entrada

P: Pressão R: Retorno  A:Câmaras de retração B:Câmaras de distenção 82

VÁLVULA SELETORA DUPLA: COMPONENTE DE SEGURANÇA Sem dispositivo de segurança, a gripagem de uma seletora provocaria o bloqueio da cadeia de comando correspondente tornando praticamente impossível o controle do rotor principal. A válvula seletora dupla evita o bloqueio do comando e continua assegurando a alimentação do servocomando em caso de gripagem.  As duas seletoras são coaxiais: a seletora (1) é a principal; a seletora (2) é a de emergência

Funcionamento principal

Gripagem da Seletora Principal

 A seletora principal (2) comandada pela alavanca de entrada (1) desliza livremente no interior da seletora de emergência (3).  A seletora de emergência é imobilizada na posição neutra pelo deslocamento do conjunto do pistão de teste (7) e calço (5) quando o sistema hidráulico estiver em pressão.  A mola (4) mantém a seletora de emergência contra o calço (5). Durante a manobra: F < F1 ou F2. Em caso de gripagem da seletora principal na seletora de emergência, as duas seletoras tornam-se solidárias. 83

O esforço F´ exercido pela alavanca de entrada é superior no caso figurado à força F1 da mola. O conjunto das duas seletoras desliza e é a seletora de emergência que controla a alimentação do corpo do servo correspondente. SERVOCOMANDO TRASEIRO (SAMM) O servocomando é de corpo simples (rotor traseiro pode ser comandado sem pressão hidráulica).  A haste (2) do pistão é fixada na estrutura, o corpo móvel (3) equipado de uma haste longa (4) age no platô de comando de mudança do passo do rotor traseiro. Sem pressão hidráulica a alavanca de entrada (1) está travada.

CARACTERÍSTICAS Curso máximo................................................................................................100 mm Curso útil..........................................................................................................80 mm Força do servo (35 bar).................................................................................146 daN Funcionamento da by-pass:. P aumentando para destravamento..............................................................> = 6 bar P diminuindo para travamento......................................................................< = 14 bar

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1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8.

Alavanca de entrada (ligada aos pedais) Válvula gaveta de distribuição Mola da válvula by-pass By-pass Corpo do servocomando Haste do pistão Lingueta de travamento da alavanca de entrada Batente da alavanca (1)

FUNCIONAMENTO DO SERVOCOMANDO TRASEIRO FUNCIONAMENTO NORMAL

-

 A figura ilustra o deslocamento do servocomando com pressão.A pressão hidráulica superior a 6 bar empurra a by-pass que fecha a intercomunicação das câmaras A e B e destrava a alavanca de entrada (1).A ação do piloto na alavanca de entrada, no limite permitido pelo batente (8), aciona o deslocamento da seletora (2) que coloca: A câmara A em pressão A câmara B em retorno O corpo do servocomando se desloca e tende a levar novamente a alavanca de entrada para a posição neutra quando o comando do piloto tende a distendê-la. Quando cessa o comando do piloto, a alavanca de entrada, pára e o corpo do servo a leva para aposição neutra:O servocomando pára.

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PERDA DA PRESSÃO HIDRÁULICA Se a pressão cai abaixo de 14 bar a mola empurra a by-pass e a lingueta (7) trava a alavanca de entrada na posição neutra. As duas câmaras A e B estão em intercomunicação. O servocomando torna-se desde então uma simples haste de transmissão do movimento.

ENDURECIMENTO DOS PEDAIS Se com pressão hidráulica, o piloto sente endurecer os pedais (indício provável de atrito excessivo na seletora). Ele deve fechar a eletroválvula (3) acionando uma das chaves (1 e 2). Eletroválvula fechada: a pressão cai, a by-pass coloca as duas câmaras A e B em intercomunicação.

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SISTEMA DE COMBUSTÍVEL O motor possui uma bomba de pressão que alimenta a camara de combustão por meio de um regulador de vazão. 0 circuito interno do motor esta descrito na, documentação do fabricante do motor. O sistema de combustivel da aeronave tern por objetivo: - levar até a bomba de pressão do motor o combustível, sob pressão, contido no tanque situado em baixo. - garantir a perfeita limpeza do combustivel fornecido ao motor.

 ALGUMAS PALAVRAS SOBRE OS COMBUSTiVEIS: Utilizar apenas os combustíveis de uso autorizado (ver Manual de Voo). Esses comb us tí ve i s garan tem a segurança, o desempenho e a confiabilidade do sistema.

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FUNCIONAMENTO NORMAL O botões (D) são pressionados: a bomba de reforco (5), alimentada, bombeia o combustível. A vazão da bomba é em função da demanda do motor (vazão nominal: 180 l/h). A pressão de bombeamento é inversamente proporcional a vazão mas, em todos os casos, é superior a 0,4 bar (o ponteiro da pressão fora da faixa amarela). O filtro (6) esta limpo: o by-pass (7) fechado. O motor esta alimentado normalmente.  ALARME DE NiVEL BAIXO Ouando o nível de combustível no tanque atinge 60 L, acende-se a luz de alarme "COMB" ati vada pelo contator (3). lnformando ao piloto que dispõe de apenas mais 20 a 25 minutos de vôo; B2/B3 apenas 18 min de vôo.

PANE DA BOMBA DE REFORÇO Em caso de pane da bomba de reforço, a bomba do motor é capaz de succionar o combustível do tanque e, assim, manter o motor alimentado. O piloto é informado da pane pelo indicador de pressão (ponteiro em 0). Ele sabe que seu circuito de alimentação encontra-se em DEPRESSÃO e portanto deve evitar voar a grande altitude, principalmente se a temperatura ambiente for elevada, devido ao risco de bolha de vapor (vapor-lock). Vale lembrar que a bolha de vapor "vapor-lock" (transformação do combustível em vapor) produz-se quando, num circuito, a pressão se torna igual (ou inferior) a tensão de vapor do combustível, que começa então a formar bolhas. O fenomeno provoca "falhas •   de alimentação e, em caso extremo, pode desescorvar o circuito. Como a tensão de vapor aumenta quando a temperatura sobe, a alta temperatura favorece o vapor-lock.

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ENTUPIMENTO DO FILTRO Se o combustivel estiver poluído, as impurezas se depositam no cartucho filtrante e a vazão através do filtro diminui progressivamente. A diminuição da va zã o pr ov oc a, a partir do aparecimento de entupimento: - Um aumento da pressão P 1  na entrada do filtro. - Uma diminuição da pressão P 2 na saída do filtro.  A diferenca P1 - P2 (perda de carga) cresce com o grau de entupimento. Quando esta diferença denominada P ati ngir 200 mb, um mano-contactor regulado para este valor, estabelece a alimenta ção da luz amarela FILTRO. A partir do acendimento dessa luz o piloto sabe que o risco de abertura da by-pass esta mais ou menos próximo.

SINALIZACAO "PRE-ENTUPIMENTO"  A medida que ocorre o entupimento do filtro aumenta a pressão de entrada. Quando a dif erença PI - P2 atinge 350 mb ± 50, torna-se superior a tensão da mola da bypass: a valvula by-pass se abre. O motor continua a ser alimentado, MAS COM COMBUSTÍVEL POLUÍDO.

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FILTRO - Canucho filtrante: aço inoxidável. - Capacidade do filtro: 10  p. - Vazão media: 190 l/h - maxima: 250 l/h. - Perda de carga maxima: 35 mbar a 190 l/h. - Abertura do by-pass e aparecimento do indicador de entupimento para uma perda de carga de 350 mbar ± 50 (filtro LE BOZEC)

 AC IO NAMENTO DO INDICADOR  A valvula by-pass (4) empurra a haste do indicador (2). Após a passagem do flange de travamento (3) as laminas da mola (1) fecham-se sobre a haste do indicador. O indicador esta acionado, para recolocado na posição ini cial , basta pressionar a haste.

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TRANSMISSOR E INDICADOR DE LIQUIDOMETRO O transmissor é do tipo bóia e came helicoidal comandando umn potenciometro e um contato de nível baixo. O indicador é do tipo bobinas de fluxos cruzados.  A bóia (2), instalada num tubo (1), acompanha o nível do combustível. Um pino (3), solidario com a bóia, desloca-se na fenda helicoidal do tubo (4).  Assim, guiada peIo pino (3), a bóia gira no sentido horario ao subir e em sentido contrario ao descer. Uma haste de comando (5) transmite a rotação da bóia a um imã transmissor (6). Do outro lado da divisão estanque, um segundo imã (7) acompanha os deslocamentos do primeiro. Esse imã aciona dois cursores: - O cursor A atrita-se com a resistencia do potenciometro de medição de nível; - O cursor B serve de contato de nível baixo (faixa do contato C de 60 a 0 L).

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MEDIÇÃO DE NÍVEL: As variações da resistencia R (função do nível) modificam a direção do campo resultante das bobinas (1) e (2). A cada posição da bóia corresponde uma posição do ponteiro indicador. SINALIZAÇÃO DE NIVEL BAIXO: Quando o nível 60 L é atingido, o cursor B fecha o circuito de luz "COMB" que se acende.

CADEIA DE CALIBRAGEM CAPACITIVA Urn sensor capacitivo permite aumentar a confiabilidade da medida da quantidade de combustfvel e de tornar o alarme "BAIXO NIVEL" independente desta. Fornece aos operadores que trabalham corn baixos níveis de combustfvel (operação do gancho por exemplo) redundancia das intormações e previsão. LIQUIDOMETRO 0 transmissor do liquidometro é formado de dois tubos concentricos metalizados (A e C) que constituem a armadura de um condensador cujo isolante (B) é o combustível na parte inferior e na parte acima. Sendo a constante isolante do combustível duas vezes maior do que a do ar, compreende-se que a capacidade do "condensador-calibrador" depende do nível. De fato, a metaIização dos tubos A e C é tal que a capacidade é proprocional ao nivel. O sinal de medida é enviado ao liquidometro através de um amplificador. Um indicador de baixo nível ao termistor (3) causa o acendimento, através de um outro ampliticador, a luz "COMB" do painel de alarme 4 ALFA acende quando o nível de combustível atingir 60 litros. 0 sistema é alimentado com corrente continua e gera a corrente alternada necessária ao seu funcionamento.

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DISPOSITIVO DE DRENO Os dois drenos montados na parte baixa de cada tanque são equipados de mecanismos comandados por cabo. Os punhos de comando estão instalados no lado esquerdo da aeronave.

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SISTEMAS ELÉTRICOS  A rede elétrica da aeronave pode ser ali mentada a partir de 3 fontes de corrente contínua: — Um arranque-gerador (28,5 V - 4,8 Kw) — Uma bateria (24 V - 16 Ah) — Uma fonte externa (28,5 V) Os 3 geradore s al imenta m uma barr a de distr ibui ção onde estão ligados os circuitos de utilização. O ARRANQUE-GERADOR, acionado pelo GTM, é a fonte normal de energia elétrica em vôo: alimenta a rede e carrega a bateria. Na fase da partida, em que aciona o GTM, o arranque-gerador, é alimentado pela bateria ou pela fonte externa.  A BATERIA permite partidas aut onomas do GTM e a alimenta ção dos circuitos, no solo, com motor parado. EM VOO, EM CASO DE PANE DO ARRANQUE-GERADOR, ELA EFETUA A ALIMENT AÇÃO (durante um tempo limitado pelo estado de sua carga). FONTE EXTERNA substitui no solo a bateria para dar partida do GTM e para efetuar os testes elétricos.

PRINCIPIO DE FUNCIONAMENTO DAS FONTES DE ENERGIA  A conexão das fontes de energia elétrica na bar ra de distribuição feita pelos relés C. Com contatos do relé fechados, a fonte correspondente pode alimentar a barra de distribuição. O fechamento dos relés da bateria e do gerador CC sera possIvel se a fonte externa estiver desconectada, isto para evitar que se estabelecam entre as diferentes font es, corr entes inco ntro lavei s ( peri gosas para o equipamento).

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 Ambas as fontes (bateria-gerador) e a fonte externa são comandadas, controladas e protegidas pelos seguintes equipamentos: - K4, K5, K6 são os reles que efetuam a conjunção de cada uma das gerações na barra de distribuição. K3 é o rele de partida. - SB1, SB2 SB4 são os botões de comando. SB1 usado como comando de emergencia, provoca a disjunção simultanea do gerador e da bateria. SB2 comanda a alimentação por fonte externa ou por bateria. SB4 comanda a conjunção do gerador. - VENT e PART são os botões que comandam a ventilação e a partida do GTM. - K1 é um rele de seguranca que impede a excitação e a conjunção do gerador durante a partida e a ventilação do GTM. K2 é um rele de seguranca que impede a :Dijunção da bateria e do gerador enquanto a fonte externa estiver ligada. - TB2 regula a tensão do gerador em 28,5 V ± 0,25 V. Z1 é um cartão de circuito impresso cujos componentes eietronicos lcomandam a conjunção e a desconexão do gerador e fornecem a T02 a tensão) de referencia. - MCR é uma sonda (toro) amperimetrica que detecta a corrente de retorno para o gerador. V é um voltímetro. A é um amperimetro. GER. e BAT, são luzes de sinalização cujo acendimento indica a desconexão da fonte geradora correspondente. T.BAT. é uma Iuz que se acende quando a temperatura interna da bateria ultrapassa 71°C. - Z2 é um cartão de circuito impresso com um rele biestavel e urn detector de sobre-tensão que tira o gerador da barra quando o mesmo atinge 31,5 V e serve tambern para colocar o gerador na barra em caso de rearmar o gerador. SB6 - Botão rearme gerador. Contatores, reles, reguladores de tensão, cartões e circuito impresso, sonda, estão reunidos num conjunto funcional: a CAIXA ELETRICA.

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BATERIA Bateria alcalina constituída de 20 elementos de nIquel/cadmio - Tensao nominal: 24 V - Capacidade nominal: 16 A/h - Potência instantanea: 10,7 Kw (825 A x 13 v) - Peso: 16,5 Kg - Fechamento do termonstato: 71°C MONTAGEM: Na parte traseira a bateria se apóia num batente (1) sob o qual se encontra um calço. Na parte dianteira, uma trava (2) a imobiliza sobre o suporte (alavanca em posicão para frente: a bateria esta presa). CONEXÕES: Cabos (+) e (-) no borne com porca de ação rapida (borboleta). Cabo da sonda de temperatura: um conector

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 Ao igar a fonte externa na tomada da aeronave, verificar se a tensão fornecida esta estabilizada em 28,5V. 2. O botão SB2 (FONTE EXT) é conectado, fechando o circuito do rele K2 que, esta na posição "trabalho": - Fecha o circuito do acionamento do rele da FONTE EXTERNA K6: Conjunção da FONTE EXTERNA; a fonte externa alimenta a barra de distribuição. - Corta os circuitos dos reles de bateria K5 e do gerador K4 (disnjunção da bateria e gerador). 3.  As luzes "BAT" e "GER", alimentadas atraves de contatos repouso dos reles K4 e K5, acendem-se. 1.

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Condições para utilizar a bateria: - Fonte externa desligada (rele K2 em posição repouso) . - Gerador não conectado (GTM parado ou pane do arranque-gerador) 2.  Ao conectar o botão SB2 (PONTE EXT) fecha-se o circuito de acionamento do rele da bateria K5 que esta ligado a massa atraves dos contatos "repouso" do rele de fonte externa K6: o rele de bateria se fecha: - A bateria alimenta a barra de distribuição. - 0 alarme "BAT" se apaga. 3. O alarme "GER" se acende. 4. O voltfmetro indica a tensão fornecida pela bateria. 1.

a

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1.

2.

3.

4.

CONDIÇÕES PARA ALIMENTAÇÃO DO GERADOR: Fonte externa desligada (rele K2 desenergizado) GTM funcionando. Botão SB2 (FONTE EXT) ligado. Botões "VENT" e "PART" desligados (a função "gerador" é incompativel com a função "partida"). EXCITAÇÃO E REGULAGEM: O acionamento do botão de comando do gerador (GER) provo ca si multa neamente: - A alimentação do rele K1 que passa para a posição trabalho. • A alimentação da memoria 1S do cartão de circuito impresso Z1; o contato C se fecha durante 1 segundo; a descarga para excitação do gerador se realiza a partir do ( + ) da bateria, do contato C, do rele K1 na posição trabalho. Após 1 segundo a excita ção se est abelece atr aves de F2 e K1 n a posição trabalho e do regulador de tensão que estabiliza a tensão a 27,5 V (para o ajuste da tensão ver MET - Manual de Manutenção). CONJUNÇÃO DO GERADOR: Quando a tensão do gerador ultrapassar de 0,5 V a tensão da barra de distribuição (U Bateria), o contato B (comandado por um módulo do cartão Z1) se fecha: o rele do gerador K4 é acionado atraves do contato trabalho de K1 e dos contatos "repouso" do rele de FONT EXTERNA K2: O GERADOR entra em serviço e alimenta a barra de distribuição. A luz "GER" se apaga. amperímetro e o voltímetro indicam a corrente e a tensão do gerador. DISJUNÇÃO DO GERADOR: Quando se produz uma corrente de retorno (barra de distribuição - gerador compreendida entre 6 a 10 A, a sonda MCR ativa o módulo de disjunção do cartão Z1 e o contato se abre, cortando a excitação do rele K4: DISJUNÇÃO. Acendem-se o alarme "GER". 104

COMANDO DE SOBRETENSÃO - Quando a tensão do gerador ultrapassar 31,5 V, o detetor de sobretensão é energizado (fecha a massa do rele biestavel) e corta a alimentação dos reles K1 e K4. -rele K4, sem alimentação, abre o contato tirando o gerador da barra principal.  A luz GERADOR se acende. CONDIÇÃO TESTE -botão esta localizado na caixa eletrica, no cartao Z2. -teste é utilizado para simular uma condição de sobretensão. Apos o teste rearmar o gerador. CONDIÇÃO REARME GERADOR  Ao apertar o botão rearme gerador, o rele biestavel sera alimentado, fechando seus contatos que darão continuidade para os reles K1 e K4. - A excitação de campo do gerador ocorre atraves do contato em posicão trabalho do rele K1. - Para a alimentação da barra, ver esquema gerador na barra. 105

 A fi gura representa a ventilação do GTM a parti r da bateria. Ao acionar o bot ão "VENTIL" ou o botão "PART" no caso de partida) provoca o acionamento do rele de partida K3 que se fecha: o arranque, alimentado a partir da barra de distribuição, aciona o GTM. Verifica-se que ao acionar um dos botões "VENTIL" ou "PART" corta o circuito do rele de excitação do gerador K1.  A FUNÇÃO "CHAVE GERAL" O botão " chave geral" ( SB1) permite, em caso d e emergencia, cortar simultaneamente o gerador e a bateria. Botão SB1 ligado:  O rele de excitação K1 do gerador não é mais alimentado: DISJUNÇÃO DO GERADOR.  O rel e da bat eri a K 5 n ão é mais al imen tad o: DISJUNÇÃO DA BATERIA.

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DISTRIBUIÇÃO DA CORRENTE AOS CIRCUITOS DE UTILIZAÇÃO  A partir da barra de distribuição PP-12 (na caixa eletrica), a corrente é fornecida a 3 barras de distribuica PP5 – PP6 - PP9 nas quais estão ligados aos circuitos de utilização. Cada circuito principal que alimenta as barras de distribuicao PP5 - PP6 - PP9 é protegido por um disjuntor termico que pode ser rearmado (em caso de disjunção decorrente de defeito passageiro). O motoventilador do circuito de refrigeração do Oleo GTM e CTP, grande consumidor, é igualmente protegido por um disjuntor. Todos os outros circuitos são protegidos por fusíveis de fusão rapida. Os fusíveis das barras PP5 - PP6 - PP9 estão reunidos em 2 paineis acessíveis ao piloto que pode substituí-los em voo. Urn conjunto fusíveis "sobressalentes" encontra-se ao alcance da mão do piloto. Em cada fusível esta indicada intensidade que pode suportar (calibre).

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SISTEMA DE PROTEÇÂO CONTRA FOGO  ÁREAS MONITORADAS E PROTEGIDAS 0 circuito de deteccao de foga &arta o photo. atraves do alarms "FOGO" de qualquer aumento anormal de temperature na zone do motor a principalmente nos pontos crfticos onde este° colocedos os detetores de fogo: entrade de combustfvel, entrada e safda de Oleo, rempa de injecao de combustfvel, zone traseire debaixo do capb GTM (zone de  ARRIEL passagem dos chamas em caso de incendio). Se num desses pontos a temperature ultrapassar o limite admissive( (200°C no parte dianteire do motor, 300°C ou 400°C no parte traseire), o datetor de alarm() aciona, pale abertura de urn contato eletrico, o circuito do luz "FOGO" quo se acende.

ELEMENTOS DE DETECÇÃO DE FOGO Os elementos sensíveis do circuito são detectores térmicos com duas lâminas bimetálicas instaladas nos pontos críticos do motor ou do compartimento da CTP. FUNCIONAMENTO DOS DETECTORES Aumento lento da temperatura:  As 2 lâminas bimetálicas (2-7) se deformam da mesma maneira. Quando o limite de detecção é atingido, o bimetálico (7) toca o batente (1) enquanto o bimetálico (2) continua se deformar: os contatos (9) se afastam (abertura dalinha). Aumento rápido da temperatura: O bimetálico NU (2) que recebe maior calor do que o bimetálico termo-i solado (7) se deforma mais rápido que este.Quando o limite de detecção é atingido, os contatos se afastam.

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1. Batente de regulagem do limite térmico de detecção 2. Bimetálico NU com deformação rápida 3. Isolante 4- Terminais 5. Fibra de vidro 6. Bimetálico termo-isolado com deformação lenta 7. Batente inferior 8. Contato dos bimetálicos

CIRCUITO DE DETCÇÃO DE FOGO NO COMPARTIMENTO DA CTP Os 2 detectores, por sua instalação aproximada, se abrem simultaneamente para uma elevação de temperatura superior a 160º C dentro do compartimento da CTP. A luz ´´FOGO´´ é curto circuitada quando um dos detectores estiver fechado.Esta instalação tem a vantagem de eliminar o risco de acendimento da luz quando da abertura acidental de um detector

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O circuito é apresentado energizado com temperatura < 400º C. O r elé de monitoramento (4) está excitado. A luz FOGO está apagada. TESTE: O botão (2) permite simular a abetura de um detector e verificar o bom funcionamento dos circuitos dedetecção de fogo dos motores e da CTP. Temperatura acima de 400º C, a luz Fogo se acende.

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1. 2. 3. 4. 5.

Luz vermelha de sinalização ´´FOGO´´ Botão de teste comum do motor 1 e 2 + CTP Detector de fogo calibrados em 400º C Relé de monitoramento Capacitor polarizado que evita acendimento acidental da luz FOGO

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ILUMINAÇÂO ILUMINAÇÃO INTERNA

 A iluminação interna permite ao piloto, em voo noturno, enxergar seus instrumentos e o interior da cabine. A iluminação interna é composta por 4 circuitos independentes: -

Luminárias do teto dos pilotos e passageiros. Iluminação do painel de instrumentos do co-piloto. Iluminação do painel de instrumentos do piloto e bússola. Iluminação dos painéis do teto, console e termômetro.

LUMINÁRIAS DO TETO Cada luminária compreeende 2 difusores porta-lâmpadas orientáveis. A rotação do difusor comanda o interruptor da lâmpada. A luminária dos pilotos é equipada com 2 reostatos reguladores de intensidade luminosa; 1 do lado do piloto, 1 do lado do co-piloto. As 2 luminárias são alimentadas pela barra direta da bateria, assegurando a iluminação de emergência do painel de instrumentos e do console.

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PRINCÍPIO DO GERADOR DE LUZ E SUA DIFUSÃO NO PAINEL DE INSTRUMENTOS  A luz de uma lâmpada de iodo de 70 W, refletida por um refletor (1), é captada por um cone (2) de onde parte um feixe ótico em fibra ótica (3). Cada elemento do feixe atinge um difusor de luz em ´´plexiglass´´ (4) fixado no painel de instrumentos (5) próximo do instrumento a ser iluminado.

ILUMINAÇÃO EXTERNA - LUZES DE NAVEGAÇÃO

1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8.

Botão de comando Suporte da luz traseira Junto do globo Conjunto globo-lâmpada Braçadeira Junta do globo Conjunto globo-lâmpada luz lateral Cobertura 113

LUZ ANTICOLISÃO  A luz anticolisão, de dia como à noite, assinala, à grande distância, a presença da aeronave. Ela emite fachos de luz vermelha que, melhor que uma luz fixa, chamam a atenção. A lâmpada da luz (lâmpada de iodo de 165 W) é alimentada por um botão de comando (1).

FAROL DE TÁXI Um farol escamoteável, instalado sob a estrutura do lado esquerdo, é equipado com uma lâmpada de iodo de 450 W. O centro do facho de luz cônico deste farol situa-se a  –  23º em relação à referência horizontal da aeronave. O acendimento deste farol é comandado pelo interruptor (1), instalado no punho da alavanca de passo coletivo do piloto 1P ou 2P.

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LIMPADORES DE PARA-BRISA LIMPADOR DE PÁRA-BRISA Limpando os 2 pára-brisa frontais, os limpadores de pára-brisa melhoram a visibilidade sob a chuva. Os braços dos limpadores (1) são acionados por motores elétri cos (3) cujo movimento de rotação é transformado em batimentos por um sistema ´´haste -manivela.

COMANDOS DOS LIMPADORES DE PÁRA-BRISA

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FUNCIONAMENTO DO LIMPADOR DE PÁRA – BRISA Botão de armar (1) e interruptor (2) na posição ´´ligado´´, os relés (3) e (4) são excitados, o motor (6) é alimentado por sua bobina de velocidade rápida.A micro-switch (5), comandada cada volta pelo came, está sem efeito.  Ao desligar o interruptor de comando (2) desenergiza os 2 relés (3 e 4). O motor é alimentado pela bobina velocidade lenta enquanto a micro-switch (5) não é aberta pelo came do motor. Essa instalação permite a parada em posição estacionamento do limpador do pára-brisa sem batimento intermitente

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GRUPO MOTOPROPULSOR (AS350 B-BA-B2-B3)

GRUPO TURBOMOTOR ARRIEL  A aeronave é equipada com um motor ARRIEL 1. Os aspectos tecnológicos e funcionais deste motor estão descritos no Manual de Instrução do fabricante do motor. Este capítulo trata somente da instalação do motor na aeronave:  Fixação  Circuito de arrefecimento do óleo  Comandos e controles  Circuito elétrico de partida. PRINCIPAIS CARACTERÍSTICAS DO MOTOR Grupo turbomotor com turbina livre: o eixo da geradora de gases e o eixo da turbina livre são independentes.  O calculador numérico de regulação mantém constante a velocidade da turbina livre seja qual for o valor do passo coletivo (isto é, seja qual for a potência necessária ao vôo) por ação no regime da geradora de gases, portanto, na potência desenvolvida.  A velocidade da turbina livre sendo constante, a potência transmitida aos rotores só depende do torque do motor. Isto explica que é possível utilizar um torquímetro para medir a potência fornecida pelo motor.  Motor de concepção modular: é possível inspecionar, substituir as peças principais e evitar o retorno do motor completo à fábrica.  Peso do motor = 130 kg  Potências: Ver capítulo 1. 

FUNÇÃO O grupo turbomotor (GTM) fornece a potência transformando a energia do ar e do combustível em energia mecânica no eixo de potência. 117

PRINCIPAIS CARACTERÍSTICAS - Tipo: Motor turbo-eixo turbina livre, tomada de potência frontal, eixo de transmissão de potência externo. - Concepção: modular - Velocidade do eixo de saída: 6000 RPM (a 100%) - Massa 126 kg (277 lbs). A massa pode variar um pouco de acordo com as versões do motor.

DESCRIÇÃO GERAL DO MOTOR Esta descrição considera os principais componentes funcionais do motor. Gerador de gás - Compressor axial de um estágio - Compressor centrífugo - Câmara de combustão anular (circular) com injeção centrífuga de combustível - Turbina axial com dois estágios Turbina livre - Turbina axial de um estágio - Duto - Duto de forma elíptica com escapamento axial Redutor - Caixa de redução compreendendo três pinhões com engrenagens helicoidais. Eixo de Transmissão - Eixo externo localizado dentro de um tubo de proteção o qual está conectado á caixa de redução e à caixa de acessórios. Caixa de acessórios - Compreende o trem de acionamento dos acessórios e o acionamento de potência principal.

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SISTEMAS DO MOTOR - DESCRIÇÃO GERAL Esta parte trata de forma genérica dos sistemas e funções do motor. Circuito de óleo O circuito de óleo lubrifica e refrigera os componentes do motor. Sistema tipo cárter seco, óleo sintético, reservatório e unidade refrigeradora instalados na aeronave. Indicação de pressão, temperatura e partículas magnéticas. Circuito de ar Circuito interno para pressurizar e refrigerar internamente as partes do motor. Sistema de alimentação dos acessórios (Ventilação dos injetores de partida, regulação do motor). Válvula de sangria do compressor. Suprimento de ar para a aeronave. Circuito de combustível O combustível é fornecido através de uma bomba de engrenagem. Li berado através de uma unidade dosadora e uma válvula. Injeção através de dois injetores e simples injeção principal por uma roda centrífuga. Regulação Velocidade de rotação da turbina de potência constante . Contr ole da aceleração. Diversos sistemas de proteção. Regulação de tipo “hidromecânico” (com comando manual de segurança) utiliza combustível como fluído hidráulico. Operação do motor Totalmente automática. Alavanca de comando para partida, corte e operação da emergência. Controle do motor (Indicações) - Velocidades de rotação. Temperatura dos gases . Torque do motor. Temperatura e pressão do óleo. Indicações diversas. Partida  Acionamento por um motor de arranque elétrico. Ignição por ignitores de alta energia. Controle manual.

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Circuito elétrico Circuito de partida. Circuito de controle. Circuito de sobre-velocidade. Cablagens com dois ou três conectores de acordo com a versão. Instalação do Motor - Projetado para rápida remoção e instalação do motor. - Suporte dianteiro e traseiro. Anéis para içamento. - Equipamentos diversos (entrada de ar, escapamento, paredes de fogo, eixo de acionamento, sangria de ar, drenos, proteção de fogo).

FUNCIONAMENTO GERAL Está parte mostra de forma genérica o funcionamento do motor. Gerador de gás - Compressão de ar no compressor axial e centrífugo. - Combustão da mistura ar/combustível câmara de combustão anular - Expansão do gás na turbina do gerador de gás, a qual faz o acionamento dos compressores e acessórios do motor. Turbina livre Expansão dos gases na turbina mono-estágio que, através da caixa de redução, fornece a potência no eixo de saída. Escapamento - Descarga de gases para a área externa. Redutor - Redução da velocidade da turbina livre e envio da potência para a parte dianteira no eixo de potência . Eixo de transmissão Transmissão de potência da caixa de redução para o eixo de saída do movimento. 120

Caixa de acessórios - Saída principal de potência para acionamento da caixa de transmissão principal do helicóptero. - Acionamento dos acessórios pelo gerador de gás através de uma engrenagem cônica , um eixo de acionamento vertical e um trem de engrenagens.

CARACTERÍSTICAS PRINCIPAIS (1) Massa, Dimensões e Identificações Massa (277 lbs). A massa pode variar ligeiramente conforme a versão. Dimensões - Motor:  – 1. 166 mm(45,5 polegadas)  – 465,5 mm (18,2 polegadas)  – 609 mm (23,8 polegadas) Identificação : - Cada módulo tem uma placa de identificação; - A placa de identificação do motor completo está localizada no tubo de proteção do módulo 1.

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FIXAÇÃO DO GTM O GTM está instalado em um compartimento à prova de f ogo. Na parte dianteira está solidário com a CTP por uma trompa de ligação. Sua própria fixação no piso da estrutura traseira é realizada por dois amortecedores de borracha.

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 ARREFECIMENTO DO ÓLEO DO GTM E CONTROLE DO CIRCUITO DE ÓLEO Os rolamentos e engrenagens do motor são lubrificados e refrigerados pela circulação de óleo sob pressão. Após lubrificar o motor, o óleo está “carregado” de calorias, portanto, muito quente. É necessário, antes de reciclálo, baixar sua temperatura a f im de conservar todas as suas qualidades lubrificantes. É este o papel do circuito de arrefecimento do óleo. NOTA: É recomendável a leitura com interesse das generalidades relativas ao circuito de lubrificação da CTP, pois são aplicáveis ao motor.

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ATENÇÃO  A mistura de óleos de especificações diferentes é proibida. O monitoramento do circuito de óleo é uma função vital. Deve-se aplicar imperativamente as prescrições do PRE (Programa Recomendado de Manutenção) e da documentação do fabricante do motor. OS COMPONENTES DO CIRCUITO

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FUNCIONAMENTO GERAL.  Após ter lubrificado o motor, o óleo quente, succionado pelas bombas de retorno (10), é lançado no circuito de arrefecimento. Ele atravessa o radiador (18), onde um f luxo de ar o resfria, depois retorna ao tanque (15). Do tanque, ele parte novamente para um novo ciclo, lançado pela bomba de pressão (9) no circuito de lubrificação interno do motor. FUNCIONAMENTO DA VÁLVULA TERMOSTÁTICA (16) Na partida do motor, é necessário provocar um aquecimento rápido do óleo a fim de assegurar, desde o momento em que o motor gire, uma lubrificação correta dos rolamentos e das engrenagens. Este resultado é obtido pela válvula termostática.  Quando a temperatura (t) do óleo que sai do motor é inferior a 74ºC, a válvula, empurrada pela mola, está totalmente aberta. O óleo retorna, portanto, diretamente ao tanque (a perda de temperatura através da válvula é inferior à perda de temperatura através do radiador), não sendo arrefecido, a sua temperatura aumenta muito rápido.  A partir de 74ºC, o aumento de temperatura provoca a expansão do material contido na sonda que é banhada pelo óleo proveniente do motor. Por reação, a válvula se fecha progressivamente.  A 86ºC, a válvula está inteiramente fechada e todo o óleo atravessa o radiador. É o funcionamento normal, com o motor quente.

FUNCIONAMENTO DO MOTO-VENTILADOR (17) Em vôo de translação, o ar de arrefecimento que atravessa o radiador é fornecido pelo vento relativo. Em vôo pairado, onde o vento relativo é nulo, a vazão de ar de arrefecimento é assegurada pelo moto-ventilador que entra automaticamente em funcionamento quando a temperatura do óleo DENTRO DO TANQUE atinge 77ºC. No limite de 77ºC, o contactor termométrico (14), cuja lâmina bimetálica se dilatou, fecha seu contato, o relé R através do contato de alimentação (1) é energizado através do amplificador. O relé (1) se fecha e o moto-ventilador é alimentado. Quando a temperatura cai abaixo de 68ºC, o contactor termométrico abre seu contato e o moto-ventilador pára. 125

LOCALIZAÇÃO DOS COMPONENTES E PRINCIPAIS CARACTERÍSTICAS

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COMANDOS DO MOTOR ARRIEL

OPERAÇÃO DOS COMANDOS O COMANDO DE VAZÃO atua sobre duas válvulas de vazão. Na primeira parte de seu curso (da posição “PARADA” até a posição ‘VÔO”) ele abre progressivamente a válvula de vazão principal. Na segunda parte, além da posição “VÔO” (materializada por um entalhe) até a posição “EMERGÊNCIA”, o piloto deve liberar a manete de vazão de seu entalhe de travamento. - Manete de vazão para trás, as 2 válvulas estão fechadas: é a posição parada do motor. - Manete de vazão na faixa de “partida”: a válvula principal está parcialmente aberta. a abertura do dosador de combustível é determinada pela posição da manete de vazão e pelo controlador do acelerador (ver documentação do fabricante do motor). Paralelamente (e essas funções são independentes da manete de vazão): . a eletroválvula de partida está aberta (ação do piloto sobre o comando elétrico de partida). . a válvula dreno está fechada (função comandada pela pressão do combustível).A vazão de combustível que chega aos injetores de partida é regulada pelo piloto que abre a válvula de controle de vazão para dar a partida sem ultrapassar o valor limite da temperatura t4 (temperatura dos gases na entrada da turbina livre).

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OPERAÇÃO DOS COMANDOS Manete de vazão em posição “VÔO” (ressalto dianteiro), a válvula de vazão principal está toda aberta e o sistema de regulação controla a vazão de combustível (o motor acelerou com a abertura progressiva da válvula). O regulador de N G: - Comanda a posição do dosador a partir das ordens que recebe do regulador de tu rbina livre (regulador NTL). - Controla os regimes transitórios dosando o combustível nas acelerações para evitar o estol de compressor e nas desacelerações para evitar o apagamento. Observe que a eletroválvula de partida está fechada e que a válvula dreno encontra-se aberta.

O COMANDO DE REGULAÇÃO atua, como se viu acima sobre o regulador da turbina livre. O ajuste da mola do dosador varia automaticamente em função da posição da alavanca de passo coletivo. Ultrapassando a posição “VÔO” o deslocamento da manete  de vazão provoca a abertura progressiva da válvula de emergência que permite alimentar o motor em caso de falha do governador que tenha provocado o fechamento do dosador. O combustível passa então diretamente pela válvula de emergência, cujo grau de abertura deve ser regulado pelo piloto em função do passo coletivo. Ele deve então OBSERVAR MAIS ATENTAMENTE SEUS PARÂMETROS DE FUNCIONAMENTO (N G - T4), pois não está mais protegido pelo governador.

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OS COMPONENTES DOS SISTEMAS DE COMANDO DO MOTOR E SUA LOCALIZAÇÃO

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CONTROLE DO REGIME DA GERADORA (Ng) Sistema taquímetro do motor das versões B  – B1 – BA É um sistema de medição independente. O transmissor é um alternador trifásico (gerador taquímetro) cujo rotor é acionado pela geradora de gases. O alternador produz uma corrente com freqüência proporcional ao regime de Ng. Esta corrente alimenta o receptor (indicador) que é um motor síncrono cujo rotor (2), girando na mesma velocidade do alternador, aciona um imã (3).  A rotação do imã aplica, por indução (correntes de FOUCAULT) um torque no disco de alumínio (4) solidário ao ponteiro indicador. O torque de acionamento do disco, balanceado por uma mola espiral (5), é proporcional à velocidade de rotação do imã, portanto, proporcional à Ng.

CONTROLE DA TEMPERATURA DOS GASES (T4)  A temperatura dos gases (t4) é medida na entrada da turbina livre. Os detectores são termopares de “cromo-alumel” que geram uma tensão proporcional à temperatura a ser medida. Três termopares estão mergulhados num fluxo gasoso, à 120º um do outro. Eles estão conectados em paralelo, de ta l forma que o indicador , que é um milivoltímetro, indica a tensão (isto é, a temperatura) mais elevada. Não há nenhuma regulagem entre os termopares e o indicador.

CONTROLE DO TORQUE DO MOTOR (Tm) PRINCÍPIO DO TORQUÍMETRO O torque do motor é medido no pinhão intermediário da caixa de redução do motor. Esse pinhão apresenta dentes helicoidais, sendo, portanto, sede de um impulso axial P A proporcional ao torque do motor e de uma reação axial R A igual a P A, ou seja, ela própria proporcional ao torque do motor. Utiliza-se o deslocamento axial do pinhão sob o efeito de R A para medir o torque do motor.

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P : empuxo do pinhão PT : empuxo tangencial PA : empuxo axial RA : reação axial O óleo proveniente da bomba de lubrificação do motor chega na câmara de medição do torquímetro (A) de onde escapa por um orifício de escape f cuja seção de passagem varia em função da posição do pinhão: - Se Tm aumenta >> R A aumenta >> o pistão se desloca no sentido de uma diminuição da vazão de escape f:  A PRESSÃO AUMENTA NA CÂMARA A - Se Tm diminui >> A PRESSÃO DIMINUI. Como todas as grandezas (Tm - R A – vazão de escape pressão) variam proporcionalmente, a pressão na câmara A é proporcional ao torque do motor: BASTA MEDIR ESTA PRESSÃO PARA CONHECER O TORQUE NOTA: O pistão do torquímetro não gira. Só pode deslocar-se axialmente sob a ação de R A.

MEDIDA DA PRESSÃO DO TORQUÍMETRO É um sistema de medida indutivo. Uma palheta móvel (2) acionada por um tubo de Bourdon (3) - tubo que se deforma em função da pressão - desloca-se no campo magnético de 2 solenóides enrolados em armação de ferro doce (1). Os solenóides são alimentados em corrente alternada de 1.000 Hz. A cada valor da pressão corresponde uma posição da palheta, portanto um valor da relutância de cada solenóide.  A relutância (resistência magnética) diminui quando o entreferro diminui.  As variações de relutância provocam uma variação de intensidade nos dois enrolamentos. Quando a pressão aumenta, I 2 diminui e I 1 aumenta. I2 e I1 são aplicados ao indicador (proporcional) cujo ponteiro desvia de acordo com a palheta (2). 131

LOCALIZAÇÃO DOS COMANDOS Os indicadores são representados sem seus arcos de cores, pois cada versão possui limitações diferentes, dadas no Manual de Vôo.

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SISTEMAS PNEUMÀTICOS SISTEMA DE AQUECIMENTO E DESEMBAÇAMENTO Uma mistura de ar quente, sangrado dos motores (T1-T2) na saída do compressor centrífugo, e de ar ambiente, aspirado por dois venturi de introdução (2-6) sob o piso da cabine, é espalhado dentro da cabine através de: 2 difusores de aquecimento (3). 2 difusores de desembaçamento do para-brisa (1). Os fluxos de ar quente provenientes dos compressores são regulados por válvulas (4-5) instaladas ao lado do banco do piloto. Os restritores (8) limitam o fluxo de ar sangrado em 2,25% do fluxo máximo do compressor. As válvulas unidirecionais (7) isolam os motores entre si.

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1. Difusor de desembaçamento (1 de cada lado) 2. Venturi de introdução de desembaçamento 3. Difusor de aquecimento (1 sob cada banco dianteiro) 4. Válvula de corte ´´aquecimento´´ 5. Válvula de controle ´´desembaçamento´´ 6. Venturi de indução de aquecimento 7. Dupla válvula unudirecional que isola os motores entre si 8. Tubulação de sangria do ar quente equipada com um restritor (1 por motor)

VENTILAÇÃO DA CABINE  A ventilação é assegurada pelo ar externo que penetra na cabine: NA FRENTE, por uma tomada de ar dinâmico munido de grade (10). O fluxo de ar é controlado por uma válvula ´´borboleta´´ controlada por um puxador (13) fixado sob o painel de instrumentos do lado do piloto. NO TETO, a partir de uma tomada de ar dinâmico (1). O ar de ventilação circula entre as duas semi-conchas em policarbonato do teto, chegando aos difusores de ventilação orientáveis (5-6), regulando ou obturando o fluxo de ar .  A tomada de ar dinâmico (1) é equipada com separadores de água (2) que captam a água drenando-a para o exterior. O fluxo de ar pode ser controlado em função da estação verão/inverno pela rotação do corpo de decantação (4) que abre ou fecha a janela de escoamento de ar (3).

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1. Tomada de ar dinâmico 2. Separador de água 3. Janela de escoamento de ar 4. Copo de recuperação de água (rotativo) 5. Difusor central combinado com iluminação 6. Difusor lateral 7. Válvula de controle de ventilação dianteira 8. Difusor 9. Cabo de comando da válvula (7) 10. Tomada de ar dinâmico 11. Tela de proteção 12. Dreno da tomada de ar 13. Puxador de controle da válvula (7)

-Na frente: Arejador c/ grade Regulador de fluxo • •

- No teto: Tomada de ar de impacto Bocais de vent. Orientáveis e reguláveis • •

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PAINEL E INSTRUMENTOS Noções Básicas de Instrumentos Fornecem aos pilotos e demais tripulantes informações sobre os diversos sistemas de funcionamento da aeronave.  Através de sensores (transmissores, detectores, etc.) os instrumentos captam os sinais e demostram a indicação.

Fixação: Possuem uma alta sensibilidade e fragilidade, sendo por vezes necessário a sua instalação sobre armotecedores. Erro de paralaxe -> Difusão de visualização. Vedação -> Devem ser isentos de umidade, poeira, variação de pressão, etc. Hermeticamente fechado, a vacuos, outros Manuseio e Armazenagem -> Cuidados com o transporte, e acondicionamento em caixas individuais.

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Marcas de Utilização Vermelha -> linhas radiais -> limites máximos de operação; arcos -> faixa de operação proibida.  Amarelo -> operação indesejável , perigo e cautela; Verde -> operação normal; Branca -> linha de fé;

Classificação de instrumentos por Tipo de Construção • • • • •

INSTRUMENTOS MECÂNICOS INSTRUMENTOS ELÉTRICOS INSTRUMENTOS ELETRÔNICOS INSTRUMENTOS GIROSCÓPICOS INSTRUMENTOS DIGITAIS

Instrumentos de Vôo Sistema Anemobarométrico Indicador de razão de subida e descida - CLIMB   Velocímetro   Altímetro • • •

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Os instrumentos do sistema anemobarométrico indicam: A altitude do helicóptero: ALTÍMETRO A velocidade relativa do helicóptero em relação ao ar: VELOCÍMETRO A velocidade vertical do helicóptero: INDICADOR DE RAZÃO DE SUBIDA/DESCIDA.  A figura mostra o princípio funcional destes instrumentos: O velocímetro mede a pressão dinâmica do ar Pd = Pt – Ps. - O altímetro mede a pressão estática Ps. O indicador de razão de subida mede a variação Ps  – Ps1, em função da velocidade vertical da aeronave.

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Instrumentos do Motor • • • • • •

 

Indicador de Pressão do Óleo do GTM Indicador de Temperatura do Óleo do GTM Tacômetro do Gerador de Gases - Indicador de NG Tacômetro do Rotor - Indicador de NR Indicador de T4 Torquímetro

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Sistema de Combustível • • •

  Liquidômetro Indicador de pressão de combustível Indicação (PMA) de baixo nível de combustível - (COMB) Indicação (PMA) de baixo fluxo de combustível - (F.COMB

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DISPOSITIVOS ANTI-VIBRATÒRIOS GENERALIDADES  As pás estão submetidas a esforços periódicos, em batimento e arrasto, que provocam esforços e reações na cabeça do rotor: Momentos de flexão e de torção aplicados ao mastro; Esforços de cizalhamento no mastro. Esforços alternados e reações se repetem regularmente a cada giro e em cada pá. A frequência é igual a 3ω, uma vez que há 3 pás que giram à velocidade ω. As reações da cabeça do rotor provocam, através do mastro, das barras de suspensão e do cárter da CTP, vibrações verticais e horizontais (laterais) que se propagam na estrutura. Essas vibrações são sentidas no posto de pilotagem (principalmente as vibrações verticais, as mais incômodas, onde, justamente, procurase criar um ambiente confortável. Note que as vibrações de 3 ω são absolutamente normais, uma vez que são produzidas pelo próprio princípio fundamental do rotor e não comprometem seu balanceamento estático ou aerodinâmico. É necessário, portanto, acostumar-se com essas vibrações e procurar atenuá-las. Vimos que a suspensão bi-direcional da CTP destina-se a filtrar as vibrações. Ora, ela ´´deixa passar´´ vibrações e procurou-se melhorar o nível vibratório utilizando dispositivos anti-vibratórios baseados no princípio do ressonador. PRINCÍPIO DO RESSONADOR Podemos esquematizar o comportamento dinâmico de uma estrutura por meio de uma mola K e uma massa M suspensa no rotor do qual recebe uma excitação: esforço dinâmico Fo de frequência 3ω.  A massa M responde a essa excitação (Força F1) em função do valor de M e da frequência própria do sistema ´´massa M, mola K´´, frequência que depende ao mesmo tempo de M e da elasticidade da mola. Assim, de acordo com as características dinâmicas da estrutura (M e K), podemos ter uma ampliação ou atenuação das vibrações, mas ainda teremos vibrações. Se pendurarmos na massa M uma outra massa m (m < M) por intermédio de uma mola K (esse sistema se chama ressonador), modificaremos as condições vibratórias. Com efeito, a massa m, acionada através da massa M, vai se opor ao esforço de excitação Fo, isto é, tende a diminuí-lo e mesmo anulá-lo se sua frequência própria for igual à frequência de excitação 3 ω. (A frequência própria do ressonador é expressa por, raiz quadrada .  k ). m Isto significa que, se a frequência do ressonador for igual à frequência de excitação, a resposta da estrutura é nula: a massa M deixa de vibrar, o ressonador CORTA AS VIBRAÇÕES.

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É evidente que um sistema assim tão simples não existe. A estrutura constitui dinamicamente um conjunto heterogêneo de massa tais que M e de molas tais que K e seria necessário, para suprir todas as vibrações, associar a cada par ´´M,K´´ um ressonador, o que, naturalmente, é impensável. Entretanto é possível limitar o número de ressonadores, fazendo uma escolta cuidadosa de sua localização, para que as vibrações verticais sejam mais fracas possíveis na cabine. Assim, o HB 350 comporta dois tipos de ressonadores. um debaixo do acento do piloto e do co-piloto, o que transforma a cabine numa zona calma. Um na cabeça do rotor principal, ou seja, na própria fonte das forças de excitação. PRINCÍPIO DO RESSONADORDA CABINE O desenho nos mostra, a grosso modo, a curva de intensidade das vibrações verticais, sem ressonador de cabine. Vê-se que essa curva forma barrigas (zona de fortes vibrações) e nós em que as vibrações são nulas: Nota-se também que as vibrações são fortes na cabine.O ressonador da cabine (massa m fixada na extremidade de uma lâmina de aço flexível K) é colocado debaixo do acento do piloto e do co-piloto, onde aparece então um nó de vibrações, uma vez que o efeito do ressonador ajustado à frequência 3 w, é anular as vibrações no ponto de fixação da mola K. O nível vibratório de cabine melhora, principalmente à direita do acento do piloto e a esquerda do acento do co-piloto

 A massa m vibra num plano sensível vertical PRINCÍPIO DO ANTIVIBRADOR DA CABEÇA DO ROTOR

Esse ressonador atua sobre os próprios esforços de excitação. A massa m, colocada no eixo da cabeça do rotor, é mantida por três molas K que lhes permite bater (vibrar) no plano horizontal em qualquer direção. O sistema ´´massa m, molas K´´ excitados pelos esforços alternados periódicos aplicados na cabeça do rotor, responde à frequência de excitação de tal maneira que se opõe aos esforços excitadores 142

1. 2. 3. 4.

Carenagem do antivibrador Mola espiral (3 molas) Massa vibrante Barril de centragem e apoio da rótula (5) 5. Rótula guia do peso (3) no plano horizontal 6. Fole de proteção (evita a penetração de chuva, poeira...) 7. Estrela da cabeça do rotor (STARFLEX)

RESSONADOR DA CABINE

1. 2. 3. 4. 5.

Viga da estrutura inferior Contra-placa de fixação Placa de fixação Lâmina de aço flexível Massa do ressonador

143

 ANTIVIBRADOR COM MOLAS NA CABEÇA DO ROTOR

1. 2. 3. 4. 5. 6.

Carenagem Batente externo da mola (10) Conjunto suporte Flange superior Flange inferior Parafuso de fixação do antivibrador 7. Rótula 8. Haste central – mantém a massa (9) no plano horizontal 9. Massa 10. Mola

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BALANCEAMENTO DOS ROTORES CONCEITOS GERAIS SOBRE BALANCEAMENTO DE ROTORE DE HELICÓPTEROS O QUE É BALANCEAMENTO? Balancear significa corrigir a distribuição do peso de um rotor, de modo que ele possa girar em seus mancais sem sofrer o efeito perturbador de forças centrífugas livres. Consequentemente, o procedimento de balanceamento compreende, por um lado, a medição, e por outro lado, a supressão e desbalanceamento. Para se fazer o balanceamento de um rotor, é necessário, um equipamento de medição do desbalanceamento e um dispositivo de correção. Quando a medição, é necessário que o equipamento de medição, forneça uma indicação sobre a dimensão e a posição do desbalanceamento, e isto de uma forma utilizável para se realizar a correção.  A necessidade de balanceamento está demonstrada no quadro que se segue. Pela concepção de um rotor, pode-se estimar aproximadamente a dimensão dos desbalanceamentos aceitáveis, normalmente, em determinada função da utilização e do tamanho do rotor, da velocidade de rotação e da precisão desejada. TERORIA FUNDAMENTAL Sabe-se que o desbalanceamento que atinge um rotor é causado pelo fato do eixo principal de inércia não coincidir mais com o eixo da árvore. O eixo principal de inércia é o eixo no qual todas as forças centrífugas se anulam. O eixo da árvore é a reta que une o centro dos munhões. Ela é então, o eixo de rotação por construção, Balancear, quer dizer, modificar a distribuição dos pesos do rotor de tal modo que os eixos, o de inércia e o da árvore, coincidam, e que o rotor gire sem sofrer o efeito perturbador de forças centrífugas livres. O rotor tende sempre a girar em tordo do eixo de inércia, enquanto que os mancais, tendem sempre a obrigá-los a girar em torno do eixo de sua árvore. Se há forças centrífugas livres liberadas por desbalanceamento, e estas ultrapassem as forças reacionais dos mancais, o motor realiza movimentos oscilatórios em torno do seu eixo principal de inércia. Os mancais acompanham as oscilações que o eixo da árvore realiza em torno do eixo de inércia, desta forma dizemos que eles são flexíveis. O eixo principal de inércia passa a ser então, o eixo de rotação e a reação dos mancais se transforma em movimentos oscilatórios.

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Se as forças centrífugas livres são menores que as forças reacionais dos mancais, essas obrigam o rotor a girar em torno de sua árvore. Os mancais não se movimentam, dizemos então que eles são rígidos. O eixo de rotação coincide exatamente com o eixo da árvore, e ao invés de reações nos mancais, obtemos assim um efeito dinâmico.

TEORIA Por causa do seu grande número de conjuntos dinâmicos, o helicóptero está sujeito a um grande número de vibrações que se espalham por sua estrutura, que reage segundo suas características próprias de flexão, torção, etc., desencadeando assim um certo modo vibratório que será sentido pelos tripulantes, equipamentos e tudo mais que estiver montado sobre ele. Assim sendo, o fabricante cria pontos nodais na estrutura (pontos de deslocamento nulo), procurando preservar seus ocupantes e equipamentos sensíveis a estas vibrações. Para que se possa monitorar estes pontos, os fabricantes determinam locais onde se pode instalar acelerômetros para medidas de vibrações, visando assim através de massas ressonadoras ou outros artifícios, regular a amplitude das vibrações nos pontos de interesse segundo o projeto. Além do desbalanceamento de massa nos rotores, os helicópteros possuem características próprias de vibrações causadas pela aerodinâmica das pás dos rotores, que induzem na estrutura vibrações que lhes são próprias, que muitas vezes se confundem com o desbalanceamento de massa. A diferença de trajetória das pás é causa de vibrações verticais e laterais por diferença de arrasto, muitas vezes dando a impressão de se tratar de um desbalanceamento de massa no rotor princi pal.

CLASSIFICAÇÃO DAS VIBRAÇÕES Nos helicópteros as vibrações podem ser classificadas como vibrações comuns e auto- excitadas. VIBRAÇÕES COMUNS 146

 As comuns se dividem em corrigíveis e incorrigíveis. CORRIGÍVEIS São aquelas causadas por conjuntos dinâmicos desbalanceados (rotores principal e de cauda), pelo sistema de transmissão e motor, ou diferença de trajetória nas pás. INCORRIGÍVEIS São aquelas provenientes de forças aerodinâmicas que excitam naturalmente as pás e a fuselagem e as forças da natureza como ventos, tempestades, etc. VIBRAÇÕES AUTO-EXCITADAS Conhecidas normalmente como ressonância de solo, se caracterizam pelo acoplamento da frequência fundamental das pás no plano de arrastro com as frequências próprias da estrutura, incluindo o trem de pouso.  As vibrações auto-excitadas podem aparecer de outra forma, pois elas não requerem forças externas para subsistirem, entretanto, os fabricantes durante o projeto, procuram eliminar por todos os meios o aparecimento destas vibrações. NOTA: Nesta apostila, trataremos somente das vibrações comuns corrigíveis, primeiramente a verificação de trajetória das pás (tracking) e o balanceamento dos conjuntos rotativos.

VIBRAÇÕES CORRIGÍVEIS  A maior parte das vibrações em helicópteros, é causada por elementos rotativos que estão desbalanceados e por forças aerodinâmicas nos rotores. Perturbações de trajetória e balanceamento, são geralmente a razão geralmente a razão de 1 Ώ (um -por-rotação) do elemento em questão. Partes frouxas ou desgastadas, agravam estas vibrações. Vibrações causadas por partes frouxas, também podem não estar relacionados a qualquer origem óbvia e podem ser de natureza intermitente. VIBRAÇÕES CAUSADAS POR DESBALANCEAMENTO DE MASSA  A vibração de 1Ώ causada por desbalanceamento de massa (distribuição imprópria do peso em torno do centro de rotação do rotor principal). É corrigida pela adição de massa em local específico, determinado pelo fabricante do projeto. Este tipo de vibração se apresenta como uma vibração lateral, mas em alguns helicópteros de rotor articulado, amortecedores defeituosos causaram a defasagem das pás, que produz o efeito de um desbalanceamento de massa. A regulagem se faz avançado ou recuando a pá. VIBRAÇÕES CAUSADASPOR DIFERENÇA DE TRAJETÓRIA  A vibração de 1Ώ perpendicular ao plano do disco do rotor (vibração vertical do rotor principal) é causada por diferenças de trajetória entre as pás e é corrigida pela regulagem da trajetória das pás em relação ao plano de rotação do rotor. A diferença de trajetória entre as pás, causa também uma vibração lateral por causa da diferença de arrasto das pás. CONSIDERAÇÕES GERAIS 147

Devido a complexa interação entre as vibrações lateral e vertical em um rotor de helicóptero, resultante de erros de trajetória e balanceamento, é considerado essencial que o rotor seja corrigido primeiramente na trajetória das pás, para depois se fazer o balanceamento de massa.  A quantidade de vibração vertical ou lateral encontrada, é proporcional à quantidade de ´´fora de trajetória´´ ou de desbalanceamento de massa, o que é proporcional ao comprimento da haste de mudança de passo ou do peso sobre as pás. O problema que resta é saber qual o comprimento que deve Ter a haste de passo e o sentido do ajuste (+,-), e onde adicionar ou subtrair peso para obter o perfeito balanceamento do rotor. Isto é determinado medindo-se com um equipamento apropriado, a diferença de trajetória das pás, e a relação de fase entre o movimento vibratório e a posição do rotor. Estas medidas de amplitude de vibração (acelerômetro, de ângulo de fase (fasor), e de diferença de trajetória (strobex), podem ser feitas com vários tipos de equipamentos próprios, aplicando-se os resultados nas cartas de balanceamento ou de verificação de trajetória, que vão dizer especificamente como corrigir estas vibrações. EQUIPAMENTOS Da bandeira de tracking até os dias atuais, muitos equipamentos foram projetados e com vários graus de sofisticação. Dos analógicos até os digitais computadorizados, há uma infinidade de modelos no mercado. Entretanto, um mecânico sem experiência, mesmo com um bom balanceador, poderá Ter sérias complicações. O balanceador sempre assume a aeronave em condições excelentes, o que nem sempre acontece, então cabe ao mecânico, usando a sua experiência fazer o afinamento da aeronave descobrindo o que está errado e refazendo. PRINCÍPIO DE OPERAÇÃO COM USO DO VIBREX E SUAS CARTAS BALANCEAMENTO Pode-se ver que se um disco rotativo perfeitamente balanceado, nenhuma vibração será transmitida à estrutura de apoio. Se adicionarmos um peso à periferia do disco, o apoio será forçado para cima e para baixo, uma vez por rotação, à medida que o disco roda, gerando uma vibração de 1:1 . Para simplicidade, deixe-nos visualizar a estrutura de apoio em sua posição mais elevada, quando o peso da periferia está para cima (A verdadeira relação é algo que determinamos experimentalmente, para o rotor ou eixo particular em análise). Se movermos então o peso da periferia do disco para uma nova posição, é claro que o apoio estará para cima quando o peso estiver para cima , como vimos no primeiro exemplo. Segue-se que sempre que pusermos o peso, o movimento do apoio será máximo para cima quando o lado pesado do disco estiver no topo de sua rotação.  Agora, começando com um disco desbalanceado, se pudermos determinar sua posição angular quando o apoio esta no máximo para cima, seremos capazes de balanceamento. Simplesmente paramos, posicionando-se como observado e adicionarmos um peso à parte de baixo. O problema restante é divisar um meio de medir esta posição enquanto o rotor está girando. Para faze-lo, prendemos um Acelerômetro na estrutura de apoio. Ele gera um sinal elétrico que varia de positivo para negativo, com cada volta, conforme a estrutura de apoio se move para cima e para baixo. Esta voltagem variável à razão de uma por rotação é uma representação verdadeira do movimento físico em que o Acelerômetro está animado. O sinal-voltagem é processado no Balanceador e fornece uma sequência de pulso repetitivo (1:1) que é usada para disparar o Strobex, uma vez por rotação. O rotor que estamos balanceando é marcado com um alvo refletor que parece ´´parado´´ em alguma posição angular pela iluminação da luz lampejadora do Strobex. Quando verificando a trajetória e balanceamento dos rotores principais, é desastroso usar o Strobex para determinar a ´´FESE HORÁRIA´´. A seção Fasor do Balanceador é um medidor de fase que mede o ângulo de fase do sinal do Acelerômetro com referência ao sinal de azimute 148

´´uma-por-rotação´´ do Sensor Magnético, a partir do plartô cíclico. A ´´Fase-Horária´´ é medida no anel de 24 luzes, das quais apenas 12 recebem numeração, como um mostrador de r elógio.  Agora, supondo que a parte pesada do disco rotativo esteja no topo de sua caminhada cada vez que a luz brilha (porque e estrutura de apoio está na parte mais alta), podemos parar o rotor, posicioná-lo como vimos ´´parado´´ com o Strobex e adicionar nosso peso de balanceamento na parte mais baixa (6:00 horas)... pois sebemos que o lado pesado está no topo.  A determinação da quantidade é razoavelmente simples, porquanto se nosso rotor estiver perfeitamente balanceado, não haverá movimento na estrutura de apoio; se adicionarmos um certo peso, o apoio mover-se-á numa data quantidade; se adicionarmos o dobro do peso, ele se moverá duas vezes mais, etc. Nosso sinal do Acelerômetro iria de zero a um, dois, etc., sendo a quantidade lida no medidor do Balanceador. O peso necessário para o correto balanceamento é proporcional à indicação do medidor e é convertido em gramas em nossas Cartas de Balanceamento. Uma vez que, num rotor real, possivelmente não haverá nenhum ponto físico para adição de peso às 06:00 horas, fazemos cartas de balanceamento que dizem quanto de peso acrescentar a um par disponível de pontos (geralmente indicados pelo fabricante), que terá efeito equivalente (resultante) ao de um peso naquela posição. EQUIPAMENTO ACES 2020

TRACKING Os mesmos princípios podem ser aplicados ao tracking: discutamos um rotor t ripá. Se nosso rotor estiver perfeito em trajetória, não haverá nenhuma vibração vertical de 1:1 (O  Acelerômetro é montado com seu eixo sensitivo verticalmente). Se ajustarmos um compensador ou haste de passo, de modo que uma pá passe mais alto (ou baixo), haverá uma vibração vertical 1:1.  A estrutura estará em posição ´´máxima para cima´´ quando a pá fora de track estiver a um certo azimute. Agora, se restaurarmos a primeira pá e pusermos fora de track a outra, no mesmo sentido, o ´´máximo para cima´´ ocorrerá quando a nova pá estiver no MESMO AZIMUTE QUE A PRIMEIRA. 149

 A ´´Fase Horária´´ é lida no Fasor e a amplitude ´´IPS´´ (Inch Per Second = Polegada por Segundo) no medidor do balanceador quando em equilíbrio. A ´´Fase Horária´´ diz qual a pá (ou pás) necessita de ajustagem e qual a direção. A amplitude é convertida em faces de ajustagem da haste do passo, ou em graus do compressor... por meio das Cartas de Verificação da trajetória. Na prática, as observações visuais da trajetória com o STROBEX são usadas para regular os compensadores, para minimizar a oscilação das pás (que as faz girarem em planos nãocoincidentes) com velocidade do ar e, então, são feitas ajustagens finais na haste do passo em resposta a indicações de vibração vertical, como descrito. PREPARAÇÃO DO HELICÓPTERO Para se usar o VIBREX, o helicóptero deve ser equipado como segue: ROTOR PRINCIPAL a) Sensor Magnético no platô fixo; b) Interruptores no platô rotativo; c) Alvos refletores nas pontas da pás; d) Acelerômetros no estrutura, para sentirem as vibrações induzidas do rotor principal fixados em pontos pré-determinados. ROTOR DE CAUDA a) Acelerômetro preso (ou próximos) à caixa de transmissão, para sentir vibração induzida do rotor de cauda. b) Alvo auto-adesivo e retro-refletor aplicado ao punho da pá. c) Alvo auto-adesivo e retro-refletor aplicado em cada ponta da pá (se o rotor de cauda for verificado quanto à trajetória das pás).  A fixação dos sensores e a conexão e distribuição dos cabos deverá tomar de 15 a 20 minutos, dependendo do helicóptero. As instruções detalhadas sobre a instalação aparecem na lista de verificação ou na seção de manual refere-se ao tipo particular do helicóptero e nas Cartas de Balanceamento e verificação da trajetória. SEQUÊNCIA DE “AFINAMENTO DO ROTOR” Rotor Principal O rotor é primeiramente verificado em trajetória das pás com o Strobex, usando-se as hastes do passo para a condição em que devem ser tomadas as indicações de balanceamento. Isto é feito usualmente em vôo pairado, mas pode ser feito no solo, com o máximo passo possível. Faz-se, então, a leitura e também as correções, em resposta à Carta de Balanceamento apropriada. A esta altura, o balanceamento precisa ser apenas aproximado.  A seguir, faz-se o vôo. Usando-se o lampejador Strobex são ajustados os compensadores, de maneira a minimizar a oscilação vertical da pá, com a velocidade no ar. A verificação da trajetória e o funcionamento verdadeiro não são críticos neste estágio; a meta é manter invariável a trajetória das pás com a velocidade no ar. Quando os compensadores estiverem apropriadamente ajustados, lê-se a vibração vertical de 1:1 e faz-se a regulagem da haste do passo, conforme a Carta de Verificação da Trajetória para o helicóptero em afinamento.  A leitura de IPS da vibração vertical de 1:1 deverá ser razoavelmente constante ao longo de toda a gama de velocidade no ar e na ordem de 0.1. 150

 Agora, verifique lateralmente (balanceamento dinâmico) em várias velocidades no ar e faça as correções finais de balanceamento. As indicações de balanceamento também deverão ser reduzidas á gama de 0.1. IPS. Sempre que a trajetória ou o balanceamento dinâmico forem alterados, o outro deverá ser checado, portanto há forte interferência, especialmente com rotores articulados. OBSERVAÇÃO: A sequência de balanceamento acima é apenas didática, devendo ser utilizado o manual do fabricante para definí-la. Os amortecedores anularão os esforços para balancear se não estiverem bem ajustados (e isto não significa exatamente ´´novos´´). Eles devem estar operando apropriadamente e bem ajustados, e os pinos de avanço- e  –recuo devem estar livres, etc., pois qualquer defasagem nas pás tem o efeito de balanceamento de massa. Pá desajustada, às vezes, não permitirá obter indicação de IPS de uma baixa vibração vertical. Por exemplo, num helicóptero, o ponto em que a linha de mudança na Carta de Verificação da Trajetória é tangente aos círculos de IPS é o que de melhor se pode obter com aquele par de pás (supondo conexões de comando corretas). ROTOR DE CAUDA Regula a trajetória com o helicóptero no solo, com o máximo passo possível usando o Strobex. Leituras de balanceamento e correções são feitas com requeridas na Carta de Balanceamento para o helicóptero que está sendo trabalhado.  A META  A meta é produzir o nível de vibração ao mínimo possível. A ´´Fase Horária´´ não é importante, exceto como um meio de ´´chegar lá´´ (ela diz onde pôr o peso). Uma regra prática é tanto quanto uma boa ´´Fase Horária´´ possa ser bem medida no Fasor ou com o Strobex, tanto melhor poderão ser feitos o balanceamento ou a trajetória. Quando o balanceamento for aperfeiçoado ao ponto em que a ´Fase Horária´´ se torna muito intermitente (instável), nós não sabemos mais onde pôr o peso e a tarefa deve ser considerada acabada.

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Balancer

STROBEX

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 Acelerômetro

Captor Magnético

Suportes Siblas

Pesos

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COMPLEMENTO VEMD PAINEIS DE CONTROLE E DE INDICAÇÃO Para ligar o equipamento, monitorar o voo e estar alerta de panes, o photo é provido de:  ASU: Unidade de Sistemas Auxiliares que processa todos os alarmes sonoros, alguns alarmes visuais e alguns sinais eletricos especificos. LACU: Unidade Auxiliar de Controle e Iluminaca'o para controles eletricos e monitoramento das unidades dos sistemas principais, opcionais e de iluminacao. PWC: Paine! de Alarme, o qual notifica o photo quando urn sistema falha. VEMD: Indicador Multifuncao dos Parametros de Celula e Motor, o qual realiza o calculo e mostra os dados de comando de voo do helicoptero. Uma serie de indicadores padrao, isto é, o indicador de velocidade, altimetro, indicador de velocidade vertical e bussola de emergencia

LACU  A Unidade Auxiliar de Controle e Iluminacao (LACU) é utilizada pelo piloto para iniciar os equipamentos do helicóptero. O painel dianteiro inclui: Chave OFF/DAY/NIGHT. Dois potenciometros: Interno: projetor de iluminacao do painel de instrumentos, Externo: equipamentos do console (incluindo a LACU) e da bOssola de emergencia.

Botões de monitoramento e de comando: Display do modelo de teste do VEIVID, Luzes do painel de alarme, Luz da bomba e Luzes de sistemas opcionais na LACU.

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UNIDADE DE SISTEMAS AUXILIARES (ASU)  A Unidade de Sistemas Auxiliares (ASU) é equipada corn 2 circuitos impressos (PCB). Ela realiza as seguintes funções:  PCB 1: Processamento do alarme visual de fogo no motor "ENG.FIRE",   Geragao de alarmes sonoros NR max., NR min.,  Processamento de alarme verbal. PCB 2:    Atraso na partida Processamento do alarme visual do detector de limalha do motor "ENG.CHIP",  Nota: Sinai de alarme sonoro e estabelecido para: -Alarmes necessarios para agao imediata (alarme vermelho/soa), -Alarmes associados corn o rotor, - Alarmes associados corn o FLI

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0 VEMD esta localizado no painel, de instrumentos e é utilizado para exibir os parametros do motor e da celula. Ele substitui diversos indicadores convencionais, tais como, indicadores de N1 e T4.5, torquimetro, liquidometro do combustivel, indicadores de temperatura e pressao do Oleo do motor, voltimetro e amperimetro, indicador de temperatura externa.

DESCRIÇÃO DO VEMD Composição O VEMD tem tres modulos: 2 modulos processadores e um modulo Tela de Cristal Liquido (LCD). Os dois processadores recebem e processam os mesmos dados e comparam seus respectivos resultados. Uma discrepancia leva a exibicao de uma mensagem de erro. Se um dos modulos falhar, as funções ainda estarão disponiveis no outro módulo. Os 3 módulos saã independentemente intercambiaveis. Urn procedimento de manutencão permite que o novo modulo processador carregue a configuracão existente a partir de outro modulo. E tambern incorporado funções tais como, o lndicador de Primeira Limitacao (FLI), contagem de ciclo, verificagao da potencia do motor, calculo do desempenho.

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COMANDOS Os dez botões são verticalmente posicionados posicionados no lado direito do painel dianteiro do VEMD. Eles estao reunidos em 3 conjuntos: - botões "OFF1" e "OFF2" . ao pressionar os botões "OFF 1" e "OFF2" o modulo processador e a tela associada (tela superior para a linha 1 e inferior para a linha 2) ligam e desligam. - botões "SCROLL", "RESET", "SELECT", "ENTER", "+" e "-". " -". Estes botões permitem controlar o VEMD. "SCROLL" para selecionar a pagina desejada "RESET" para retornar a pagina nominal "SELECT" para selecionar um campo "+" e para modificar urn valor "ENTER" para validar urn campo NOTA: O comando "SCROLL" esta tambem disponivel nas alavancas do coletivo. Botões "BRT +" e "BRT —" Pressionando estes botões a luminosidade das telas pode ser progressivamente e simultaneamente modificada. "BRT —" para diminuir a luminosidade. "BRT +" para aumentar a luminosidade.

MODOS OPERACIONAIS: PARTIDA Quando a N1 excede 60%, o VEMD muda automaticamente para a tela "FLI". A tela de LCD superior exibe todos as dados de limitação do motor no FLI (Indicador da Primeira Limitação). Os três parametros primarios do motor (N1, T4.5 e torque) são, exibidos de uma forma sintetica fácil para monitorar a potência do motor: 0 = sem potência 96 = PMC (Potência Maxima Continua). 100 = MTOP (Potência ( Potência Maxima de Decolagem). Decolagem). 108 = Potência Máxima Transitória 159

Conforme as parametros N1, T4, TQ, N2, Po e OAT, o VEMD detecta tr ês modos operacionais: Corte, partida ou vôo. No arranque e após o autoteste, o VEMD exibe três parametros: T4.5, N1 e t orque na tela de LCD superior (modo de partida).

De acordo corn o Manual de d e Vôo, o piloto pode verificar a potencia do motor selecionando "Engine Power Check" (Verificação da Potência do Motor). Durante o vôo, o piloto pressiona o botão "scroll".  As compar c omparações ações do VEMD e o modo mod o estabeleci est abelecido do T4.5 T4 .5 e as leituras lei turas de d e Torque Torqu e estabelecidas estabel ecidas para um valor maximo de T4.5 e um valor minimo de TQ (calculado como uma função de N1, OAT, Po, N2 e corrente geradora e tensao). O teste funciona em três fases denominadas pelos retangulos na tela inferior do VEMD. Se os parametros de vôo não forem atualizados, o teste repete na fase anterior. No final do teste, que durou aproximadamente 40 segundos, os resultados são mostrados na tela inferior. 160

 Ao pressionar "SCROLL" duas vezes, a pagina "Performance" é exibida; o piloto, em seguida, utiliza as teclas "+", "2 e "ENTER" para registrar a carga útil carregada. O VEMD calcula o Peso Total (AUW), os pesos maximos de decolagem em condições de IGE ou OGE.

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A FUNÇÃO "FLIGHT REPORT" (RELATORIO DE VÔO) Esta funcão permite que os últimos 32 relatórios de vôo (31 antes do BS 31.003) sejam exibidos. Na simbologia de localização da página, um indicador alfanumerico evolui conforme as paginas. Pressionar o botão "+" para mudar para o relatório de vôo mais recente e a botão para mover para aqueles mais antigos. Quando a função "FLIGHT REPORT" esta ativada, a página exibida corresponde ao último relatório de vôo.  As informações contidas nas paginas "FLIGHT REPORT" do modo de "Manutençãao" (MAINT) são identicas aquelas do modo de "Voo" (FLIGHT).

MONITORAMENTO DOS PARAMETROS Os parametros recebidos em duas linhas do VEMD são analisados durante todo o voo. Se um parametro estiver fora do alcance valido ou se uma discrepancia for detectada entre as duas linhas, ele não é mais exibido e seu simbolo é mostrado em ambar. Se o calculo de FLI não estiver coerente ou se um dos parametros N1, T4.5 ou TQ for perdido, a tela muda automaticamente para o modo da escala 3. Se uma ou mais falhas dos paremetros forem detectadas, uma mensagem de erro é exibida na área de mensagem na tele Celula ou Motor. Em caso de Perda do parametro N1, o VEMD considera pela ausencia que o valor de N1 é inferior a 10% de modo que a pagina "FLIGHT REPORT" (relatorio de voo) pode ser exibida no final do voo. Se uma linha estiver inoperante, os parametros podem ser calculados e exibidos pela outra linha.

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Funcionamento Para ter acesso a este modo:  pressionar "OFF 1" e "OFF2" para desligar as duas linhas do VEMD, - pressionar e manter pressionados os botões "SELECT" e "ENTER".  pressionar "OFF1" e "OFF2" para ligar as duas linhas do VEMD.  A pagina "AIRCRAFT CONFIGURATION" (configuração da aeronave) é exibida.

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"TRQ CALIBRATION MANUAL" (calibração manual de torque ) Esta pagina permite calibrar a medicao de torque do VEMD a fim de corrigir as dispersões inerentes a linha de medição (Consultar 77-00-00). Uma curva de conversão é definida a partir de quatro pontos de medição especificos para os quais os dois valores são fornecidos (um Torque e uma tensão de entrada do VEMD). O operador coloca o torque em % e a tensão correspondente em mV.

"TRQ CALIBRATION AUTO" (calibração automática de torque )  Assim como a pagina "TRQ CALIBRATION MANUAL", esta pagina permite calibrar a medi ção de torque do VEMD. Em seguida, de qualquer forma o VEMD mede e registra a tensão de entrada derivada do transmissor para cada valor de torque em % colocado pelo operador e simulado no transmissor de pressao do Oleo do torquimetro.

Lógica de modificagao do conteudo da pagina de calibragao manual de torque: Utilizar o botao "ENTER" para selecionar o campo que pode se modificado. O campo que pode ser modificado ou a escolha possivel aparece no video inverso. A modificação do conteúdo de urn campo selecionado é obtida atraves do botao "+" ou Utilizar o botao "SELECT" para selecionar ou mudar outros valores. Para validar o conteildo das paginas "TRQ CALIBRATION MANUAL" e "TRQ CALIBRATION  AUTO", selecionar o campo "VALID" usando o botão "SELECT", pressionando em seguida "ENTER". Isto permite que os novos valores sejam salvos. Se o conteúdo desta pagina não for salvo, selecionar o campo "ABORT" e pressionar o botao "ENTER". Em cada pagina TRQ CALIBRATION, se as pontos registrados nao estiverem em ordem incremental, a mensagem "INCREASING % ExPECTED" é exibida na t ela na seleção "VALID".

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CONFIGURAÇÃ0 DA AERONAVE Esta pagina lista os equipamentos opcionais que tern uma influencia nas aplicações do VEMD; ela permite selecionar as unidades exibidas. Estas opções fornecidas são: - "AUXILIARY FUEL TANK" - "BATTERY TEMP. PROB" - "FLOWMETER" - "SLING" - "UNITY SYSTEM" - "ALTITUDE UNITY" - "GPS" (Post BS EC120B 31-003) Quando estas opções são declaradas não instaladas, a sigla "N/l " e exibida a direita da descrição. Quando estas opções são declaradas instaladas, a letra "I" é exibida na direita de sua descrição, exceto para o fluxometro onde o VEMD pernnite e aciona a seleção da unidade. Quando uma unidade for selecionada, este fluxometro é considerado como instalado. Cuidado, se as opções são declaradas instaladas, mas não estiver no helicoptero, o VEMD detecta uma falha na instalacao.

MODO DE MANUTEÇÃO Este modo garante acesso a diferentes paginas necessarias para a manutenção do VEMD e para o sistema de avionicos relacionado. Este modo e ativado somente quando o VEMD detecta urn estado de "parada do motor". (Após o BS EC120 31- 003, este modo pode ser acessado na condição "FLIGHT" se urn "OVERLIMIT" (sobrelimite) for registrado durante o voo). Ao acessar este modo com as duas linhas de calculo: Os botões "OFF1" e "OFF2" são desligados nas duas linhas do VEMD.  As chaves "SCROLL" e "RESET" são pressionadas simultaneamente e mantidas nesta posição. Os botões "OFF1" e "OFF2" são pressionados para operar o VEMD.  Após a exibição das mensagens "TEST IN PROGRESS" e "RELEASE KEY", as chaves "SCROLL" e "RESET" são liberadas. Em seguida, a mensagem "MAINTENANCE MENU" é exibida no tela do alto. Na chave no modo "MAINT" com duas linhas de calculo em operação, o VEMD pode exibir a mensagem "HARMONISATION IN PROGRESS" seguida pela mensagem "HARMONISATION 165

ENDED" se for necessario para harmonizar o conteudo dos módulos de calculo. Caso contrario, somente a mensagem "HARMONISATION ENDED" é exibida na tela. Página "MAINTENANCE MENU": Esta página esta disponível na tela superior no modo de linha dupla e no modo de linha 1 simples e na tela inferior na linha simples (somente linha 2). O operador pode encontrar nesta pagina 6 funções de manutenção disponiveis conforme o modo de funcionamento. A seleção da função é feita corn o botão "SELECT". A escolha da função selecionada (que aparece no video inverso) deve ser validada com o botão "ENTER". Pressionar o botão "RESET" para retornar a página "MAINTENANCE MENU". Para retornar a um outro modo ("FLIGHT" ou "CONFIG"), desligar as duas linhas pressionando os botões "OFF1" e "OFF2".

A FUNÇÃO "FLIGHT REPORT” (RELATÓRIO DE VÔO) Esta função permite que os últimos 32 relatórios de voo (31 antes do BS 31.003) sejam exibidos. Na simbologia de localização da página, um indicador alfanumerico evolui conforme as páginas. Pressionar o botão "+" para mudar para o relatório de vôo mais recente e o botão "-" para mover para aqueles mais antigos. Quando a função "FLIGHT REPORT" esta ativada, a página exibida corresponde ao ultimo relatorio de vôo.  As informacOes contidas nas paginas "FLIGHT REPORT" do modo de "Manutencao" (MAINT) são identicas aquelas do modo de "Vôo" (FLIGHT).

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FUNÇÃO "FAILURE" O VEMD pode registrar até 250 panes (256 antes do BS 31.003). Esta pane é registrada em uma memória que quando completa, apaga a mais antiga a fim de estocar a mais recente. As panes e os diagnósticos são dados a cada vôo. Pressionar o botao "+" para mover para o voo mais recente com panes detectadas e o botão "-" para mover para as mais antigos. A escolha da função "FAILURE" ativa a página "FAILURE DIAGNOSIS" que exibe: o numero total de vôos registrados, o numero de voos com panes, com o número de panes detectadas. Uma vez selecionado o voo, pressionar o botão "ENTER" para validar a seleção e exibir a pagina "COMPLETE DIAGNOSIS". Esta pagina exibe: -o número de voo selecionado na pagina anterior, -o tempo passado a partir do inicio do voo antes da detecção da pane selecionada, -o número total de panes detectadas durante o voo, -a identificação do teste que detectou a pane, -a lista de LRU (Elemento substituivel em linha) passivel a erro, -o parametro ilícito bem como a letra "I" (Intermitente) ou "P" (Permanente) seguido par um digito correspondente ao número de detecção de pane. Um código colorido é utilizado para materializar a probabilidade de diminuição do elemento em pane. Pressionar o botao "ENTER" para ter acesso a uma das páginas "PARAMETER" relacionadas ao elemento em pane

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FUNÇÃO "OVER LIMIT" Esta função permite a exibição das ultimas 32 páginas de sobrelimite (31 antes do BS 31.003). Na simbologia de localização da pagina, um indicador alfanumérico evolui conforme as 31 páginas. Quando a função "OVER LIMIT" esta ativada, a página exibida corresponde aos últimos sobrelimites registrados.  A página "OVER LIMIT" exibe: -o número de vôo em que os sobrelimites foram registrados, -os tempos passados no estado "over limit' para os parametros TRQ, T4, NG e NF. -os 5 valores máximos de sobrelimite para o parametro NR.

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VERIFICAÇÃO DA POTÊNCIA DO MOTOR Esta função pode ser acessada na tela inferior (linha 2) somente da seguinte forma: pressionando "OFF1" e/ou "OFF2" para desligar as duas linhas do VEMD. pressionando simultaneamente e mantendo as chaves "SCROLL" e "RESET". pressionando OFF2" para operar a linha 2.  Após a exibicao das mensagens "TEST IN PROGRESS" e "RELEASE KEY", as chaves "SCROLL" e "RESET" sao liberadas.  A página "MAINTENANCE MENU" aparece na tela inferior. Neste caso, a função "ENGINE POWER CHECK" esta acessivel.  A Função "ENGINE POWER CHECK" Esta função permite a exibição das últimas 8 verificações de potencia do motor bem como as parametros utilizados para o cálculo. Na simbologia de localização da página, um indicador alfanumerico evolui conforme as 8 paginas. Pressionar o botão "+" para ir as verificações da potencia do motor mais recentes e o botão "2 mover para aquelas mais antigas. O conteudo da pagina "ENGINE POIWER CHECK" no modo "MAINT" e identico ao da página "ENGINE ROMER CHECK RESULT" do modo "FLIGHT".

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FUNÇÃO "TRANS. RESET" Esta função transfere as informações (todos os parametros) de um modo de calculo a outro. Esta tarefa deve ser tipicamente realizada após uma substituição do módulo. Esta função pode ser ativada somente no modo de linha dupla. Caso contrario, as mensagens "MODE NOT AVAILABLE" e "SWITCH ON BOTH LANES" são exibidas na página "MAINTENANCE MENU" quando selecionar a função. 169