King Air C90 AB Pilot Training Manual

MANUAL COM PROPÓSITO DE TREINAMENTO NOTA IMPORTANTE Este manual foi produzido com o intuito de atuar como auxílio ao ensino do Curso de Familiarização para pessoal técnico da área de manutenção aeronáutico e tripulante de bordo da aeronave Beechcraft King Air C-90A/B. AVISO O material contido neste manual é baseado em informações obtidas dos manuais do piloto fornecidos pelo fabricante da aeronave e dos manuais de manutenção. Ele deve ser usado somente como propósito de familiarização e treinamento. No momento da impressão deste manual, ele estava completamente atualizado. No caso de um conflito entre as informações contidas aqui e as publicações emitidas pelo fabricante ou pela FAA, prevalecem às informações do fabricante e da FAA. Quero que você tenha o melhor aproveitamento possível. Agradeço qualquer sugestão que possa ser enviado para que eu possa melhorar ainda mais este manual ou para qualquer outro aspecto do programa de treinamento Beechcraft. A reprodução total ou imparcial, xérox ou encadernamento deste manual é permitida mesmo sem autorização expressa de quem o fez.

CAPÍTULO 1 - GENERALIDADES DA AERONAVE INTRODUÇÃO As informações contidas neste manual destacam as áreas de desempenho que pode ser esperado ao King Air C90B e foi projetado para facilitar a manutenção dos documentos necessários para o funcionamento eficiente do seu avião. O BEECHCRAFT C-90B, tal como outras aeronaves de alto desempenho, deve ser operada com eficiência e toda segurança pelas mãos de um piloto competente, capacidade e conhecimento de todos os procedimentos normais, de emergência e seus respectivos sistemas. Você deve estar bastante familiarizado com os conteúdos dos manuais de operação e “check lists” para garantir a operação segura da aeronave. Este é um pequeno resumo do manual de operação do piloto feito pela Beechcraft e não tem como finalidade a substituição de quaisquer outros manuais ou livros didáticos. É primordial o estudo dos manuais distribuídos pelo fabricante. Sendo de inteira responsabilidade do piloto em comando a segurança do avião e de seus ocupantes, precauções devem ser observadas para reduzir o risco de ferimentos graves ou fatais da tripulação e dos passageiros.

GENERALIDADES

O King Air C90A e o C90B são aeronaves de alto desempenho, empenagem convencional, pressurizada, e conta com dois motores turboélice. Ele foi projetado e equipado para o vôo em condições IFR, diurno e noturno, em zonas de alta densidade de tráfego aéreo e em áreas onde é conhecida ou prevista a formação de gelo. Também é capaz de operar em pequenos aeroportos improvisados ou despreparados desde que dentro dos limites do POH. Seu projeto é uma combinação de uma estrutura altamente eficiente com componentes da mais alta tecnologia, proporcionando confiabilidade, economia, versatilidade e produtividade. Uma nacele carenada e oval, com uma área frontal mínima, estão instaladas em cada lado da seção central da asa para alojar ambos os motores e trem de pouso principal. As naceles foram projetadas e são localizadas de modo a maximizar a distância da hélice ao solo, minimizando o ruído interno da cabine e permitindo o mínimo arrasto provocado pelos motores montados nas asas. A estrutura é toda em metal, com asas cantilever, cauda com empenagem convencional. As asas são eficientes. A seção do aerofólio fornece uma excelente combinação de baixas condições de arrasto em regime de cruzeiro, e condições de manuseio fácil para baixas velocidades em operações aeroportuárias.

ARRANJO GERAL – C90A

Figura 1.1 – Arranjo Interno do C90

VISÃO EXTERNA - TRÊS VISTAS – C90A

Figura 1.2 – Três Vistas

Uma entrada de ar, oval, localizado na área frontal da nacele do motor é instalada em cada lado da asa, na seção central. Tem um desenho geométrico tipo "pitot" (Figura 1.3) e tem a função de aumentar o desempenho através da redução arrasto, e a entrada de ar é moldada para reduzir a área frontal, obtendo um menor atrito possível. As naceles são concebidas e localizadas para maximizar a hélice no solo, minimizar o ruído e fornecer uma baixa resistência sobre as asas. Figura 1.3 - Entrada de ar do motor Sua fuselagem é do tipo convencional com estrutura monocoque, fabricada com ligas de alumínio de alta resistência. O formato básico de corte transversal da cabine foi determinado por um conjunto favorável de fatores, compostos pelo conforto dos passageiros e pelo eficiente desempenho em vôo de cruzeiro. O perfil da cabine é um quadrado ovalado. Os passageiros podem sentar-se confortavelmente sem a necessidade de inclinar suas cabeças devido ao formato das paredes. O piso é plano, de uma extremidade à outra, de modo a facilitar a entrada e a saída dos passageiros da cabine. As aeronaves Beechcraft King Air C90A e C90B são certificados para um máximo de 10 pessoas (Figura 1.4). A configuração mais popular proporciona lugares confortáveis para seis passageiros e dois tripulantes. Praticamente é possível qualquer arranjo interno.

Figura 1.4 – Arranjo Interno

CONFIGURAÇÕES DO KING AIR C90A E C90B O King Air C90A e C90B são equipados com dois motores turboélices PT6A-21 fabricado pela Pratt & Whitney, 550 shp (nominal cada). Além das configurações padronizadas da aeronave, a Beechcraft oferece vários itens opcionais que estão disponíveis a custos adicionais. As configurações básicas, dimensões, pesos e especificações estão resumidos na tabela a seguir.

Consulte o POH de sua aeronave para obter mais informações detalhadas e atualizadas. Tripulação mínima Máximo de ocupantes (incluindo 1 piloto) Ocupantes (configuração normal) Motores (P & W turbohélice) Tipo de hélice Número de hélices Fabricante das hélices Número de pás das hélices Modelo das hélices Trem de pouso (retrátil, triciclo) Área de asa

1 13 6 PT6A-21 Rotação constante, reversível, contra peso, atuação hidráulica 2 Hartzell Propeller Company, Inc. (Piqua, OH) 4 Hartzell HC-E4N Hidráulico 293.94 lb/pé

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

C90A (IAS)

C90B (CAS)

Máxima Operacional (VMO) De Manobras (VA) Máxima para baixar o trem de pouso (Vlo) Máxima para recolher o trem de pouso (Vlo) Máxima para trem de pouso estendido (Vle) De aproximação com flap-approach (VFE - triângulo branco) Máxima de aproximação com full-flap (VFE – Flap-Down) De Stall (Vs - flapes 100% / Power Off) Velocidade de Stall (VS - flapes UP) Mínima de controle no ar (Vmca / Red Line)

226 nós 169 nós 182 Nós 163 Nós 182 Nós 184 Nós 148 Nós 76 Nós

226 nós 169 nós 182 Nós 163 Nós 182 Nós 184 Nós 148 Nós 78 Nós 89 Nós 90 nós

80 nós

RAZÃO DE SUBIDA O King Air proporciona uma margem extra de confiança através de seus motores PT6A. As informações seguintes são calculadas considerando-se o peso de decolagem do C90 de 9.650 lbs. Os gráficos e cartas usados na seção de performance do livro de operação do piloto do C90A ou C90B e determinam a razão de subida sobre o peso do avião e uma variedade de condições meteorológicas. Dois motores (Nível do mar, condições normais) Um motor (Nível do mar, condições normais) Um motor (500 pés, condições normais)

2.150 pés/min 625 pés/min 510 pés/min

TETO DE SERVIÇO Com o peso máximo de decolagem em condições meteorológicas não favoráveis, o teto de serviço do King Air é mostrado na tabela abaixo. Esses valores foram calculados com o peso máximo de decolagem do C90A em 9.650 lbs. Dois motores (100 pés/minuto) Um motor (50 pés/minuto) Diferencial de Pressurização da Cabine – C90A Diferencial de Pressurização da Cabine – C90B

30.000 pés 16.500 pés 5,1 PSI 4,6 PSI

AUTONOMIA A grande maioria dos vôos executivos tem uma distância de aproximadamente, 240 milhas náuticas. O King Air C90 pode fazer até quatro viagens com tais comprimentos, com potência máxima de cruzeiro, 2 pilotos e 2 passageiros, sem precisar reabastecer. Você pode nunca precisar do alcance máximo de 961 milhas náuticas, mas isto vai lhe ajudar a ganhar tempo entre viagens com uma redução de tempo em alguns minutos. Condição Exemplo: voar a 20.000 pés de altitude e descer para o nível do mar, vento zero e condições normais. CONDIÇÃO

Dist. de Alcance Máximo

Dist. com Potência Máxima

02 pilotos, 04 passageiros, 200 lbs de bagagem 02 pilotos, 02 passageiros, 100 lbs de bagagem 02 pilotos, 03 passageiros, 150 lbs de bagagem

688 NM 961 NM 824 NM

577 NM 806 NM 691 NM

ESPECIFICAÇÕES DO C90A PESOS MÁXIMO

PESOS MÁXIMOS CERTIFICADOS LJ1138 , LJ1063-1137 & 1146

De rampa De decolagem De pouso Zero combustível Nos compartimentos de bagagem (traseiro) Nos compartimentos de bagagem (dianteiro) Carga da asa Carga de potência

Subseqüentes, Exceto 1146

9.710 libras 9.650 libras 9,168 libras Não há limite --------------32.8 libras/pé² 8.8 libras/H.P.

10.160 libras 10.100 libras 9.600 libras Não há limite 350 libras 350 libras 34.4 libras/pé² 9.2 libras/H.P.

DIMENSÕES DE ENTRADA NA CABINE Comprimento da cabine (Máx) Largura da cabine (ponta a ponta) Largura da cabine (pressão máxima entre anteparos) Altura da cabine (Máx) Largura da porta de entrada (Mín) Altura da porta de entrada (Mín) Altura Sill (Máx) Volume do compartimento de pressurização Volume do compartimento de bagagem traseiro Volume do compartimento dos Aviônicos e Bagagem

54 polegadas 155 polegadas 214 polegadas 57 polegadas 27 polegadas 51.6 polegadas 48 polegadas 313.6 pés cúbicos 53.5 pés cúbicos 16 pés cúbicos

PORTAS DE ENTRADA E SAÍDA DA CABINE E DE EMERGÊNCIA Uma única porta de entrada, com degraus de entrada e saída da cabine, encontra-se no lado esquerdo da fuselagem, logo atrás da asa esquerda (Figura 1.5). Ela abre-se para baixo fixado pela sua parte de baixo. Dois dos quatro degraus são móveis e automaticamente se retraem em direção à porta na posição fechada. Uma plataforma de recolhimento automático se estende automaticamente quando a porta se abre proporcionando uma plataforma para proteção do selo da porta.

Figura 1.5 – Portas de Entrada e de Emergência

A porta de saída de emergência está localizada na terceira janela da cabine do lado direito da fuselagem. Uma placa na janela dá as informações para se ter acesso ao mecanismo de liberação. A saída de emergência é liberada a partir do interior do avião, através de dois ganchos e um botão e uma maçaneta do tipo “Puxar”, que libera a trava. Uma placa na cobertura da saída de emergência lista a informação necessária para sua abertura. Uma trava de pressão previne que a porta seja aberta quando a cabine estiver pressurizada. Se pressurizada, puxando os ganchos libera-se a trava da pressão e permite que o botão seja pressionado. Este libera a maçaneta de desengate do trinco. Quando a maçaneta for puxada para cima e os trincos de segurança forem liberados, uma dobradiça na parte inferior permite que a porta seja liberada para fora e para baixo, abrindo totalmente a saída de emergência. Um cabo envolvido em material plástico proporciona um suporte para a porta de entrada na posição aberta e serve para estabilizar o peso na porta quando os passageiros estiverem entrando ou saindo da aeronave. Há também um corrimão para os passageiros, além de um meio de se fechar a porta pelo lado de dentro da aeronave. Um amortecedor hidráulico permite com que a porta desça gradualmente durante sua abertura. É importante que, não mais do que uma pessoa esteja no degrau da porta ao mesmo tempo pois um peso excessivo poderia causar um dano estrutural para a porta. Uma opção disponível só no modelo C90B é uma dupla de cabos tensores para o suporte da porta na escada de entrada (Figura 1.6). O cabo é ajustável e torna fácil sua desmontagem a fim de proporcionar mais espaço a grandes carregamentos no avião.

MECANISMO DA TRAVA DA PORTA O mecanismo de travamento da porta (Figura 1.5) é operado por duas maçanetas colocadas verticalmente, uma pelo lado de dentro e outra pelo lado de fora da porta. As maçanetas, interior e exterior, são interligadas mecanicamente. Quando uma delas é girada na direção mostrada na placa de instruções, dois parafusos de trava, uma em cada lado da porta, e dois ganchos de trava no topo da porta, travam a porta à sua estrutura de sustentação. Um botão adjacente a maçaneta da porta, deve ser pressionado antes da maçaneta ser girada para abrir a porta. Para maior segurança da aeronave no solo, a porta pode ser trancada com uma chave. Para assegurar o fechamento da porta pelo lado de dentro, gire a maçaneta no sentido horário, até ela tocar no batente. O botão de alívio deve saltar para fora, liberando a trava da porta, e a maçaneta deve estar no ponto mais baixo. Verifique a segurança no fechamento da porta tentando rodar a maçaneta de abertura sem pressionar o botão. A maçaneta não deverá se mover. Cheque quanto a segurança da porta girando a maçaneta no sentido anti-horário sem pressionar o botão de alívio. A maçaneta não deve se mover. Assegure-se de que a trava de segurança esteja na posição ao redor do eixo do diafragma quando a maçaneta estiver na posição travada. Para confirmar a segurança desta área, pressione a chave vermelha perto da janela que ilumina uma lâmpada do lado de dentro da porta. Se o braço estiver posicionado adequadamente ao redor do eixo, cheque a indicação de cada orifício de inspeção visual, localizados perto de cada canto da porta. Confirme se a linha verde pintada no parafuso da trava está alinhada com o ponto preto do orifício de inspeção visual. Nunca tente destravar ou verificar a segurança da porta em vôo. Se a luz “CABIN DOOR” acender durante o vôo, ou se o piloto tiver alguma razão para suspeitar de que a porta não esteja seguramente travada, a pressão interna na cabine deve ser reduzida a zero e todos os ocupantes devem ser instruídos a permanecerem sentados e com os seus cintos de segurança apertados. Depois que o avião tiver seguramente pousado, somente um membro da tripulação é que poderá verificar a segurança da porta.

BAGAGEIRO DIANTEIRO (opcional) Os modelos LJ-1531 do King Air C90A e C90B têm um compartimento opcional de bagagem de nariz com 16 pés cúbicos (Figura 1.7) o qual é acessível através de uma pequena porta localizada no lado esquerdo do nariz. Este compartimento é limitado a 350 libras, o qual inclui o peso dos equipamentos dos aviônicos dentro do compartimento. A porta do bagageiro é fixada na parte superior para permitir que abra para cima. Uma alavanca da porta com um botão de liberação, ativa três parafusos de trava do tipo “baioneta” que, quando travados, vão assegurar a porta na posição fechada. Quando a porta deste compartimento não estiver bem fechada, uma chave no parafuso da trava dianteiro vai fechar e a luz “BAG DOOR OPEN” irá acender no painel de alarmes. Em adição, a porta está equipada com um trinco secundário de segurança para segurar a porta na posição parcialmente fechada, caso ocorra de que o primeiro parafuso de engate principal do parafuso não seja travado corretamente.

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

COMPARTIMENTOS DA CABINE O interior da cabine pressurizada ou “vazo de pressão” (Figura 1.8) consiste na cabina de pilotagem, área de assentos de passageiros e uma área traseira de bagagens. A cabine de comando contém dois assentos lado a lado para o piloto e o co-piloto. Tipicamente para emprego de vôos corporativos, a cabine de passageiros é arranjada para um total de cinco passageiros. A área do lavatório está localizada no compartimento traseiro da aeronave, com um assento estofado, que pode ser usado como assento de um sexto passageiro.

Outra área mais atrás, definida como área do bagageiro, também pressurizada, tem uma capacidade de 53,5 pés cúbicos e serve para acomodar carga, bagagens ou vestuário (tudo ficando acessível em vôo). A localização da área de bagagem perto da porta de entrada e saída torna o carregamento e o descarregamento muito mais fácil. Em caso de operação especial, todos os itens, tais como bancos, paredes, divisórias e lavatórios podem ser rapidamente removidos para uma configuração de aeronave para transporte de carga.

CABINE DE COMANDO O arranjo interno da cabine de comando tem um desenho otimizado pelo tempo, trazendo mais eficiência e conforto a tripulação (Figura 1.9). O piloto e o co-piloto se sentam em poltronas individuais, lado a lado, separados pelo controle do pedestal. Os assentos são ajustáveis verticalmente e longitudinalmente. Cintos de segurança individuais, tipo “arreios” captam os movimentos de inércia e são atuados com travamentos sob movimentos bruscos. A configuração geral da cabine de comando mostra a localização dos instrumentos e controles. Comandos e controles duplos convencionais tal que a aeronave possa ser comandada tanto pelo piloto como pelo co-piloto. Os controles e instrumentos são organizados convenientemente do lado esquerdo da cabine, a fim de proporcionar a operação de um único piloto e instrumentos duplicados, no lado direito, para a operação de um segundo tripulante, o co-piloto.

Figura 1.9 – Cabine de Comando

O painel de controle do combustível (Figura 1.10) está localizado no lado esquerdo, próximo ao piloto. Contém os controles da quantidade de combustível, interruptores, válvula da parede de fogo do motor (firewall), interruptor de alimentação cruzada e disjuntores.

O painel de instrumentos (Figura 1.11) contém os instrumentos de vôo, instrumentos do motor e painel de aviônicos. O indicador de velocidade no ar, velocímetro, e outros mais diversos indicadores do sistema, os quais têm marcações e limitações, serão vistos na página seguinte. Os instrumentos do motor são montados em duas colunas verticais próximas ao painel de aviônicos. O painel de aviônicos, no centro, contém os instrumentos dos rádios de comunicação (Comm1 e Comm2), rádios de navegação (ADF, VOR, Transponder) e a unidade de radar meteorológico.

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

Logo abaixo do painel de instrumentos está o painel inferior do piloto, à esquerda e o painel inferior do co-piloto, à direita (Figura 1.13). Controles dos sistemas da aeronave, chaves dos motores, chaves principais, controles do trem de pouso, mostradores de pressão pneumática, de sucção e pressão de oxigênio estão localizados neste painel inferior. A alavanca de fonte de ar estático está montada logo abaixo do mostrador de pressão de oxigênio.

Obs.: Uma descrição mais detalhada dos instrumentos encontrados nesse painel será mostrado no final deste capítulo.

PAINEL DO SISTEMA ANUNCIADOR DE ALERTAS E ALARMES O sistema de luzes e avisos anunciadores (Figura 1.14 e 1.15) consiste de um painel anunciador centralmente localizado no painel de controles dos pilotos, um painel anunciador, um interruptor tipo “Pressione para testar” (PUSH-TO-TEST) e uma luz de advertência de falha no sistema. Os anunciadores são do tipo leitura rápida. Sempre que ocorrer uma condição comum ou anormal no sistema, é gerado um sinal e uma luz de advertência apropriada se iluminará. A iluminação de uma luz verde ou amarela no painel anunciador não irá acionar o sistema de advertência, mas uma luz vermelha irá acionar um alerta padrão. Nos modelos LJ-1353 e após, irá anunciar uma luz amarela no painel “MASTER CAUTION”.

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

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

INSTRUMENTOS DE PAINEL E AVIÔNICOS NO C90A A característica dos equipamentos do painel do C90A é de um pacote de aviônicos Collins Pro Line II, incluindo um EFIS HSI (EHSI-74). Opcionalmente estão disponíveis os pacotes de aviônicos Bendix/King Gold e Silver Crown. Dois sistemas RNAV/Loran estão disponíveis com as opcionais do Bendix/King KLN 88 e os LNS616B Foster.

1. Interruptor de aviso do “Master Warning” 2. Interruptor de aviso do “Master Caution” 3. Indicador de curva e bola (Turn & Slip) 4. Sistema de Compasso e Giro (Dual Collins MCS-65s) 5. Interruptores de controle EADI/EHSI 6. RMI com VOR (Collins dual) 7. Velocímetro 8. Horizonte Artificial Collins EFD-84 EADI (EFIS) 9. EHSI Collins EFD-84 (EFIS) 10. Interruptor do Sincronismo de hélice 11. Medidor de Distância DME (Dual Collins DME-42s) 12. Indicador de Razão Vertical TCAS I (Honeywell) 13. Altímetro (Collins) com Seletor e Alerta de Altitude 14. Indicador ITT em °C

15. Indicador de Torque (pés por LBS x 100) 16. Indicador de Rotação de Hélice (RPM x 100) 17. Indicador da Rotação da Turbina (RPM N1%) 18. Indicador de Consumo Horário (PPH x 100) 19. Indicador de Temperatura e Pressão do Óleo 20. Transponder (Dual Collins TDR-94s) 21. Rádio VOR 1 (Collins VIR-32s) 22. Rádio COMM 1 (Collins VHF-22As) 23. Seletor de Rádio COMM 1 / COMM 2 24. Painel “Master Warning” 25. Sistema de Compasso e Giro Slaving 26. Radar Collins WXR 270 ND 27. GPS IFR (Bendix KLN90B)

1) INDICADOR DE TEMPERATURA INTERTURBINAS (ITT) - Indica a temperatura dos gases em exaustão entre as turbinas do compressor e de potência, em ºC. Cada instrumento é conectado aos “thermocouples”, situados nos geradores de gases, entre as rodas das turbinas. 2) INDICADOR DE TORQUE – Fornece a indicação de torque, em “libras”, pela medição de pressão do torque do motor e da caixa de engrenagens e redução. 3) INDICADOR DE RPM DA HÉLICE (N2) – É alimentado eletricamente pelo taco-gerador da hélice. 4) INDICADOR DE ROTAÇÃO DA TURBINA DO COMPRESSOR (N1) - Indica a porcentagem de rotação da turbina do compressor. É eletricamente alimentado pelo taco-gerador de N1 (caixa de acessórios do motor). Cada instrumento está interligado ao gerador de tacômetro do respectivo motor. 5) INDICADOR DE CONSUMO DE COMBUSTÍVEL (Fuel Flow) - Indica o fluxo de combustível consumido pelo motor, em libras por hora. Indicam a razão do fluxo de combustível consumido, medidas pelas unidades acopladas nas linhas de fonte do combustível dos respectivos motores. 6) INDICADOR DE PRESSÃO E TEMPERATURA DO ÓLEO (indicador duplo) - Têm dupla função, indicar pressão de óleo, em PSI (lb/pol²) e temperatura do óleo, em ºC. Os sensores são alimentados eletricamente. Uma unidade térmica tipo sensor detecte a temperatura do óleo, enquanto que uma bomba de pressão mede a pressão. Cada instrumento é conectado aos transmissores de pressão e temperatura, instalados nos seus respectivos motores.

SUPERFÍCIES DE CONTROLES E COMANDOS O King Air C90A é equipado com ailerons, profundores e leme de direção convencional (Figura abaixo). As superfícies de controle são operadas por cabos e hastes, de controles duplos convencionais localizados na cabine de comando. A qualquer hora que a aeronave estiver estacionada à noite, fora do hangar ou em condições de vento, os pinos da trava do leme de direção e das travas dos controles devem ser instalados para prevenir danos nas superfícies de controle, nas articulações ou nos controles. Dois itens requerem uma atenção particular: a alavanca do freio de estacionamento, montada abaixo do canto esquerdo do painel inferior e a barra da trava do leme de direção montada entre os pedais do leme do piloto. Antes de rebocar a aeronave, o freio de estacionamento deve ser liberado (alavanca empurrada para dentro) e a barra da trava do leme deve ser removida dos pedais do leme. Sérios danos aos pneus, freios e sistema de direção podem resultar se esses itens não forem liberados. Antes de rebocar o avião, a trava de estacionamento deve ser liberada (alça no freio) e o bloqueador do leme de direção deve ser removido. Caso essas travas não sejam liberadas, pode resultar em sérios danos aos pneus, travas, sistema de direção e curva.

AMARRAÇÕES EXTERNAS PARA A SEGURANÇA DO AVIÃO Quando o avião estiver estacionado ao relento ou durante ventos fortes, ele deve ser amarrado seguramente com coberturas de proteção externa (figura abaixo). Coloque os calços dianteiro e traseiro nas rodas do trem principal e nas rodas do trem de nariz. Em condições severas o freio de estacionamento deve ser colocado. Usando os pontos de amarração da aeronave, amarre a aeronave com correntes ou cordas. Instale as travas das superfícies de controle e assegure que os flapes estão colocados para cima. Prenda as hélices com as proteções apropriadas (lâmina para baixo), para prevenir que rode com a força do vento. Esta aeronave tem as hélices livres e que podem ser danificadas se não estiverem presas. As engrenagens e os mancais do motor sem lubrificação adequada não é uma boa prática.

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

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

TAXIANDO O raio de curva no solo são creditados ao uso da ação parcial do freio, força diferencial e a curva total da roda do nariz na direção do giro da bequilha. Figura ao lado  O travamento do freio interno, se não usado com cautela, pode causar um dano irreversível no pneu ou na estrutura. Ao girar a aeronave, se a asa estiver livre de obstáculos, a empenagem também vai estar. O raio mínimo de giro da ponta da asa é de 35’ 6” (10,82 metros). Enquanto girando, o piloto deve assegurar que o estabilizador vertical não irá bater em nada pois sua área de rolagem mínima do cone de cauda é de 14’ 3” (4,34 metros).

Quando estiver taxiando, dando partida nos motores ou aquecendo os mesmos, existe uma área diretamente ao redor e atrás dos motores onde o fluxo de vento das hélices pode ser perigoso para pessoas, objetos ou aeronaves estacionadas.  Figura ao lado Embora, muitas vezes, as velocidades e temperaturas não podem ser medidas com precisão, uma razoável precaução deve ser tomada para evitar incidentes no interior destes nas zonas de perigo.

SERVIÇOS E MANUTENÇÃO Na seção de “Handling, Servicing, and Maintenance”, no POH, informa ao proprietário ou operadores, os requisitos básicos e Avançados para a manutenção do King Air C90A e C90B em uma condição igual à de sua fabricação original. Esta informação estabelece prazos em que o avião deve ser levado para uma manutenção preventiva e periódica em oficinas homologadas. Todos os limites, procedimentos, práticas de segurança, prazos, operações de manutenção e exigências contidas no POH são obrigatórios. Esta secção do POH inclui um vasto material gráfico que são aprovados recomendados para o serviço do avião (Figura abaixo). O "Calendário de Lubrificação e Esquema Manutenção" listam e ilustra pontos de manutenção e materiais necessários.

1- Bocal de abastecimento de combustível (esquerdo e direito) Combustível aprovado: (comercial)................................ Jet A, Jet A1, Jet B (militar) ..................................... JP4, JP5, JP8 Combustível de emergência: ..................................................... Gasolina aeronáutica Octanagens: ........................... 80/vermelha (80/87) ........................... 100LL (azul) ........................... 100/verde (100/130) ........................... 115 púrpura (115/145) 2- Reservatório de fluido hidráulico (freios) – especificação: MIL-H-5606 3- Bateria de Níquel Cádmio, 24 Volts/34 Amp (LJ1534 e após) 4- Extintor de incêndio Halon 1301 5- Reservatório de oxigênio – especificação: MIL-0-27210 – 22, 49 ou 66 cu/ft 6- Extintor de incêndio do motor (esquerdo e direito) – especificação: MIL-E-52031 2,5 lbs. CF3BR, 450 PSI (nitrogênio seco) 7- Pneus: Principais: 8.50 x 10 (tubeless, 8- ou 10-ply) Pressão: 52 a 58 PSI Do nariz: 6.50 x 10 (tubeless, 6-ply) Pressão: 50 a 55 PSI 8- Reservatório de óleo do motor (esquerdo e direito) – Especificação: P&W nº 1001, 14 US.Quarts 9- Receptáculo da bateria externa

SUPORTE AO PRODUTO A Beech Aircraft criou facilidades de serviço em todo o mundo, que estão totalmente equipados com profissional e pessoal suficiente para prestar apoio total para toda linha de King Air. Estas instalações estão listadas no diretório da “Beechcraft Quality Service Center (EUA)” e no diretório da “International Service Facility”, dos quais são fornecidas cópias dos manuais para cada novo proprietário Beechcraft. Para apoiar esta organização mundial de serviços, a Beech Aircraft, através de suas peças e equipamentos, mantém um serviço de marketing internacional de atacadista e distribuidor. Dispõe de um computador controlando peças e serviços que assegura uma rápida transferência de material 24 horas por dia.

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

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

1. Painel Anunciador (Removido) 2. Interruptor do Microfone 3. Interruptor dos Aviônicos 4. Interruptor do Inversor 5. Tampa do interruptor 6. Interruptor da Bateria 7. Interruptor do Gerador 1 8. Interruptor do Gerador 2 9. Freio de Estacionamento 10. Interruptor de partida do motor esquerdo 11. Interruptor de partida do motor direito 12. Interruptor do embandeiramento automático 13. Interruptor de teste do governador de hélice 14. Interruptores dos boots - L & R (anti-gelo) 15. Interruptores do Anti-Ice - L & R 16. Interruptores de auto-ignição dos motores 17. Botão da ventilação para o Piloto 18. Botão de Exaustão de Ar

19. Interruptores das luzes de pouso - L & R 20. Interruptor da luz de Táxi 21. Interruptor da luz “Ice” 22. Interruptor da Luz de Navegação 23. Interruptor da luz Recognition 24. Interruptor do degelo no pára-brisa 25. Interruptor do degelo nas hélices 26. Interruptor Manual de degelo na hélice 27. Interruptor de degelo L & R Fuel Vent 28. Interruptor de degelo na superfície 29. Interruptor de degelo no aviso de Estol 30. Interruptor do aquecedor do Pitot - L & R 31. Alavanca de comando do trem de pouso 32. Interruptor da luz Beacon 33. Interruptor do Strobe Lights 34. Interruptor da luz da deriva (na cauda) 35. Luzes do Trem de Pouso 36. Interruptor do sincronizador de hélice

1. Painel Anunciador (Removido) 2. Interruptor Coffee/Furn 3. Interruptor da Luz da Cabine 4. Interruptor da luz “Não Fume & FSB” 5. Interruptor de Temperatura Manual 6. Interruptor de ventilação 7. Interruptor de Temperatura da Cabine 8. Interruptor de ajuste de Temp. da cabine 9. Prop Amps (Degelo) 10. Interruptor das válvulas Bleed 11. Interruptor de teste do aviso de Estol

12. Interruptor de ventilação traseira 13. Interruptor de calor elétrico 14. Interruptor de aquecimento de ar na cabine 15. Interruptor de ventilação do Co-piloto 16. Indicador de pressão de sucção do Giro 17. Interruptor do microfone do Co-piloto 18. Indicador de pressão Pneumática 19. Indicador de Temperatura da cabine 20. Indicador do tempo de vôo 21. Indicador de pressão do oxigênio

CAPÍTULOS DESTE MANUAL Capítulo 1 – Generalidades: apresenta uma visão global do avião. Inclui familiarização externa, arranjo interno da cabine para pilotos, desempenho e o funcionamento eficiente do seu avião. Capítulo 2 – Sistema Elétrico: descreve o sistema elétrico do avião e seus componentes somente o necessário para a compreensão do piloto nas fases de operação normal e em emergência. São vistos o local de instalação dos interruptores, indicadores, luzes e CB´s, a geração e distribuição de corrente AC e DC, limitações do sistema e as falhas potenciais no sistema. Capítulo 3 – Sistema de Iluminação: discute a iluminação da cabine do piloto e iluminação exterior, localização das luzes e uso de controles para o sistema de iluminação. Capítulo 4 – Sistema de Avisos Luminosos: apresenta uma descrição e discussão da advertência, precaução, e painéis do anunciador. Cada anunciador é descrito em detalhes, enquanto incluindo seu propósito e causa associada para iluminação. Ênfase está em ação corretiva requerida pelo piloto se um anunciador se iluminar. Capítulo 5 – Sistema de Combustível: apresenta uma descrição e discussão do sistema de combustível, o uso correto das bombas de combustível, das bombas de transferência, do cruzamento de combustível e das válvulas shutoff da parede de fogo. Detalhes dos locais e tipos de drenos de combustível, procedimentos corretos de abastecimento e inspeção das amostras de combustível. Este capítulo inclui uma lista de combustíveis aprovados. Capítulo 6 – Sistema de Motorização e Hélices: apresenta uma discussão do motor turbohélice PT6A da Pratt e Whitney, suas limitações operacionais e procedimentos detalhados. Os tripulantes têm que ter o conhecimento suficiente do funcionamento do motor PT6A para entender todos os procedimentos normais e de emergência. Este capítulo também descreve o sistema de hélices, local e uso de controles de hélice, princípio de operação, passo reverso e bandeira. Capítulo 7 – Sistema de Detecção de Fogo: descreve os avisos de advertência de fogo e seus sistemas de proteção. A descoberta de fogo no motor e sua forma de extinção. Capítulo 8 – Sistema Pneumático e de Vácuo: apresenta uma discussão do sistema pneumático e sistemas de vácuo. Fontes e operação pneumática de ar de vácuo são esboçadas pelas leituras de desafios aceitáveis de indicações normais e anormais. Capítulo 9 – Sistema de Proteção contra gelo e chuva: apresenta uma descrição e discussão de todos os sistemas de proteção contra chuva e gelo, mostrando seus controles, os locais dos interruptores e como eles são usados. São incluídos procedimentos no caso de mau funcionamento no sistema incluindo informações relativas a degelo e descongelamento. Capítulo 10 – Sistema de Condicionamento de Ar: apresenta uma descrição do sistema de condicionamento de ar, aquecimento, e sistemas de ventilação. Cada discussão de subsistema inclui descrição geral, princípio de operação, controles, e procedimentos de emergência. Capítulo 11 – Sistema de Pressurização: apresenta uma descrição do sistema de pressurização. A função de vários componentes principais, o local físico deles, a operação da pressurização que os controles do sistema. Onde são feitas referências ao sistema ambiental e pressurização.

Capítulo 12 – Sistema de Trem de Pouso e Freios: apresenta uma descrição e discussão do sistema do trem de pouso, controle do mesmo durante um pouso e suas limitações operacionais. Também são descritas o sistema de indicador e emergência de extensão do trem de pouso. Este capítulo também discute o sistema dos freios das rodas. O uso correto dos freios normais e de estacionando, junto com a descrição do sistema e a forma de inspeção e detalhamento de seus elementos. Capítulo 13 – Sistema de Controles de Vôo: Este capítulo e descreve a ação dos flapes para que o piloto possa compreender sua operação, controles e limites, descrição básica sobre o sistema de controle do leme de direção, como funciona e como o sistema reage em situações de vôo monomotor, ajudando o piloto fazer um melhor uso, reduzir os esforços em vôo e suas vantagens. Capítulo 14 – Sistema de Aviônicos: descreve a instalação de aviônicos padrões, seus controles, radar meteorológico, montagem do painel de isolação no centro do painel de instrumento de forma que ele esteja facilmente disponível ao piloto ou co-piloto. Interruptores auditivos individuais, instrumentos do topo do painel, controles individuais do sistema auditivo e auricular dos fones para o piloto e co-piloto. Capítulo 15 – Sistema de Oxigênio: esta seção inclui sua descrição geral, princípio de operação, controles e procedimentos de emergência. O uso do gráfico de duração do oxigênio envolve problemas simulados de trabalho sob várias condições de vôo. Requerimentos do FAR para as necessidades dos passageiros e tripulantes são parte em discussão, assim como os tipos e disponibilidade das máscaras de oxigênio. Também são incluídos os procedimentos de serviços locais referidos no Livro de Operação do Piloto. Capítulo 16 – Sistema de Pitot Estático: esta seção foca a discussão e descrição generalizada do sistema duplo de pitot estático, vital para as indicações de velocidade do ar na aeronave. O princípio de operação, fontes DC, pressão do tubo de pitot e estático, instrumentos que dependem desse sistema e a fonte de ar estático alternado. Capítulo 17 – CRM – Gerenciamento de Cabine: Focando a segurança de vôo, o treinamento de CRM envolve conhecimentos e atitudes da tripulação para tomadas de decisões e solução de problemas. Um trabalho em equipe que demanda uma comunicação efetiva com disciplina. Em simuladores ou no interior da cabine, em vôo, o gerenciamento de cabine é realizado num ambiente realista, melhorando a imersão no vôo e trazendo mais resultados ao treinamento. Capítulo 18 – Procedimentos Normais: Esta seção apresenta uma descrição clara dos procedimentos recomendado para as operações normais da aeronave. São aqui apresentados tanto os procedimentos constantes do requisitos aplicáveis (RBHA), como aqueles necessários à operação segura da aeronave, em função de suas características operacionais e de projeto. Capítulo 19 – Procedimentos de Emergência: esta seção apresenta os procedimentos recomendados para enfrentar em condições satisfatórias os vários tipos de emergências e situações críticas. Os procedimentos estão conforme os requisitos de homologações aplicáveis, assim como aqueles necessários à segurança operacional da aeronave, em função das suas características operacionais e de projeto. Os procedimentos de emergência relativos a sistemas e equipamentos opcionais que exijam Suplementos a este manual, não são apresentados aqui.

CAPÍTULO 2 SISTEMA ELÉTRICO INTRODUÇÃO Familiarizar-se e compreender todo o Sistema Elétrico do King Air C90A/B irá facilitar ao piloto conhecer as operações normais, em caso de um sistema elétrico falhar, reduzido assim, toda a carga de trabalho. O piloto deverá ser capaz de localizar e identificar os interruptores e disjuntores rapidamente, e também deve estar familiarizado com as ações corretivas adequadas em situações de emergência.

GENERALIDADE A seção de sistema elétrico apresenta uma descrição geral e funcionamento de seus componentes. A localização, a finalidade dos interruptores, indicadores e disjuntores, correntes DC e AC, geração e distribuição de energia. Também inclui algumas limitações, possíveis falhas, sistemas e localização de componentes.

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

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


SÍMBOLO BÁSICO DOS COMPONENTES ELÉTRICOS

INTERRUPTORES Os Interruptores foram projetados especificamente para diversos fins, devem ser usados em todos os circuitos elétricos. Um mau funcionamento de um interruptor seria perigoso. Tais interruptores são de construção robusta e possuem capacidade de contato suficiente para interromper, fechar e conduzir continuamente a carga à corrente conectada. A do tipo “ação por mola” é, geralmente a mais preferida, por se obter abertura e fechamento mais rápidos, sem considerar a velocidade de operação do dispositivo, o que, conseqüentemente, diminuiria o centelhamento dos contatos. O valor da corrente nominal dos interruptores convencionais está geralmente estampado em seu alojamento. São valores que representam a corrente de trabalho com os contatos fechados. Os interruptores devem ter reduzida capacidade nominal de corrente para os seguintes tipos de circuitos: 1) Circuitos de Alta-Intensidade Inicial – Os circuitos que possuem lâmpadas incandescentes podem puxar uma corrente inicial que seja 15 vezes maior do que a corrente de trabalho. A queima ou fusão do contato pode ocorrer quando o interruptor estiver fechado. 2) Circuitos Indutivos - A energia magnética armazenada nas bobinas dos solenóides ou nos relés é liberada, e aparecem sob forma de arco quando o interruptor estiver aberto. 3) Motores - Os motores de corrente contínua puxarão diversas vezes sua corrente nominal de trabalho durante a partida, e a energia magnética armazenada no seu rotor e nas bobinas de campo será liberada quando o interruptor de controle estiver aberto. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

RELÉS Os relés são usados como interruptores, onde se possa obter redução de peso ou simplificação dos controles elétricos. Um relé é um interruptor operado eletricamente e, está, portanto, sujeito a falhas sob condições de baixa voltagem no sistema. A apresentação anterior sobre os interruptores é geralmente aplicável para os valores de contato dos relés.

CONHECENDO O SISTEMA ELÉTRICO O sistema é capaz de fornecer energia a todo o sistema necessário ao funcionamento normal do avião. Os interruptores da bateria e dos geradores, localizado no painel inferior esquerdo do piloto são usados para o controle de carga elétrica da bateria e geradores aos circuitos elétricos. A bateria sempre estará ligada à barra quente da bateria (figura da página anterior) e sempre estará energizada, bastando estar conectada ao avião. Ambos estão situados na asa direita, na seção central. A operação dos equipamentos ligados à seção da barra quente da bateria não depende da posição do interruptor da bateria. O interruptor da bateria fecha o circuito com o circuito barramento por meio de um relé, que por sua vez, ligar a bateria ao resto do sistema elétrico. Os geradores são controlados por um sistema individual de controle de corrente, permitindo manter a voltagem constante, e serão ligados às barras durante as variações de velocidade do motor e as variações das cargas elétricas requisitadas. A carga elétrica de cada gerador é indicada pelo seu respectivo instrumento (loadmeters), localizado no painel superior à esquerda (Figura abaixo). Um sistema normal de potência a 28,25 ± 0,25 volts mantém a carga da bateria sempre completa.

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

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

Interruptores localizados na cabine recebem energia a partir da barra central e da barra Triple-Fed, e são identificados por um círculo branco (ao redor) do próprio interruptor. As cargas elétricas são divididas entre as referidas barras e alimentadas pelas barras do sistema elétrico (Ver os gráficos em “Distribuição do Sistema de Alimentação”). Os equipamentos ligados a estas barras são organizadas sobre a barra de modo que todos os itens, com funções duplicadas (como as luzes noturnas da direita e da esquerda) estejam conectadas a diferentes barras. Os disjuntores sobre o alimentador ou sub-barra, são representados (no painel dos disjuntores) por linhas brancas (Figura na próxima página). Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Em condições normais de operação, todas as barras estão automaticamente vinculadas em um único sistema, em todas as fontes de alimentação, através de dispositivos individuais de proteção. A barra Triple-fed é alimentada a partir da bateria e de ambas as barras geradoras. A barra dos geradores, esquerda e a direita, fornecem energia à suas respectivas barras. A barra central – CRT BUS (ou barra principal) é alimentada através de limitadores de corrente localizadas na barra geradora esquerda LG BUS, barra geradora direita RG BUS e pela própria bateria, até mesmo quando a barra quente da bateria estiver fora. A barra central sempre vai estar conectada à bateria, mantendo sempre carga nos componentes. O esquema de distribuição de carga mostra como as barras estão interligadas (esquemas das páginas ........ figuras 2-14 através 2.28). A tensão em cada barra pode ser monitorada por voltímetros (localizado no painel superior). Selecione o voltímetro desejado utilizando o interruptor VOLTMETER BUS SELECT, adjacente ao desejado. O sistema elétrico oferece uma proteção contra a perda de energia elétrica quando ocorrer uma falha externa. O sensor de alta corrente (efeito Hall), os relés, a barra da bateria e os limitadores de corrente são os limitadores de corrente que servem para isolar uma possível falha na fonte de alimentação. O barramento do sistema elétrico foi projetado para fornecer múltiplas fontes de energia a todos os circuitos internos. VOLTMETER BUS SELECT Î


DISTRIBUIDORES DO SISTEMA DE ALIMENTAÇÃO – Parte 1/2


DISTRIBUIDORES DO SISTEMA DE ALIMENTAÇÃO – Parte 2/2

DISTRIBUIÇÃO DE CARGA DC (Corrente Direta ou Contínua) O sistema de energia DC é comumente chamado de "Sistema Triple-fed". Em condições normais de funcionamento, este sistema estará interligado automaticamente em um único ciclo, em que todas as fontes fornecem coletivamente energia através de seus dispositivos individuais de proteção. Em vôo, três fontes de energia DC estarão disponíveis: • •

A bateria de níquel-cádmio de 24 V, com 34 Amp/hr ou de chumbo-ácido de 24 V, com 42 amp/hr (LJ-1534 e superior). Dois starters geradores de 28 V, com 250 amp/hr (cada).


Quando o interruptor da bateria estiver ligado - ON, o relê da bateria e o relê da barra da bateria se fecham, interligando e alimentando este circuito (figura 2.16). A carga da bateria será encaminhada para a barra do Triple-fed através do relê da bateria, e através do relê da barra da bateria para a barra central, e assim, conseqüentemente, para ambos os relés de arranque, também os fechando. Nesta situação, as barras dos geradores não estarão energizadas, pois seus respectivos relés estão abertos, no entanto, a bateria estará disponível para permitir a partida do motor.

Depois que o motor for dado partida e estiver funcionando normalmente, o interruptor do gerador deverá ser mudada para a posição RESET. A unidade de controle do gerador (GCU) irá reverter o gerador para criar tensão. Após, interruptor do gerador para a posição ON, teremos o respectivo gerador ligado na barra elétrica, fechando o circuito automaticamente. Esta ação distribui energia limitada a 250 Ampères através do relê da barra do gerador e limita o gerador na barra. O gerador de saída será, então, encaminhado à barra central para permitir o carregamento da bateria. Em contra partida, a barra do gerador e a barra Triple-fed serão alimentadas pelo gerador, fornecendo uma carga de 28 VDC para as cinco principais barras do avião (Figura 2.19). Quando os dois geradores estiverem em funcionamento, cada gerador alimenta diretamente a sua barra, respectivamente. As barras dos geradores, a barra quente da bateria e a bateria estarão ligadas à barra central. A barra Triple-fed é alimentada pela bateria e por cada barra dos geradores, através dos limitadores de tensão (60 Ampères) e através dos diodos que fornecem a proteção e isolamento entre as fontes de energia. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Quando se instala um equipamento elétrico adicional que consome força elétrica adicional, a carga elétrica total deverá ser seguramente controlada ou remanejada, dentro dos limites dos componentes afetados no sistema de alimentação do avião. Quando a carga elétrica total provável conectada excede os limites de carga de saída dos geradores ou dos alternadores, a carga deverá ser reduzida para que não ocorra sobrecarga. Quando uma bateria fizer parte do sistema de força elétrica, devemos nos certificar de que ela está sendo continuamente carregada em vôo, exceto quando pequenas cargas intermitentes estiverem ligadas, tais como um transmissor de rádio, um motor de trem de pouso, ou outros aparelhos semelhantes, que podem solicitar cargas extras da bateria em curtos intervalos de tempo.

CONTROLE OU MONITORAMENTO DA CARGA ELÉTRICA Na indicação do amperímetro de carga de bateria, o sistema regulador limita a corrente máxima que o gerador ou o alternador pode distribuir, um voltímetro pode ser instalado na barra do sistema. Enquanto o amperímetro não indicar "descarga" (exceto para pequenas cargas intermitentes, tais como as que operam trens de pouso e flapes), e o voltímetro permanecer indicando "voltagem do sistema", o gerador ou alternador não estará sobrecarregado. Na indicação do amperímetro de carga do gerador ou do alternador, o regulador do sistema não limita a corrente máxima que o gerador ou o alternador pode fornecer, o amperímetro pode estar tracejado de vermelho em 100% da capacidade do gerador ou do alternador. Se a leitura do amperímetro nunca exceder a linha vermelha, exceto para pequenas cargas intermitentes, o gerador ou o alternador não estarão sobrecarregados. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Quando dois ou mais geradores funcionarem em paralelo e a carga total do sistema exceder a capacidade total de saída, as sobrecargas súbitas devem ser corrigir rapidamente a fim de que se possam minimizar falhas no gerador ou no motor. Deverá ser empregado uma forma rápida de redução da carga, ou um procedimento especificado, onde a carga total possa ser reduzida a um valor que esteja dentro da capacidade do sistema em operação. As cargas elétricas devem estar conectadas aos inversores, alternadores ou fontes de força elétrica semelhantes, de maneira que os limites de capacidade da fonte de força não sejam excedidos, a menos que algum tipo de monitoramento efetivo seja fornecido para manter a carga dentro de limites prescritos.

DISPOSITIVOS DE PROTEÇÃO DE CIRCUITOS Os condutores elétricos devem ser protegidos por disjuntores ou fusíveis, localizados tão próximos quanto possível da barra da fonte de força elétrica. Geralmente, o fabricante do equipamento elétrico especifica o fusível ou disjuntor a ser usado, ao instalar o equipamento. O disjuntor ou fusível deve abrir o circuito antes que o condutor emita fumaça. Para isto, a característica da corrente do dispositivo de proteção deve ficar abaixo ao do condutor associado. As características de proteção do circuito devem ser igualadas para obter a utilização máxima do equipamento conectado. Todos os disjuntores religáveis devem abrir o circuito no qual eles estão instalados, independentemente da posição do controle de operação quando ocorrer sobrecarga ou falha do circuito. Tais disjuntores são chamados de "disjuntores de desarme-livre".

SISTEMA BUS TIE O sistema elétrico protege a barra da bateria de fluxos de correntes excessivamente altas. Três sensores, consistindo de dispositivos de efeito Hall e circuitos de estado sólido, são utilizados para monitorar o fluxo da corrente através do circuito. Dois sensores na barra da bateria estão situados entre a barra do gerador e a barra central, e um terceiro sensor está entre a bateria e a barra central. Sem nenhuma carga for aplicada ao sistema elétrico da aeronave, todos os três relés das barras estarão abertos. Quando o interruptor BAT estiver ligado ON, a voltagem da barra quente da bateria energiza a bobina do circuito, fechando o relê da barra da bateria. Esta ação não tem nenhum efeito sobre o gerador da barra da bateria. Uma ação semelhante ocorre quando um gerador ou uma fonte externa é induzido na linha. Quando o gerador estiver na linha, o gerador de tensão do painel de controle energiza a bobina do circuito do gerador, fechando o relé de ambos os geradores na barra. Isto comuta a tensão dos sinais luminosos aos relés do L GEN TIE OPEN e do R GEN TIE OPEN, fazendo com que os sinais luminosos extingam e fechem os relés da barra da bateria. Quando a fonte externa estiver em linha, a única diferença é que a fonte geradora da bobina de tensão da barra da bateria será a alimentação externa do sistema. Nem gerador, nem fonte externa prejudicam o circuito da barra da bateria, a menos que o interruptor da bateria também esteja em ON. A ativação de um interruptor interno, muda o estado do sensor através de uma corrente de, pelo menos, 275 ± 5 ampères, abrindo o circuito da bobina, fazendo com que se desenergize e abra o relé associado ao circuito da barra. O circuito da barra da bateria estará aberto para impedir que o relé da barra da bateria se feche. Dezenergizando a barra da bateria irá acender o anunciador BUS TIE OPEN. Quando o relé da barra do circuito abrir, por excesso de fluxo de corrente através do sensor Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

de efeito Hall (falha na barra), ela só poderá ser momentaneamente reinicializado ativando-se o interruptor BUS SENSE, para RESET, localizado no painel inferior esquerdo do piloto. Os sensores do efeito Hall são unidirecionais. Só será sentido uma sobrecorrente na direção da seta. Dois interruptores localizados no painel inferior do piloto controlam o sistema do circuito do barramento. O primeiro interruptor (à esquerda) o BUS SENSE RESET - TEST, que sempre estará em NORM (centro do botão), quando, momentaneamente, for chaveado para a posição TEST, será feito um teste na tensão dos três sensores dos circuitos (figura 2.23). Esta tensão simula uma resultante de alta corrente no circuito do relé. O estado natural dos interruptores de cada sensor sempre será a posição OPEN (desenergizado/centro do botão), para os respectivos relês. Desse modo, ao abrir o circuito dos relês, irá ativar o aviso luminoso no painel anunciador. Uma vez pressionado o botão para a posição TEST, o circuito do barramento será fechado, impedindo seu fechamento automático.

O tempo de reação do sensor é de, aproximadamente, 0.010 segundos para os sensores atuais do gerador e 0.012 segundos para o sensor da corrente da bateria. Uma vez ativados, os relés travam em OPEN, e o tempo de reação do sistema é limitada ao tempo da reação dos relés. Conseqüentemente, somente uma ativação momentânea do interruptor de teste é exigida. A ativação prolongada deste interruptor danificará ou destruirá os módulos do sensor e isso deve ser evitado. A ativação momentânea do interruptor para RESET irá pôr o relê da bobina no circuito do barramento, e após soltar o botão, permite energizar o circuito na barra central. A voltagem é transferida para a linha da barra da bateria, fechando o relê do barramento. Quando uma alta corrente for detectada Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

pelos sensores, quando em RESET, somente uma ativação do interruptor será desejada. Isso evita a soltura acidental do contato do relê e/ou operando a uma corrente de 250 Ampères limitada por uma falha externa da barra. O segundo interruptor, no painel inferior do piloto, controla o sistema no circuito do barramento e seus comandos são indicados por GEN TIES - MAN CLOSE - NORM - OPEN. Este interruptor deve ser movido para o centro, para a posição OPEN. Este interruptor é carregada para MAN CLOSE. Somente o gerador do circuito do barramento pode ser aberto ou fechado manualmente pelo interruptor. Fechar manualmente o relé do circuito da barra irá ligar o gerador à barra central e dar carga a todo o sistema (figura 2.17). Colocando-se momentaneamente o interruptor na posição CLOSE aplica-se voltagem no circuito do barramento, fechando o relê, completando o circuito e ativando o sinal luminoso MAN TIES CLOSE, fechando o relé do barramento. O travamento do circuito se completa quando os contatos dos relês estiverem todos fechados, e os geradores no circuito das barras. Um relê na linha da barra não poderá ser fechado manualmente quando houver uma falha no sistema, pela abertura do circuito. O interruptor do BUS SENSE deverá ser momentaneamente redefinido para a posição RESET, para restaurar o fechamento do relê.

Quando a ligação do gerador estiver fechada, o interruptor GEN TIES pode abrir a ligação do gerador no circuito da barra, quanto determinados procedimentos normais ou anormais podem acontecer. Quando o interruptor GEN TIES estiver posicionado em OPEN, a fonte externa é removida do circuito do relé, permitindo que o relê fique aberto. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

ISOLAMENTO DE BARRAS O isolamento das barras é uma das características do sistema elétrico multi-barras. As duas barras dos geradores e a barra central são protegidas por sensores de alta corrente (efeito Hall). Em caso de corrente excessiva em uma das barras, os sensores irão isolar a barra afetada, pela abertura do circuito no barramento, permitindo assim que as demais barras continuem funcionando no sistema. Durante uma partida de motor com os geradores cruzados, o sensor de alta corrente e os limitadores de corrente são contornados pelo relé de partida cruzada, a fim de permitir que a alta corrente flua em direção ao arranque do gerador sem causar uma abertura no circuito da barra. A partida pela bateria é encaminhada pela linha do circuito, o que estará desenergizado durante o arranque. Um limitador de corrente atuando a 250 ampères (após, abertura do fusível) está localizado entre o circuito e cada uma das barras dos geradores. Uma vez detectado uma corrente alta na linha (efeito Hall), somente em uma direção, os limitadores fornecerão proteção na direção oposta. Se uma situação de sobrecarga fizer com que um limitador abra, ele irá causar um isolamento da barra. Uma proteção de corrente para a barra Triple-fed é fornecida exclusivamente por limitadores de 60 ampères. O isolamento da barra Triple-fed somente poderá ocorrer quando os três desses limitadores estiverem abertos. Um exemplo típico de uma isolação da barra refere-se à figura 2.25 (barra do gerador), figura 2.26 (barra central) e figura 2.27 (barra Triple-fed).



CARGAS ELÉTRICAS DESPREZADAS O descarregamento de carga elétrica é outra característica altamente benéfica do sistema elétrico tipo multi-barras. O sistema elétrico removerá automaticamente as cargas adicionais (no barramento do gerador), quando a fonte de energia estiver reduzida somente à bateria. Quando ambos os geradores estiverem desligados ou fora da linha, as ligações destes geradores estarão abertas, e as cargas das barras dos geradores serão desprezadas (figura 2.24).

A bateria continuará a ser o centro de alimentação da Triple-fed e da barra quente da bateria. Caso seja necessário, a carga das barras dos geradores poderá ser restaurada fechando-se os relés dos geradores manualmente movendo o interruptor para a posição GEN TIES (figura 2.17). Quando houver o descarregamento de cargas durante o vôo, pouse assim que possível, a menos que a situação possa ser remediada e pelo menos um gerador possa ser restaurado e entrar na linha.

Em vôo, a interrupção das ligações do circuito de um gerador com uma perda em ambos os geradores fará com que a bateria seja descarregada em uma razão muito mais rápida. Nesta situação se faz necessário ter que interromper as ligações que os geradores o fazem com as barras o mais rápido possível. Os relés devem ser abertos o quanto antes para que a bateria possa ser preservada. Se não existir Nenhum gerador operando em vôo, a bateria não terá como ser carregada durante o vôo. Pouse assim que possível. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

BATERIA A bateria de níquel-cádmio (Ni-Cad) está localizada na seção central da asa direita, em uma caixa refrigerada a ar (figura 2.7). O relé da bateria monitora a mudança de carga e a válvula termostática de ar refrigerado estão montada no compartimento da bateria, imediatamente à frente da bateria. A potência da barra elétrica principal é distribuída da bateria através do relê da bateria e da ligação no circuito, onde é controlado pelo interruptor BAT-ON-OFF, localizado no painel inferior esquerdo do piloto. A barra quente da bateria fornece potência direta a alguns sistemas do avião (figura 2.15). Este sistema pode ser operado sem que seja necessário girar o interruptor de bateria para ON. Entretanto, deve ser tomada medida de precaução para assegurar que a utilização deste sistema seja mínima quando os geradores estiverem inoperantes e/ou quando o avião estiver no solo, com motores desligados, a fim de impedir a descarga excessiva da bateria. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

A caixa da bateria tipo chumbo-ácido não é refrigerada a ar e não inclui derivação, monitoração de carga e válvula termostática de ar refrigerado. Um monitor de sistema da carga da bateria (anterior ao LJ-1534) adverte ao piloto a taxa da carga da bateria. O sistema é deficiente nos aviões que foram convertidos para uma bateria de chumbo-ácido. O aviso BATTERY CHARGE, no painel de advertência, se ilumina quando a carga ultrapassar 7 amperes, por 6 ou mais segundos, indicando uma taxa excessiva de carga. O aviso BATTERY CHARGE, também poderá ocasionalmente se iluminar, em curtos intervalos de tempo, quando determinados componentes elétricos, pesados, estiverem em operação. Por exemplo, quando ligamos um motor usando a bateria interna, a carga da corrente da bateria estará muito elevada, causando o aparecimento do aviso luminoso BATTERY CHARGE, fornecendo um teste rápido e automático no sistema de monitoramento da bateria. Quando a bateria se aproximar de uma carga máxima, a carga na corrente irá diminui a um nível satisfatório. O sinal luminoso se extinguirá. Isto ocorre normalmente dentro de alguns minutos após o início do funcionamento do motor, mas pode demorar muito mais, caso a bateria esteja com níveis de carga muito baixa, baixa tensão de carga por célula (bateria com 20 células) ou baixa temperatura da bateria. A bateria do tipo níquel-cádmio (alcalina) são as de melhor uso, devido a grandes vantagens em relação à de chumbo-ácido tais como, pequeno tempo de recarga, de excelente confiabilidade e boa capacidade de partida. Quando a bateria de chumbo-ácido estiver sendo carregada, é produzida certa quantidade de hidrogênio e oxigênio. Como se trata de uma combinação de gases explosiva é importante adotar medidas de prevenção contra ignição desta mistura. É importante que se observe Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

bem o sistema de ventilação adequado para a bateria do avião, isso em função dos gases provenientes das reações químicas internas inerentes a bateria e a própria temperatura da mesma. A bateria ácida possui eletrólitos e gases extremamente corrosivos. Baterias de níquel-cádmio e chumbo-ácido são normalmente intercambiáveis. Quando substituindo uma bateria ácida por níquel-cádmio, o compartimento da bateria deve ser limpo e enxugado, e precisa estar livre de qualquer resíduo de ácido da antiga bateria. O compartimento deve ser lavado e neutralizado com amônia ou solução de ácido bórico, e após completamente seco, ser pintado com um verniz resistente aos álcalis.

SISTEMA DE GERAÇÃO DE ENERGIA E PARTIDA DO MOTOR Este sistema consiste de uma única unidade com dois propósitos (figura 2.8). É usada como motor de partida – para ligar o motor durante a partida inicial e como um gerador de energia – para fornecer corrente elétrica. Um acionador de partida é usado durante a operação da partida do motor e um sistema de derivação é usado durante a operação do gerador. O campo de derivação no gerador é deficiente quando o acionador de partida é ativado pelo próprio interruptor de partida. A saída regulada do gerador é 28.25 volts ±0.25 com uma carga máxima contínua de 250 ampères.

Além de acionador de partida/gerador, o sistema gerador consiste de interruptores de controles, unidades de controle de gerador (GCU), contactores de linha e instrumento medidor de Carga. A força para fazer funcionar o motor de partida provém da carga da bateria, ou da carga do gerador do outro motor, já em operação, por meio de uma partida cruzada. O ciclo de partida é controlado pelo interruptor de partida do tipo “três posições”, um interruptor para cada motor, com seus comandos indicados por IGNITION AND ENGINE START - LEFT - RIGHT - ON - OFF - STARTER ONLY, e que ficam localizados do painel inferior do piloto (figura 2.3A).


Selecionando o interruptor de partida no modo STARTER ou no modo ON, será acionado o motor de partida, incapacitando a função de geração de energia. A seção do motor de partida está localizada na caixa de engrenagens e acessórios do motor. Durante a partida do motor, a bateria é conectada ao motor de partida através do relé de partida. Com um dos motores já em operação, e seu gerador na linha, o motor oposto pode ser dado partida através da bateria e do gerador em funcionamento por meio de uma partida cruzada, usando o relé de partida cruzada. Isto é conhecido como “partida cruzada”. Normalmente é dada partida em um motor através da força individual da bateria e no segundo motor a partida será cruzada. Durante uma partida cruzada (figura 2.20), o painel de controle do sistema de geração de energia, fecha o relê de partida cruzada, desviando-se da barra do gerador, limitando a corrente e ligando o relê na barra. Isto assegura uma limitação na corrente de 250 ampères, não abrindo o circuito devido a impulsos transientes – desde que o gerador forneça a corrente exigida para a partida normal. Quando o acionador de partida for selecionado, os sensores no circuito do barramento serão deficientes, impedindo que abram os relés das respectivas barras.


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

GERADOR DE CORRENTE DC As fases de operação de um gerador são controladas por seus respectivos interruptores, situados no painel inferior esquerdo do piloto, ao lado do interruptor BAT, sob o interruptor MASTER SWITCH (figura 2.3A). Os interruptores dos geradores têm as posições OFF – ON – RESET. O sistema de geração de energia é super excitado e, por isso, não exige corrente elétrica do sistema elétrico para sua operação.


A operação do gerador é controlada através de duas unidades de controle de gerador (GCU), montadas abaixo o assoalho do corredor central, e que faz a tensão disponível ser constante no circuito das barras, dentro exigências de velocidade no motor e nas variações da carga elétrica. Os geradores são conectados manualmente ao GCUs através dos interruptores de controle GEN 1 e GEN 2, localizados no painel inferior esquerdo do piloto (figura 2.3A). A carga em cada gerador é indicada pelos respectivos indicadores de cargas, esquerdos e direitos, situados no painel superior dos tripulantes (figura 2.3B).

As unidades de controle de carga elétrica nos geradores GGUs, foram projetadas para controlar e compartilhar as suas cargas em variação de 2,5% na corrente. As GCUs têm as seguintes funções: • • • • •

Regulador de tensão na linha e controle do contactor. Proteção a sobre-tensão e excitação. Paralelização e distribuição de cargas. Proteção de carga reversa. Ativação transversal do relé de partida.

REGULADOR DE VOLTAGEM E CONTROLE DE CONTACTOR EM LINHA Os geradores são regulados normalmente para 28,25 ± 0,25 VDC. Quando o interruptor do controle do gerador for movido para a posição RESET, uma tensão residual é aplicada ao campo de derivação do GCU causando uma tensão na saída do gerador. Quando o interruptor for movido para a posição ON, o circuito do regulador de 28 volts entra na linha, controlando o campo da derivação do gerador, mantendo uma tensão constante na saída da voltagem do gerador. A tensão do circuito no regulador varia com a excitação do campo da derivação, o necessário para manter uma saída constante de 28 volts no gerador para todas as condições avaliadas de velocidade, de carga e de temperatura no gerador. Quando o interruptor do gerador for posto na posição ON, a tensão do gerador é aplicada ao GCU a fim de permitir o controle no circuito de controle do contactor. O GCU compara a tensão da saída do gerador com a tensão do barramento. Se a tensão da saída do gerador estiver perto de 0,5 volts da tensão da barra, o GCU emite um sinal à linha do contactor, fechando e conectando o gerador à barra da aeronave (figura 2.21), fechando ambos os geradores para conectar a barra central e as barras do gerador. Isto permite que o gerador recarregue a bateria do avião e reponha todas as cargas elétricas das barras.


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

PROTEÇÃO A SOBRE-VOLTAGEM E SOBRE-EXCITAÇÃO O GCU fornece a proteção da sobre-tensão impedindo que um excesso de tensão do gerador seja aplicado aos equipamentos do avião. Se uma saída de corrente no gerador exceder a voltagem máxima permissível, 32 volts, os circuitos do sobre-excitação do GCU irão detectar esta sobre-tensão e saberá que o gerador está produzindo uma saída excessiva de tensão, tentando absorver todas as cargas elétricas do avião. O circuito do sobre-excitação do GCU irá, então, desconectar o gerador do sistema elétrico.

PARALELIZAÇÃO DE COMPARTILHAMENTO DE CARGAS O circuito de paralelização calcula a média global de cargas nas saídas de ambos os geradores a fim de poder igualar os níveis de carga. Os circuitos de paralelização de ambos os GCUs tornam-se operativos quando ambos os geradores estiverem funcionando e gerando carga nas barras. Os circuitos de paralelização detectam a interpolação das tensões de ambos os geradores para fornecer uma indicação da carga em cada gerador.


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

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

ATIVAÇÃO DO RELÊ DE PARTIDA CRUZADA Durante uma partida cruzada, o gerador em funcionamento ajuda na partida do segundo motor. O relê de partida cruzada fecha o circuito do gerador para reservar a corrente à partida, isolando a barra do gerador, limitando a corrente e o relé do circuito do barramento. A corrente elétrica flui através da barra central, para o sensor de efeito hall na barra do gerador oposto. Durante uma partida, os sensores de efeito hall estarão desabilitados caso não ocorra o isolamento da barra. A corrente é distribuída ao acionador de partida fisicamente entre o sensor de efeito hall e o relé do circuito da barra, assim o circuito da barra estando aberta, a barra não efetuaria a partida do motor. Assim a corrente fica disponível ao relê de partida do motor.

DISTRIBUIÇÃO DE CARGA AC


A “Corrente Alternada”, para os equipamentos de aviônicos e os instrumentos AC, são fornecidos por dois inversores (figura 2.9). Qualquer interruptor pode ser usado pelo piloto através do seletor do inversor. Cada inversor fornece dois níveis de voltagens, um a 115 volts/400 hertz (para a aviônicos) e outro de 26 volts/400 hertz (para equipamentos e instrumentos aplicáveis ao motor). A saída padrão do inversor é regulado a 250 volt/amp. Um inversor opcional é regulado a 300 volt/amp. Os inversores estão instalados nas asas, imediatamente no exterior de cada nacele. A operação dos inversores é controlada pelo interruptor INVERTER NO.1 - OFF – NO.2, selecionado no painel inferior esquerdo do piloto. A seleção de um ou outro inversor atua no respectivo relê a fim de fornecer alimentação DC. Um relê selecionado pelo inversor fornece permite ao inversor fornecer corrente de 26 VAC aos aviônicos e instrumento, e 115 VAC aos aviônicos e o painel de teste. O relé seletor do inversor será energizado quando o inversor Nº 1 for selecionado. Será desenergizado quando o interruptor do inversor for selecionado para a posição Nº 2 ou posição OFF. Fontes duplas de força DC são fornecidas por cada inversor. O relé seletor de corrente de cada inversor é selecionado automaticamente para fornecer corrente ao inversor da barra do gerador adjacente ou à barra central, caso a barra do gerador seja desenergizada (figuras 2.10, 2.11, e 2.12).



Quando a carga da bateria for aplicada à barra central, antes da partida do motor (figura 2.16), a corrente do inversor é distribuída através do disjuntor e normalmente os contatos estarão fechados pelos relés dos inversores, podendo-se selecionar o relé de corrente de cada inversor.

Quando as barras dos geradores estiverem ligadas (figura 2.21), a tensão é distribuída igualmente através de um disjuntor, localizado sobre o painel de disjuntor do co-piloto, à bobina de cada inversor para selecionar o relé, causando a inversão na barra do gerador. Durante a operação normal, o relê energiza a barra do inversor fornecendo energia à barra do gerador. Se ocorrer uma falha que interrompa a carga dessa barra, o relê da barra será desenergizada e a carga de entrada no inversor será fornecida pela barra central, impossibilitando a possível perda do inversor devido a uma falha na barra do gerador. A carga inadequada na saída do inversor é indicada pela iluminação do sinal INVERTER, no painel de advertência. Isto pode acontecer devido à perda de entrada de carga ou falha no inversor. Outras indicações da perda do inversor seriam comportamento errôneo do instrumento (de torque), perda de corrente alternada ou perda do instrumento de aviônicos (corrente AC).


Durante o uso dos inversores (após a partida e táxi), ambos devem devem ser verificados para ver se há: Usando o medidor de freqüência volt/AC: • 115 VAC. • 400 HZ. • Luz do sinal luminoso do inversor apagado. Quando os inversores estiverem ciclando, verifique os medidores de freqüência volt/AC em “zero” e a luz do sinal luminoso apagado quando o interruptor estiver no centro, posição OFF.

FONTE DE ENERGIA EXTERNA O receptáculo de fonte externa, no lado exterior direito da nacele, serve para conectar uma unidade de fonte externa ao sistema elétrico quando o avião estiver estacionado. O receptáculo de fonte externa é feito de plugue com três pinos. Quando a fonte externa estiver conectada, o relé no sensor de fonte externa só será fechado se a polaridade da tensão externa, fornecida pelo receptáculo externo, estiver correta (figura 2.28). Sempre que o plugue da fonte externo for conectado ao receptáculo e o interruptor BAT estiver na posição ON, o sinal luminoso amarelo EXT PWR se iluminará, mesmo que a unidade de fonte externa esteja ligada ou não. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

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

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


Um sensor de alta voltagem travará por fora do relé da fonte externo caso a voltagem da fonte externa estiver acima de 31 ± 0.5 volts DC. Quando o interruptor EXT PWR ON / OFF – RESET estiver na posição ON, o relê de fonte externa se fecha. Com o ingresso da fonte externa nas barras do avião, os relés esquerdos e direitos das barras dos geradores se fecham, permitindo energizar todos os circuitos das barras do sistema elétrico do avião. Conseqüentemente, o sistema elétrico inteiro pode ser operado. Observe as seguintes precauções ao usar uma fonte de energia externa:

A TENSÃO MÍNIMA RECOMENDADA PARA A BATERIA ANTES DE CONECTAR A FONTE EXTERNA É DE 23 VOLTS. ENTRETANTO, NUNCA CONECTE FONTE EXTERNA AO AVIÃO, A MENOS QUE A BATERIA INDICAR UMA CARGA DE, PELO MENOS, 20 VOLTS. Se a tensão da bateria for menor que 20 volts, a bateria deve ser recarregada ou substituída por outra, indicando pelo menos 20 volts, antes de conectar a fonte externa. Somente use fonte de energia externa com plugue adequado. A unidade de fonte auxiliar deve ser regulada para 28,25 volts DC, e ser capaz de fornecer, pelo menos, 1.000 ampères, no mínimo 1 segundo (300 ampères contínuo máximo) em um mínimo de 16 volts DC, durante o ciclo de partida. A voltagem é exigida para energizar os relés dos aviônicos e equipamentos. Conseqüentemente, nunca insira a fonte externa ao avião sem primeiro verificar a voltagem da bateria. A bateria pode ser danificada se for exposta às voltagens acima de 30 volts por períodos prolongados. Para impossibilitar dano à unidade de fonte externa, desconecte a fonte externa do avião antes de aplicar carga nas barras dos geradores. Verifique na seção “Normal Procedures” do POH para maiores detalhes de como usar a fonte externa. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

AVIONICS MASTER POWER Os sistemas de aviônicos instalados em cada avião consistem geralmente de unidades individuais de NAV/COM, cada um tendo seu próprio interruptor ON / OFF. Os pacotes de aviônicos variam nos diferentes tipos e modelos de avião. Devido a um grande número de receptores e transmissores individuais, existe um interruptor central de aviônicos, mais conhecido como AVIONICS MASTER POWER e é instalado no painel inferior esquerdo do piloto. Um diagrama esquemático dos aviônicos pode ser visto na figura 2.13. Verifique no capítulo “Avionics” deste manual para obter maiores detalhes do sistema da aviônicos.


DISJUNTORES Ambas as alimentações de correntes AC e DC são distribuídas ao vários sistemas através de dois painéis de disjuntor separados que protegem a maioria dos componentes no avião. O painel menor é localizado abaixo do painel de gerenciamento de combustível, à esquerda do piloto (figura 2.6). O painel maior é posicionado à direita do co-piloto. Cada um dos disjuntores tem sua avaliação de amperagem impressa nele.

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


O painel de disjuntor maior é posicionado no lado direito do co-piloto (figura 2.6B). Este painel contém os disjuntores para os sistemas elétricos restantes, que incluem sistemas relacionados aos motores, todos os componentes de aviônicos, sistema ambiental, luzes, sistemas de alarme de sinal luminoso, e demais sistemas. Os disjuntores para o sistema de distribuição de energia elétrica são situados igualmente neste painel.

Os procedimentos para disjuntores que abrem, e outros avisos de sistema elétrico relacionados, podem ser encontrados na seção “Emergência” do POH. Se um disjuntor não essencial, em qualquer dos dois painéis de disjuntores, quando em vôo, não abrir, pode causar dano adicional ao componente ou ao sistema. Se um disjuntor essencial do sistema abrir, espere 30 segundos para restaurá-los. Se abrir novamente, não tente restaurá-lo outra vez. Tome a ação corretiva de acordo com os procedimentos na seção “Emergência” de seu POH. Se todos os equipamentos de aviônicos sair fora do circuito, mas seus disjuntores não abrirem, o problema pode estar no interruptor AVIONICS MASTER. Este interruptor pode ser contornado, e seus rádios retornados ao serviço, bastando puxar o disjuntor do circuito do AVIONICS MASTER no painel de disjuntores do co-piloto.


CAPÍTULO 3 SISTEMA DE ILUMINAÇÃO INTRODUÇÃO O sistema de iluminação consiste na iluminação interna e externa da aeronave, controlados por interruptores diretos do painel de comando. A iluminação interna consiste na iluminação para instrumentos, cabine de comando, cabine de passageiros, luzes de leitura, luzes de avisos, luzes indicadoras, luzes de entrada e saída (na porta) e luzes da área de bagagens. A iluminação externa consiste das luzes de navegação, de pouso, de táxi, anti-colisão, faróis rotativos, luzes de desembarque, ice lights e luzes de reconhecimento.

SISTEMA DE ILUMINAÇÃO DE AERONAVES Um conjunto de luzes de posição consiste de uma luz vermelha, uma verde e uma branca. As luzes de posição são, às vezes, chamadas de "luzes de navegação". Em muitos aviões, cada unidade de luz contém uma única lâmpada instalada sobre a superfície do avião. Outros tipos de unidade de luz de posição contêm duas lâmpadas e, freqüentemente, ficam faceadas com a superfície da estrutura do avião. A unidade de luz verde é sempre instalada na ponta da asa direita. A unidade de luz vermelha está instalada numa posição semelhante na asa esquerda. A unidade branca é geralmente instalada no estabilizador vertical numa posição onde seja claramente visível através de um ângulo bem aberto, pela traseira do avião. As lâmpadas da ponta de asa, e as lâmpadas da cauda, são controladas por um Interruptor DPST na cabine de comando. Na posição “atenuada”, o interruptor liga um resistor em série com as lâmpadas. Visto que o resistor reduz o fluxo da corrente, a intensidade da luz é reduzida. Para aumentar a intensidade da luz, o interruptor é colocado em "brilhante", a resistência é curto-circuitado, e as lâmpadas brilham intensamente. Luzes de anti-colisão - A luz de anti-colisão é uma luz de segurança para alertar outro avião, principalmente em áreas congestionadas. Um sistema de luz de anti-colisão pode consistir de uma ou mais luzes. Elas são feixes de luz móveis que se acham instaladas no topo da fuselagem ou na cauda, numa localização tal que a luz não afeta a visão dos tripulantes nem diminuirá a visibilidade das luzes de posição. Em alguns casos, uma das luzes fica instalada no ventre da fuselagem. Uma luz de anti-colisão acha-se freqüentemente instalada no topo do estabilizador vertical, se a seção transversal do estabilizador for suficientemente grande para acomodar a instalação, e se as características de vibração e ondulação não forem adversamente afetadas. Luzes de pouso - As luzes de pouso acham-se instaladas no avião para iluminar as pistas durante os pousos noturnos. Essas luzes são muito fortes, e são direcionadas por um refletor parabólico num ângulo que proporciona um alcance máximo de iluminação. Cada luz pode ser Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

controlada por um relé, ou pode ser ligada diretamente no circuito elétrico. Sabendo-se que o gelo nas lentes das lâmpadas reduz a qualidade de iluminação das mesmas. Luzes de táxi - As luzes de táxi têm como finalidade fornecer iluminação no solo durante o táxi ou reboque do avião na pista de pouso e decolagem, na pista de táxi ou no hangar. As luzes de táxi não são apropriadas para fornecer o grau de iluminação necessária como as luzes de pouso; Nos aviões com trem de pouso triciclo, as luzes de táxi (única ou dupla) acham-se instaladas na parte não direcional do trem de pouso do nariz. Elas estão posicionadas em ângulos oblíquos com a linha central do avião, para fornecer iluminação diretamente, em frente do avião, e ainda alguma iluminação à direita e à esquerda do mesmo. Luzes de inspeção das asas - Algumas aeronaves são equipadas com luzes de inspeção da asa para o bordo de ataque das asas, e para permitir a observação de formação de gelo e condição geral destas áreas em vôo. O sistema de luz de inspeção da asa (também chamada de luzes de gelo da asa) consiste de uma luz de 100 watts faciada no lado externo de cada nacele à frente da asa. Essas luzes permitem a detecção visual da formação de gelo nos bordos de ataque da asa durante o vôo noturno. Elas também são usadas freqüentemente como projetores durante os serviços gerais no solo. Geralmente, são controladas por um relé através de um interruptor de alavanca ligadesliga na cabine de comando. Alguns sistemas de luz de inspeção da asa podem incluir ou serem suplementados por luzes adicionais, algumas vezes chamadas de luzes da nacele, que iluminam áreas adjacentes, tais como os flapes da capota ou o trem de pouso. Estas são normalmente do mesmo tipo de luzes, e podem ser controladas pelos mesmos circuitos.

INTERRUPTORES DAS LUZES DA CABINE DE COMANDO Um controle completo no painel superior, facilmente acessíveis para ambos os pilotos incorpora um mecanismo funcional de todos os sistemas de iluminação da cabine (Figura 3.1). Cada controle de luz tem seu próprio interruptor de reostato sinalizado como BRT - OFF.


Constituição dos Interruptores do Painel de Iluminação

1. MASTER PANEL LIGHTS – Interruptor principal que serve para ligar ou desligar o comando das luzes do painel do piloto e co-piloto; 2. PILOT FLIGHT INSTR – Luzes do painel do piloto. 3. ENGINE INSTR – Luzes dos instrumentos do motor. 4. AVIONICS PANEL – Luzes dos aviônicos.

5. OVHD PED & SUBPANEL – Luzes do pedestal e do sub-painel do piloto e co-piloto. 6. SIDE PANEL – Luz do painel dos disjuntores. 7. COPILOT GYRO INSTR – 8. COPILOT FLIGHT INSTR – Luzes do painel do co-piloto. 9. OVERHEAD FLOOD – Luzes do painel superior. 10. INSTRUMENT INDIRECT – Luzes indiretas do painel de comando – Piloto e co-piloto.

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

LUZES NA CABINE DE COMANDO É formado por dois interruptores de três posições, no painel de controle do co-piloto, indicado por CABIN (Figura 3.2). O primeiro interruptor controla as luzes florescentes das luzes da cabine de comando e seus modos são: • •

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

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

NO SMK & FSB - OFF - FSB.


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

Para desligar estas luzes, só se consegue quando a porta for fechada e travada completamente. Um microswitch na fechadura da porta irá desligar as luzes mesmo que seu interruptor tenha ficado na posição ON.

Quando a bateria estiver na posição ON, a luz de leitura individual dos passageiros, na parte superior da cabine, pode ser ligada ou desligada pelos passageiros, por botões independentes para cada luz.

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

A luz no compartimento de bagagens pode ser ligada ou desligada pelo botão adjacente do alternar independentemente da posição do interruptor principal da bateria. Esta luz está ligada à barra quente da bateria.

LUZES EXTERIORES Formado pelas luzes de pouso, de táxi, wing ice, de navegação, de reconhecimento (recog), rotation beacons, de ponta de asa e de iluminação da deriva (tail flood) e seus controles estão localizados no sub-painel do

piloto (Figura 3.4). Eles estão devidamente assinalados como a sua função. As luzes de cauda, ou Flood lights, se instalada, são incorporadas no estabilizador horizontal e são concebidas para iluminar ambos os lados do estabilizador vertical.


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


CAPÍTULO 4 - SISTEMA DE AVISOS LUMINOSOS INTRODUÇÃO Os indicadores de aviso e de atenção podem ser a primeira indicação de problemas ou mau funcionamento em algum sistema ou componentes do avião. Os tripulantes devem ter uma completa familiarização com esses indicadores e com ações necessárias para corrigir o problema ou fazer, face à situação, um pouso de emergência. No caso de uma indicação ainda em solo, o problema deve ser corrigido antes de levantar vôo. O painel anunciador é descrito em detalhes, item a item, sua finalidade, bem como os avisos associados a cada iluminação. O sistema de avisos luminosos (Figura 4.1) consiste de um painel anunciador, centralmente localizado no pára-sol, um botão do tipo “pressione para testar”, um reostato para regulagem de intensidade e uma luz que pisca para avisar uma possível falha.

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

O aviso em cor Vermelha exige a atenção imediata do piloto, e que requer uma ação urgente. O aviso em cor Amarela exige a atenção do piloto, mas não a sua reação imediata. O aviso em cor Verde não exige nenhuma precaução por parte do piloto, pois informa uma condição normal de funcionamento de um equipamento. Um botão do tipo “pressionar para testar” (PRESS-TO-TEST) está localizado imediatamente na parte direita, colado ao painel de avisos luminosos e serve para fazer um teste automático em todas as lâmpadas do painel de avisos luminosos (Figura 4.2).

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

Uma luz anunciadora de cautela, sobre o painel anunciador, permanecerá acesa até que a falha uma condição seja corrigida, momento em que ele irá se extinguir. Um anunciador pode ser extinta para corrigir um estado indicado na lente iluminada. A iluminação de uma luz verde no painel anunciador não irá acionar o sistema de alerta, mas uma luz vermelha irá acionar um aviso FAULT WARNING. Anúncio de luz amarela irá acionar o aviso MASTER CAUTION.

AVISO DE PRECAUÇÃO – FAULT WARNING Se uma determinada falha requerer uma atenção imediata, e uma reação do piloto, o anunciador vermelho apropriado no painel anunciador se acende e a Luz de aviso de falha pisca (figura 4.4) e começará a piscar o aviso FAULT WARNING.

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

INTENSIDADE DE ILUMINAÇÃO O controle de intensidade está localizado adjacente a chave PRESS-TO-TEST e pode ser usado para aumentar ou diminuir a intensidade do indicador anunciador para um nível desejado. Se os anunciadores forem intensificados, qualquer anunciador amarelo ou vermelho irá aparecer com um brilho total quando eles acendem pela primeira vez. Pressionando a luz de aviso de falha vai diminuir a intensidade dos anunciadores para níveis mais baixos. Qualquer outra luz amarela ou vermelha que se ilumine, irá fazer com que as luzes acesas voltem a brilhar com intensidade máxima. O modo DIM será automaticamente anunciado sempre que houver a totalidade das seguintes condições:     

Quando um gerador estiver na barra. Quando a luz FLOODLIGHT no painel superior for desativada – OFF. Quando o interruptor MASTER PAINEL LIGHTS estiver ligado – ON. Quando a luz PILOT FLIGHT LIGHTS estiver ligada – ON. Quando a luz ambiente na cabine de comando (detectado por uma célula fotoelétrica localizado no painel superior) for inferior a um valor predefinido.

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

TESTE E SUBSTITUIÇÃO DAS LÂMPADA DO PAINEL DE ALARMES O sistema de luzes do painel anunciador deverá ser testado antes de cada vôo ou a qualquer momento. A integridade de uma lâmpada estará em questão. Pressionando-se o botão PRESS-TO-TEST, localizado à direita do painel anunciador, teremos um teste geral de todas as lâmpadas do sistema, acendendo e apagando todas elas. Qualquer lâmpada que não acender deve ser substituído. O estilo das lâmpadas no painel anunciador permite que cada anunciador possa ser removida do painel (Figura 4.5).

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

DESCRIÇÃO DAS LUZES NO PAINEL ANUNCIADOR Nos quadros seguintes temos a relação de todos os avisos luminosos e sua descrição, usados no painel de anúncios do King Air C90A/B. São anunciadores do tipo “luzes com legendas”.

CAPÍTULO 5 SISTEMA DE COMBUSTÍVEL INTRODUÇÃO Um entendimento completo do sistema de combustível é essencial para uma operação competente e confiável da aeronave. O gerenciamento do Sistema de Combustível e seus componentes é uma das principais preocupações quotidianas do piloto. Esta secção dá ao piloto a informação de que ele necessitará para a segura e eficiente gerenciamento do combustível.

SISTEMA DE COMBUSTÍVEL O Sistema de Combustível no King Air C90A foi projetado para simplificar os procedimentos de vôo na cabine de comando e proporcionar um manuseio fácil em solo (Figura 5.1). Existem dois sistemas de combustível separados em cada asa, uma para cada motor, interligada através de uma válvula controlada de cruzamento de combustível (crossfeed). Cada sistema é composto por um tanque de combustível na nacele e quatro tanques laterais interligados entre si, bombas elétricas e uma válvula de cruzamento. A capacidade total de combustível utilizável é de 384 galões. Três modos de operação estão disponíveis, cada um dos quais é descrito sucintamente abaixo: 1. Operação Normal - Cada motor recebe combustível a partir da sua respectiva células de combustível e da bomba de impulso. A bomba de impulso é obrigada a fornecer combustível sob pressão para o motor pela bomba de alta pressão. 2. Operação Automática de Cruzamento de Combustível - Na eventualidade de uma bomba de impulso falhar, uma única bomba de pressão é capaz de impulsionar combustível para ambos os motores, através da válvula de cruzamento (crossfeed). Uma queda de pressão na saída da bomba será detectada por um interruptor de baixa pressão, o que faz abrir automaticamente a válvula de cruzamento quando a pressão cair abaixo de 10 PSI, e o aviso luminoso de baixa pressão de combustível irá se iluminar no painel anunciador de combustível. O anunciador irá cessar quando o combustível recuperar sua pressão de fluxo de combustível, pela bomba de impulso do motor. 3. Operação de Alimentação por Sucção (Suction feed) - Este modo de funcionamento poderá ser utilizado após a falha da bomba de impulso, permitindo o uso do tanque de combustível do lado onde a bomba falhou. A operação de alimentação por sucção é obtido quando movemos o interruptor da válvula de cruzamento da posição AUTO para a posição CLOSED. Um vácuo é criado pelo motor, conduzido à bomba de combustível, a partir do tanque de combustível da nacele, alimenManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

SISTEMA DE TANQUES DE COMBUSTÍVEL O sistema de combustível em cada asa (figura 5.2) consiste de um tanque tipo “bexiga” no bordo de ataque da asa com 40 galões, dois tanques centrais no painel externo das asas com, respectivamente, 23 e 25 galões, um tanque tipo “bexiga” na seção central da asa com 44 galões e um último tanque na nacele do motor, com 61 galões. A capacidade útil total de combustível de cada sistema de combustível, em cada asa, é de 192 galões. Os tanques externos alimentam os tanques da seção central e da nacele por fluxo de gravidade. O tanque da seção central é mais baixo do que todos os outros tanques na asa. Do tanque central, o combustível é transferido ao tanque da nacele pela bomba de transferência de combustível no ponManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

A ventilação do aquecedor de combustível trabalha integralmente com o respiradouro dos tanques a fim de impedir que os tanques tipo bexiga se desmoronem quando o combustível fluir para fora deles. Cada tanque da nacele é interligado ao motor do lado oposto por uma linha de intercomunicação de operação monomotora ou falha da bomba de impulso. A operação da intercomunicação é automática e depende da bomba de impulso selecionada no tanque de alimentação da nacele. Este sistema torna possível ao combustível no sistema da asa estar disponível ao motor, ou ambos os motores simultaneamente.

SISTEMA DE BOMBA DE IMPULSO Cada sistema tem uma bomba de impulso (BOOST PUMP) submersa no tanque da nacele. Esta bomba fornece uma pressão de, aproximadamente, 30 PSI à bomba de combustível do motor. As bombas de impulso são submersas, giratórias, tipo aletas impulsoras e de condução elétrica. Um disjuntor de 10 ampères para cada bomba de impulso é localizado no painel de combustível. Dois sinais luminosos (vermelhos) FUEL PRESS são associados às bombas de impulso. Quando iluminado, indicam que há uma baixa pressão de combustível do lado indicado. Verifique as bombas de impulso antes de cada vôo. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Com a válvula de cruzamento na posição AUTO, caso ocorra uma falha de bomba do impulso, será indicada momentaneamente o sinal luminoso FUEL PRESS e uma luz de advertência no painel de advertência ficará piscando para indicar esta falha, então um novo sinal luminoso FUEL CROSSFEED irá acender. Para identificar qual bomba de impulso falhou, ponha momentaneamente a válvula de cruzamento na posição CLOSED. O sinal luminoso FUEL PRESS do lado da bomba de impulso com a falha irá se iluminar. Agora ponha o interruptor de cruzamento de combustível na posição OPEN. O sinal luminoso FUEL PRESS agora irá apagar. No caso de uma falha da bomba do impulso durante a fase de vôo, o sistema começará o cruzamento de combustível automaticamente. Se a bomba de impulso falhar, o interruptor de cruzamento de combustível pode ser fechado e o vôo continuar, confiando na bomba de alta pressão do motor. Em alguns casos o piloto pode escolher para continuar o vôo com a bomba remanescente e cruzar o sistema em operação.

A operação com o sinal luminoso FUEL PRESS é limitada em 10 horas, depois do qual a bomba de pressão do motor deve ser revisada ou substituída. Ao operar com gasolina de aviação, na operação da bomba de alta pressão do motor é permitida até 8.000 pés por um período que não exceda 10 horas. Operação acima de 8.000 pés exige alimentação cruzada. As limitações abaixo são referentes ao sistema de gerenciamento de combustível, encontradas na seção de limitações do C90A e do C90B POH e pertencem às bombas de impulso do sistema de combustível: • • •

Ambas as bombas de impulso devem estar em operação antes da decolagem. A operação é limitada a 8.000 pés ao operar com gasolina da aviação e com bombas de impulso inoperantes. Operação com o sinal luminoso FUEL PRESS é limitada há 10 horas entre as revisões ou trocas das bombas de combustível.

BOMBAS DE TRANSFERÊNCIA DE COMBUSTÍVEL O nível de combustível no tanque da nacele é mantido automaticamente próximo à sua capacidade total durante a operação normal de vôo por um sistema de transferência de combustível, sempre que o nível de combustível no tanque da nacele cair abaixo de 10 galões. As bombas de impulso posicionadas nos tanques da seção central da asa fornecem a transferência de combustível dos tanques de asa aos tanques da nacele. As bombas de transferência são controladas por interruptores flutuantes e operadas nos transmissores de quantidade de combustível do tanque da nacele. O combustível será transferido automaticamente quando os interruptores TRANSFER PUMP forem posicionados para a posição AUTO, a menos que os tanques da nacele estejam cheios. Enquanto os motores queimam o combustível dos tanques da nacele (6 galões cada tanque), os combustíveis dos tanques das asas estarão sendo transferidos aos tanques da nacele cada vez que os níveis do tanque da nacele caírem abaixo de 10 galões, aproximadamente. Os tanques da nacele encher-se-ão até que o combustível alcance o limite superior de transferência e um interruptor flutuante desligarão a bomba de transferência (TRANSFER PUMP OFF).


Um interruptor de pressão, situado na linha de transferência de combustível, desligará automaticamente a bomba de transferência caso uma pressão pré-ajustada não seja obtida dentro de, aproximadamente, 30 segundos. Também desligará após a bomba ter sido alterada para a posição ON, ou se a pressão da bomba de transferência cair abaixo de uma pressão pré-ajuste exercendo pressão sobre os devido tanques das asas, já vazios, ou por falha da bomba. Por exemplo, quando os 132 galões de combustível (de cada lado) forem usados dos tanques de asa, o sensor do interruptor de pressão reage a uma gota de pressão na linha de transferência de combustível enquanto os tanques das asas forem esvaziados por completo. Após 30 segundos, a bomba de transferência será cortada e o sinal luminoso NO FUEL XFR (cor amarela) (vermelho nos modelos antes do LJ1353) iluminará no painel anunciador. O sinal luminoso NO FUEL XFR será iluminado pela seguinte razão: • •

Não há pressão após 30 segundos devido à falha da bomba de transferência. Houver uma falha de transferência da bomba de transferência.

As funções do sinal luminoso NO FUEL XFR se igualam como um indicador da operação da bomba de transferência durante o pré-vôo. Um interruptor de teste, TRANSFER TEST, (intitulado como ENGINE L e ENGINE R) fornece indicação e verificação de funcionamento de cada bomba, quando o tanque da nacele estiver cheio. Pressionando o interruptor de teste de transferência para a posição L ou R, ativará a bomba de transferência e o sensor de pressão. No modo TEST, um atraso de 30 segundos é previsto, tendo por resposta indicações imediatas. O sinal luminoso NO FUEL XFR se iluminará momentaneamente e um aviso no painel de advertência começará a piscar. O sinal luminoso NO FUEL XFR se extinguirá quando o sensor de pressão de combustível alcançar uma pressão mínima de 2.5 PSI. Se a bomba de transferência estiver operando, não será possível ser feito o teste de transferência de combustível. O sistema de transferência do combustível pode ser monitorado periòdicamente verificando-se a quantidade do tanque da nacele de encontro à quantidade total nos tanques.


Se o aviso luminoso NO FUEL XFR não se iluminar durante o teste de transferência, indica a bomba em funcionamento, os interruptores de fluxo podem ser suspeitos. Usando o teste de transferência iniciará o ciclo, entretanto, a quantidade de combustível na nacele, cairá abaixo do nível inferior sem ativar a bomba de transferência. Proceda movendo o interruptor da bomba de transferência (figura 5.3) para a posição OVERRIDE. Neste modo, a bomba de transferência funcionará continuamente até que o interruptor da bomba de transferência seja retornado para a posição OFF. Quando o tanque da nacele encher por completo, o combustível adicional retornará ao tanque central das asas através da linha de ventilação. O aviso do sinal luminoso NO FUEL XFR pode indicar uma situação normal ou anormal. Durante a operação normal, quando o combustível nos tanques das asas está completamente vazio, este sinal luminoso indica que os tanques das asas estão vazios e o interruptor de transferência de combustível deve ser desligado. Caso a bomba de transferência não esteja operacional durante o vôo, a alimentação por gravidade executará a transferência de combustível. Quando o nível do tanque da nacele cair a aproximadamente 150 libras, ou a aproximadamente 22 galões, o ponto de gravidade no tanque da nacele abre o fluxo de gravidade no tanque das asas. Todo o combustível das asas será transferido durante a alimentação por gravidade, mas não os 28 galões do tanque da seção central.

CAPACIDADE DE COMBUSTÍVEL O sistema indicador de quantidade de combustível é o sistema de marcação da capacidade de combustível através da leitura direta de um indicador de quantidade por asa (figura 5.4). Um interruptor seletor permite que o piloto verifique a capacidade total de combustível ou apenas a quantidade no tanque da nacele. O sistema tem uma capacidade total de 387 galões, e uma quantidade de combustível útil máxima de 384 galões. As medidas de leitura da quantidade de combustível e Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

Não existe nenhuma limitação estrutural para que o peso máximo zero combustível deva ser ajustada.

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


Em cada sistema de combustível de asa, os tanques do painel da asa, o tanque do bordo de ataque, o tanque da seção central e o tanque da nacele são interligados, uns com os outros. A válvula da linha do respiradouro, no depósito externo de combustível, no painel da asa é distribuída para frente ao longo do bordo de ataque da asa, interno ao tanque da nacele, e traseiro através de uma válvula de verificação do aquecedor do respiradouro. Outra linha em formato de “T”, fora da linha do aquecedor do respiradouro, se estende ao respiradouro tipo colher. Uma válvula de escape na linha de sucção do motor é instalada na linha da válvula do respiradouro de operação flutuante à linha de ruptura do sifão.

OPERAÇÃO DO SISTEMA DE COMBUSTÍVEL O fluxo de combustível dos tanques das asas ao tanque da nacele é automático, sem nenhuma ação do piloto (figura 5.6). A alimentação por gravidade nos tanques das asas ao tanque da seção central ocorre por meio de uma linha que se estende do tanque traseiro interno da asa para o lado externo do tanque da seção central. Uma válvula de verificação tipo “flapper”, localizado na extreManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

A pressão de combustível exigida para operar o motor é fornecida por uma bomba de combustível vinda do motor e é montada conjuntamente com a unidade de controle do combustível, o FCU. O combustível é conduzido à bomba de combustível de alta pressão por uma bomba de impulso elétrica submersa no tanque da nacele. A linha de suprimento de combustível do tanque da nacele é distribuída pelo lado externo do tanque da nacele, a diante da bomba de combustível do motor através de uma válvula de corte através da parede de fogo instalada na linha de combustível imediatamente atrás da parede de fogo. A válvula de corte da parede de fogo para cada sistema de combustível do motor é atuada pelo interruptor FW SHUTOFF VALVE, localizado no painel de controle do combustível do piloto. Quando o interruptor FW SHUTOFF VALVE for fechada, sua respectiva válvula de corte na parede de fogo fecha-se para cortar o fluxo do combustível do motor. Na válvula de corte da parede de fogo, o combustível é distribuído ao filtro e ao dreno do filtro do combustível no ponto central mais baixo da parede de fogo do motor, depois ao interruptor de pressão de combustível, ao indicador do transmissor de fluxo de combustível, o calefator de combustível, e então à unidade de controle da bomba de combustível do motor. Um filtro de 20 microns incorporada a uma válvula de desvio permitir que o fluxo de combustível seja liberado, caso haja uma obstrução de combustível e também há uma válvula dreno usada para drenar o filtro antes de cada vôo. O interruptor de pressão é montaManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

A operação com a luz FUEL PRESS é limitada há 10 horas entre a revisão ou a troca da bomba de combustível do motor. Tal operação é restrita em altitudes que não excedam 8.000 pés quando usando gasolina da aviação. O tempo não é equivalente ao funcionamento do motor em potência máxima no que diz respeito aos efeitos da cavitação em componentes de bomba do combustível; conseqüentemente, o tempo de 10 horas não deve ser incluído no limite quando na operação do motor sem fizer uso da bomba de impulso. A luz vermelha FUEL PRESS se iluminará quando em, aproximadamente 10 PSI da pressão crescente de combustível. Do filtro de combustível, o combustível é distribuído através do transmissor de fluxo de combustível montado na parede de fogo, no interior do interruptor de pressão. O combustível do transmissor é distribuído através do calefator de combustível, que utiliza o calor do óleo do motor para aquecer o combustível. O combustível é distribuído então à unidade de controle do combustível – FCU, que monitora o fluxo do combustível aos bocais de combustível do motor. Um carregador de calefator é igualmente instalado na linha de controle do regulador de cada motor. Cada linha de ar do calefator é protegida por 7.5 ampères, pelo disjuntor “empurre-puxe” (pushpull) montado no painel de disjuntor ao lado do co-piloto. Os calefatores são controlados pelos interruptores instalados no pedestal e ativados pela manete de condição de combustível. A bomba de combustível do motor é montada na caixa de acessório do motor conjuntamente com a unidade de controle do combustível. Esta bomba é protegida por um filtro interno que protege o combustível de contaminação. A bomba de impulso preliminar do combustível é uma bomba eletricamente conduzida é posicionada na parte inferior de cada tanque da nacele. A bomba de impulso eletricamente conduzida é capaz de fornecer combustível ao motor nas exigências mínimas determinadas pelo fabricante do motor.

Se a bomba de impulso falhar, a operação da alimentação por sucção pode ser empregada; entretanto, a operação da alimentação por sucção é restrita a 10 horas de tempo total entre períodos de revisão da bomba de combustível. Se esta bomba for operada na alimentação por sucção além do limite de 10 horas, uma revisão ou substituição da bomba são necessária. A bomba elétrica de impulso fornece a pressão exigida para a intercomunicação de todo o sistema de combustível do avião. A corrente elétrica com que as bombas de impulso são operadas é controlada por interruptores do tipo alavancas e é localizada no painel de controle de combustível. Uma fonte de força elétrica é fornecida às bombas de impulso da barra Triple-fed através de disjuntores. Este circuito é protegido por dois disjuntores de 10 ampères situados no painel de combustível. A proteção deste circuito está disponível somente quando o interruptor MASTER estiver em ON.


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

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

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


OPERAÇÃO DE CRUZAMENTO DE COMBUSTÍVEL Operar com alimentação cruzada de combustível somente é autorizado no caso da falha do motor ou falha da bomba elétrica de impulso. Cada tanque da nacele é conectado ao motor na asa oposta por uma linha de cruzamento de combustível distribuída ao lado da nacele, após a seção central, e transversalmente ao lado da nacele oposta. A linha de cruzamento de combustível é controlada por uma válvula (figura 5.9). Com a válvula de cruzamento de combustível na posição OPEN, o sistema pode fornecer combustível a um ou ambos os motores. O sistema usa a bomba de impulso elétrica no tanque da nacele. Esta bomba fornece pressão para transferir combustível a ambos os motores. Com um motor inoperante, o sistema de cruzamento de combustível permite que o combustível do lado do motor inoperante seja fornecido ao motor em funcionamento. O sistema de cruzamento de combustível é controlado por um interruptor de três posições: CROSSFEED OPEN, AUTO e CLOSED. A válvula pode ser aberta ou fechada manualmente, mas sob circunstâncias de vôo normal deve ser deixada na posição AUTO. Na posição AUTO, os interruptores de pressão do combustível são conectados no circuito de controle de cruzamento de combustível. No caso de uma falha na bomba de impulso, causando uma perda na pressão de combustível, estes interruptores abrem a válvula de cruzamento de combustível permitindo que a bomba de impulso forneça o combustível a ambos os motores. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

No caso de uma falha de bomba do impulso durante a decolagem, o sistema começará a fazer o cruzamento de combustível automaticamente, o que torna menos desgastante ao piloto nesta fase do vôo. Depois que a decolagem estiver concluída ou se a bomba de impulso falha após a decolagem, o interruptor de cruzamento de combustível pode ser fechada e a ser continuado o vôo fazendo uso da bomba de alta pressão sem haver pressão de impulso. Neste exemplo, o piloto pode escolher em continuar o vôo com a bomba de impulso remanescente e o sistema de cruzamento de combustível em operação. Quando o interruptor de cruzamento de combustível no painel de controle de combustível for atuado, a carga será selecionada de um disjuntor de 5 ampères no painel de controle do combustível ao solenóide que abre a válvula de cruzamento de combustível. O cruzamento de combustível é alimentado pela barra quente da bateria através de um fusível de 5 ampères. Quando a válvula de cruzamento de combustível estiver recebendo força, a luz FUEL CROSSFEED (amarela) no painel do sinal luminoso se iluminará. O cruzamento de combustível não transferirá o combustível de uma asa a outra; sua função é fornecer combustível de um lado ao outro, diretamente ao motor oposto durante uma falha da bomba de impulso ou pene no motor. Se as bombas de impulso em ambos os lados estiverem funcionamento e a válvula de cruzamento de combustível estiver aberta, o combustível estará sendo fornecido aos motores de maneira normal, pois a pressão em cada lado da válvula de cruzamento de combustível deve ser igual. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA DE PURGAMENTO E DRENO DE COMBUSTÍVEL O sistema da remoção do combustível, ou purgamento (figura 5.10) foi projetado para assegurar que todo o combustível residual nos distribuidores de combustível seja consumido durante a parada total do motor. Durante a partida do motor, a pressão do distribuidor de combustível fecha a válvula de rosca em torno do distribuidor de combustível, permitindo que o ar P3 pressurize o tanque de remoção.

Durante a operação do motor, o ar comprimido do motor (sangria P3) é distribuído através de um filtro e de uma válvula de verificação que mantém a pressurização no tanque de remoção. Em uma parada programada no motor, a pressão do distribuidor de combustível é reduzida, permitindo assim que a válvula tipo “rosca”, em torno do distribuidor de combustível do motor, abra. O diferencial de pressão entre o tanque da remoção e o distribuidor de combustível faz com que o ar seja descarregado do tanque da remoção, forçando o combustível residual para fora das linhas do distribuidor de combustível do motor, através dos bicos injetores e da câmara de combustão. Enquanto o combustível é queimado, um impulso momentâneo no gerador de gases (N1 RPM) deve ser monitorado. A operação inteira é automática e não exige nenhuma reação da tripulação.

SISTEMA DE INDICAÇÃO DE QUANTIDADE DE COMBUSTÍVEL O avião está equipado com um sistema de indicação de quantidade de combustível (figura 5.11) que compensa automaticamente as variações de densidade e temperatura do combustível. O indicador esquerdo de quantidade de combustível, no painel de controle do combustível, indica a quantidade total de combustível que permanecem nos tanques esquerdos quando o interruptor FUEL QUANTITY for selecionado para a posição “superior”. Quando este mesmo indicador estiver com seu devido interruptor selecionado na posição “inferior”, indica a quantidade total de combustível no tanque da nacele esquerda. Da mesma forma acontece com o indicador de quantidade de combustível direito, “interruptor para cima”, quantidade total de combustível nos tanques da asa Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

O sistema de indicação da quantidade do combustível é do tipo “circuito de sinalização por capacitância compensada” e especifica sua capacidade por gravidade com leitura da escala linear em libras. Um circuito eletrônico, ou pontos de provas (figura 5.12), processam os sinais da quantidade de combustível nas várias células existentes nos tanques de combustíveis das asas, para uma leitura mais eficiente nos indicadores de quantidade do combustível. Um interruptor seletor, situado entre os indicadores de quantidade do combustível no painel de combustível ao lado do piloto, poManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

COMPONENTES E OPERAÇÕES Cada lado do avião tem seu sistema de calibragem independente e consistir em um ponto de prova na célula do tanque da nacele, um na célula do tanque traseiro interno, dois na célula do tanque do bordo de ataque da asa e um na célula do tanque da seção central. Quando o interruptor do seletor de combustível for deixado na posição TOTAL, sua alimentação elétrica será fornecida de um disjuntor de 5 ampères (no painel de combustível) através do indicador de quantidade do combustível a todas as pontas de provas do sistema de combustível. Quando o interruptor de seletor do combustível for colocado na posição NACELE, sua alimentação elétrica será única, através do indicador de quantidade de combustível e alimentando um único ponto de prova, o do tanque da nacele. A densidade do combustível varia constantemente no que diz respeito à temperatura, ao tipo do combustível, e ao grupo de combustível. O sistema de marcação da capacidade de combustível é projetado para detectar e compensar estas variações. A ponta de prova da quantidade de combustível é simplesmente um capacitor variável compreendido de dois tubos concêntricos. O tubo interno é perfilado, mudando o diâmetro em função da altura, de modo que a capacidade entre o tubo interno e exterior seja proporcional ao volume do tanque. Os tubos recebem eletrodos fixos, e o combustível no interior do espaço entre os tubos atua como o dielétrico da ponta de prova da quantidade de combustível. A capacidade da ponta de prova da quantidade de combustível varia no que diz respeito à mudança no eletrodo em relação ao espaço de ar e combustível dentro do tubo. Esse resultado dá a relação de combustível na célula. Como o nível de combustível entre as ascensões internas e exteriores dos tubos são inconstantes, o eletrodo do ar será somado ao eletrodo do combustível como uma constante de duas marcações, aumentando assim a capacidade da ponta de prova e uma indicação mais correta da quantidade de combustível. Esta variação no volume de combustível conManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

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

O tanque do bordo de ataque tem um dreno no lado de baixo da asa externa apenas na parte dianteira principal. A válvula dreno do filtro de combustível da parede de fogo é acessível no lado de baixo da capota do motor. O dreno do depósito da bomba de impulso está no centro inferior da nacele. O dreno do depósito do poço de roda está localizado bem na linha da alimentação por gravidade. O dreno da bomba de transferência está no exterior da raiz de asa, no topo do flape. Quando for fazer uso de um dreno, não gire o pino do dreno. O giro ou a torção do ponto de drenagem poderá destruir o selo do anel da unidade e causará vazamento de combustível. A válvula da base do filtro de combustível pode ser aberta ou fechado com uma moeda, uma chave de fenda ou uma ferramenta de dreno de combustível que torna a possível sair o combustível do filtro do combustível para sua verificação no pré-vôo. O combustível para motores à reação e a água têm densidades similares, mas a água não é tão facilmente separada quanto à gasolina de aviação. Por este motivo, o avião deve ser alinhado perfeitamente, sem a adição de combustível, por aproximadamente três horas antes de drenar os depósitos a fim de remover a água. Embora os motores à turbina não sejam tão críticos como os motores recíprocos a respeito da ingestão da água, a água deve ser removida periodicamente para Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

PRÁTICAS DA MANIPULAÇÃO DE COMBUSTÍVEL Uma decolagem não é aconselhada quando o ponteiro indicador da quantidade de combustível estiver no arco amarelo, com o seletor na posição TOTAL ou quando houver menos de 265 libras de combustível em cada asa. O King Air C90A e C90B exigem que ambas as bombas de impulso estejam em operação antes da decolagem. Todos os combustíveis de hidrocarboneto contêm alguns produtos dissolvidos adicionado à água. A quantidade de água contida no combustível depende da temperatura e do tipo de combustível. O querosene, com seu alto índice aromático, tende a absorver e suspender mais água do que a gasolina da aviação. Além disso, a água manterá a oxidação e outros materiais estranhos por muito mais tempo. Suficiente tempo deve ser dado para que contaminações suspeitas sejam depositadas na parte inferior do tanque. O tempo para que o estabelecimento de agentes contaminadores seja depositado no fundo do tanque demora até cinco vezes mais que a gasolina da aviação; conseqüentemente, os combustíveis para reatores exigem boas práticas da manipulação do combustível a fim de assegurar que o avião esteja com o combustível totalmente limpo. Os procedimentos recomendados em terra devem ser seguidos com devido cuidado. Os contaminadores sólidos poderão ser reduzidos a 30 porções por milhão (ppm), um valor totalmente aceito pelas linhas principais. A grande maioria de matérias em suspensão pode ser removida do combustível pelo tempo mínimo suficiente e em uma filtragem apropriada. Isto não se torna um problema grave. A água encontrada passa a ser um problema de contaminação principal do combustível. Seus efeitos são multiplicados no funcionamento dos aviões, primeiramente em regiões úmidas, depois em climas mornos. A água pode não ser filtrada do combustível pelos filtros, mas pode ser liberada quando a temperatura do combustível baixar, o que ocorrerá em vôo. Por exemplo, um combustível tipo querosene que contem 65 ppm (8 onças/1.000 galões) da água em 80º F. Quando a temperatura do combustível for reduzida a 15º F, aproximadamente 25 ppm permanecerão na solução. A diferença de 40 ppm terá sido liberada como gotas de água em uma super-refrigeração que precisa somente uma parte de contaminador contínuo ou de um choque por impacto e ela sejam convertida em cristais de gelo.


Os testes indicam que as gotas de água não ficarão estáticas durante o vôo e estarão sendo bombeadas livremente através do sistema. Transformam-se em cristais de gelo no tanque, também não ficarão estáticos, pois a gravidade específica do gelo é aproximadamente igual àquela do querosene. Os 40 ppm de água congelada parecem uma quantidade muito pequena, mas quando adicionado à água congelada no combustível no momento de seu bombeamento, é suficiente para congelar um filtro. Quando a escala de temperatura crítica do combustível for entre 0 e 20º F, ela produz uma crosta de gelo severa no sistema. Gotas de água podem congelar-se em temperaturas abaixo de 32º F. Mesmo que o combustível não contenha água ou que você tenha drenado toda a água, há ainda a possibilidade de ser criadas crostas de gelo voando em temperaturas muito baixas. O aquecedor do trocador de calor óleo-combustível é usado para aquecer o combustível antes de sua entrada na unidade de controle do combustível. Desde que nenhum calor ainda esteja disponível para aquecer o combustível, com o trocador de calor ainda frio, a temperatura de entrada de combustível no FCU ainda será a mesma que a temperatura de ar exterior. O gráfico na seção das limitações no manual do piloto é usado como um guia para o planejamento pré-vôo, baseado em condições conhecidas ou previstas, a fim de determinar as temperaturas de funcionamento e pontos de congelamento na unidade de controle do combustível. Consulte este gráfico para prever a temperatura do ar externo e traçar verticalmente a altitude pressão dada. Neste exemplo (figura 5.15), com temperatura do ar externo em – 30ºC e altitude pressão de 5.000 pés trace uma linha horizontalmente para determinar a temperatura mínima de óleo exigida para impedir seu congelamento. No exemplo, a temperatura de óleo mínima exigida tem que ser de 38ºC. Se a escala indicar que a temperatura de óleo versus a temperatura do ar externo é tal que a formação de gelo possa ocorrer durante a decolagem ou em vôo, o aditivo anti-congelante deve ser misturado ao combustível.


O King Air sempre manterá a temperatura de óleo constante, entretanto, esta temperatura pode variar de um avião a outro. Para a grande maioria dos aviões a temperatura de óleo estará entre 50 e 60ºC. Compare a temperatura de óleo mínima obtida neste gráfico com a temperatura de óleo conseguida para seu avião. Caso necessário, adicione o aditivo anti-congelante MIL-I-27686, já aprovado para uso, o qual deverá ser adicionado durante o abastecimento. A água no combustível para motores à reação cria um ambiente favorável ao crescimento de “fungos microbiológicos” nas áreas de contatos das células combustíveis. Estes fungos e outros contaminadores do combustível podem causar a corrosão das peças de metal no sistema de combustível, assim como a obstrução dos filtros de combustível. Embora este avião use células combustíveis tipo “blad-der-type”, e todas as peças de metal (exceto as bombas de impulso e as bombas de transferência) sejam montadas acima das áreas de contatos com os tanques de combustível, a possibilidade de obstrução do filtro e de ataques corrosivos na bomba de combustível existe, caso combustíveis contaminados forem usados insistentemente. Pode ser usado no combustível o biocida-fungicida “BIOBORJF”, concentrado. O BIOBORJF pode ser usado como o único aditivo adicionado ao combustível ou em adição ao aditivo anti-congelante, caso estejam em conformidade com a especificação MIL-I-27686. Se usados em conjunto, os aditivos não têm nenhum efeito prejudicial aos componentes do sistema de combustível. Os meios de controle de contaminação do combustível adotado pelo operador ou proprietário da aeronave são “boas tarefas domésticas.” Isto se aplica não somente ao fornecimento de combustível, mas para manter o sistema de combustível do avião sempre limpo. A seguinte lista com suas etapas podem ser tomadas para reconhecer e impedir problemas de contaminação:


1. Conheça seu fornecedor de combustível. É pouco prático supor que o combustível esteja livre dos contaminadores sempre disponível, mas é praticável exercitar o cuidado e ser observador para sinais da contaminação do combustível. 2. Assegure, tanto quanto possível, que o combustível obtido esteve armazenado corretamente, que foi filtrado enquanto era bombeado ao caminhão, e outra vez como foi bombeado do caminhão ao avião. 3. Execute inspeções periódicas no filtro para determinar se sua proteção está presente. 4. Mantenha sempre o avião nivelado a fim de poder manter os tanques de combustível e os sistemas também nivelados. Isto será um fator determinante para uma boa inspeção pré-vôo. 5. A gasolina de aviação é um combustível da emergência. Observe que a operação máxima fazendo uso deste combustível está limitada a 150 horas de operação entre revisões do motor. 6. Use somente equipamento de conservação limpo. 7. Após o abastecimento, sempre que possível, deixe o avião estacionado por um prazo de pelo menos quatro horas. A seguir, drene os tanques a uma pequena quantidade de combustível de cada ponto de drenagem.

Remova o combustível derramado da área da rampa imediatamente a fim de impedir que a superfície contaminada com o combustível cause dano aos pneus. Ao abastecer o King Air C90A ou C90B, os tanques de combustível da nacele devem ser cheios primeiro, mesmo antes de abastecer combustível nas asas.

CLASSES E ADITIVOS DO COMBUSTÍVEL Os tipos de querosene de aviação aprovados são o JET A, JET A-1, JET B, JP-4, JP-5, e JP-8 e todos podem ser misturados em qualquer proporção. Os tipos de gasolina de aviação aprovados são classificados em 80 (80/87), 100LL, 100 (100/130), e 115/145 e são combustíveis de emergência podendo ser misturados com os combustíveis recomendados em qualquer proporção; entretanto, é sugerido o uso da mais baixa relação de octanagem disponível. A operação da gasolina de aviação será limitada há 150 horas por motor durante cada revisão de motor (TBO). Se o King Air C90A ou C90B for abastecido com gasolina da aviação, algumas limitações operacionais são listadas no POH e devem ser observadas. O tempo máximo de operação com gasolina da aviação é limitada há 150 horas entre revisões de motor. O uso de gasolina de aviação é limitado há 150 horas porque a ignição com alto poder calorífico deforma as pás da turbina durante a queima da gasolina de aviação, causam a degradação da potência. Desde que a gasolina de aviação seja misturada, provavelmente com querosene, já nos tanques, é importante saber a relação da mistura, em galões de gasolina de aviação, adicionado aos tanques e consumido por cada motor. Determine o consumo de combustível médio para cada hora de operação. Por exemplo, um motor tem um consumo de combustível médio de 40 Us Gal/h, cada vez que 40 galões de gasolina de aviação forem adicionados, uma hora da limitação de 150 horas estará sendo usada. Ou seja, usando a taxa do consumo de 40 Us Gal/h como neste exemplo, o motor só permite usar 6.000 galões de gasolina de aviação entre revisões. Se os tanques de combustíveis forem usados com gasolina de aviação, os vôos serão limitados a 8.000 pés de altitude pressão ou abaixo, se uma ou outra bomba de impulso estiver inoperante. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

ABASTECENDO OS TANQUES DE COMBUSTÍVEL Ao abastecer os tanques de combustível do avião, sempre observe o seguinte: 1. Certifique-se que o avião está aterrado estaticamente à unidade de serviço e à rampa. 2. Abasteça primeiro o tanque da nacele. Os bocais de abastecimento do tanque da nacele ficam situados na parte superior de cada nacele. Os bocais de abastecimento dos tanques das asas são situados na parte superior da asa, no exterior da nacele.

Abasteça primeiro os tanques da nacele impedem a transferência de combustível através das linhas da interconexão da alimentação por gravidade dos tanques das asas aos tanques da nacele durante o abastecimento. Se os tanques das asas forem abastecidos primeiro, o combustível fluirá por gravidade em direção ao tanque da nacele, tornando os tanques das asas abastecidos parcialmente. Esteja absolutamente certo de que os tanques da nacele estejam cheios a fim de assegurar a transferência apropriada de combustível durante o vôo. 3. Sempre que possível, conceda um prazo de repouso do avião de quatro horas. A seguir drene uma pequena quantidade de combustível de cada ponto de dreno. Verifique o combustível em cada ponto de dreno para ver se há alguma contaminação.

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

A válvula SHUTOFF da parede de fogo tem que ser, eletricamente, aberta para sair o combustível do dreno do filtro de combustível da parede de fogo. O combustível pode ser escoado dos tanques por gravidade e fluir através dos drenos da bomba de transferência da seção central em recipientes apropriados. O combustível pode, igualmente, ser bombeado para fora dos tanques, que utilizam uma bomba externa e mangueiras de sucção introduzidas nas aberturas dos bocais de abastecimento.

DIAGRAMA RESUMIDO DO CONTROLE DE COMBUSTÍVEL


1. Bomba de combustível esquerda 2. Válvula auxiliar de transferência de combustível 3. Luz de aviso de falha na transferência da bomba de combustível 4. Medidor esquerdo de quantidade de combustível (tanques principais e auxiliares) 5. Válvula de cruzamento de combustível 6. Seletor de quantidade individual de combustível (alterna entre principal e nacele)

7. Medidor direito de quantidade de combustível (tanques principais e auxiliares) 8. Bomba de combustível direita 9. Válvula auxiliar de transferência de combustível 10. Luz de aviso de falha na transferência da bomba de combustível 11. Válvula “Shutoff” esquerda da parede de fogo 12. Válvula “Shutoff” direita da parede de fogo


CAPÍTULO 7 SISTEMA DE MOTORIZAÇÃO E HÉLICES INTRODUÇÃO O conhecimento detalhado da central energética é essencial ao bom gerenciamento de potência do motor pelo piloto. Saber operar, dentro dos parâmetros seguros, motor e hélices estende a vida útil do motor e asseguram a sua segurança. Este capítulo descreve as seções básicas do motor e de suas verificações operacionais de limite de pré-vôo. O conhecimento detalhado do sistema de hélices é igualmente essencial, à operação apropriada do motor.

GENERALIDADES A seção de motores, neste capítulo, apresenta a descrição e do motor turbohélice Pratt & Whitney PT6A. O motor usado neste avião será descrito para que os tripulantes possam melhor compreender suas práticas e limitações operacionais. A finalidade desta seção é dar aos participantes uma suficiente compreensão do motor de modo que possa se familiarizar com os procedimentos normais e de emergência. A seção de hélices apresenta uma descrição do sistema de hélice. Posição e uso dos controles das hélices, princípio de operação, reverso e passo bandeira.


MOTORES A central energética escolhida pelos projetistas do King Air C90A/B são os motores de turbina-livre da série PT6A - Pratt & Whitney (figuras 7.1 e 7.2). O C90A e o C90B usam motores PT6A-21 com 550 SHP no eixo. Os motores são equipados com hélices de três lâminas convencionais (C90A) ou quatro lâminas (C90B), de rotação constante, reversível, contra peso, atuação hidráulica e montada no eixo de saída da caixa de engrenagens de redução do motor. O passo e a velocidade de hélice são controlados pela pressão de óleo do motor com ação simples, reguladores de hélice. As hélices serão embandeiradas automaticamente quando os motores forem interrompidos em terra e desembandeirados quando os motores forem ligados.

Quando a referência é feita ao lado direito ou esquerdo do avião ou do motor, está olhando sempre da parte traseira à parte dianteira. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

AVALIAÇÕES DO MOTOR TURBOHÉLICE Nos motores turbo-hélices, a potência é medida em ESHP (Equivalent Shaft Horse Power / potência equivalente no eixo) e em SHP (Shaft Horse Power / potência no eixo). A SHP é determinada pelo RPM da hélice e pelo torque aplicado para girar eixo da hélice. Os gases de exaustão desenvolvem alguma energia cinética quando sai do motor, similar a um motor de turbo-jato. Esta energia equivale a 10% do empuxo total do motor. ESHP é o termo aplicado a potência total entregue, incluindo a pressão do jato. As especificações do motor turbo-helice mostram geralmente ambos em ESHP e SHP, junto com as limitações de temperaturas ambientais. As especificações do motor na figura abaixo mostram um diagrama preliminar do regulador, suas avaliações e as temperaturas do motor (figura 7.3).

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

TERMOS DO MOTOR Para compreender corretamente o funcionamento do motor da série PT6A, há diversos termos básicos que você deve saber: • • • • •

N1 ou NG Î O gerador RPM do gás é por cento da velocidade da turbina. N2 ou NP Î RPM de Hélice. Nf Î RPM da Potência da Turbina (não indicada em instrumentos de motor). P3 Î Pressão de sangria ar na estação três (fonte de ar drenado). ITT ou T5Î Temperatura Interna da Turbina em graus Celsius na estação 5.

Reveja e recorde sempre estes termos. Eles são usados freqüentemente para descrever o motor PT6A. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

PRINCÍPIO DO FLUXO REVERSO DA TURBINA A família de motores Pratt & Whitney PT6 consiste basicamente de uma turbina livre, motores de fluxo reverso conduzindo uma hélice com engrenagens planetárias (figuras 7.4, 7.5, 7.6, e 7.7). O termo “turbina livre” referese ao projeto das seções da turbina do motor. Há duas seções na turbina: uma, a chamada turbina do compressor, que conduz o compressor do motor e acessórios; e o outro, consistindo em uma única turbina de potência, que conduz a seção de força à hélice. A seção da turbina de potência não tem nenhuma conexão física à turbina do compressor. Estas turbinas são montadas em separado em seus eixos e são opostos entre si conduzidos em sentidos opostos pelo fluxo dos gases através deles. O termo “fluxo reverso“ refere-se ao fluxo de ar através do motor. O ar entra no compressor pela extremidade traseira do motor, move-se para frente através da seção de combustão e das turbinas, e sai pela parte dianteira do motor.



A câmara de combustão tem perfurações de vários tamanhos que permitem a entrada de ar ao compressor. Aproximadamente 25% do ar são misturados ao combustível para criar a combustão. O restante, 75% permanece na câmera de combustão para fornecer refrigeração interno ao motor. O fluxo de ar que entra na área da combustão mistura-se ao combustível mudando seu sentido em 180º. A mistura ar-combustível é inflamada, e os gases de expansão resultantes são dirigidos às turbinas. A posição linear da câmara de combustão elimina a necessidade de um eixo longo entre o compressor e a turbina do compressor, reduzindo assim o comprimento total e o peso do motor. Durante a operação normal, o combustível é injetado no interior da câmara de combustão através de 14 bicos injetores, que são fornecidos por um distribuidor duplo que consiste de tubos e adaptadores preliminares e secundários de transferência. Durante a partida do motor, a mistura ar-combustível é inflamada por dois dispositivos de ignição, as velas, que provocam a faísca, que se projetam na câmara de combustão. Após a partida, as velas de ignição são desligadas, quando assim a combustão é auto-alimentada.

Os gases resultantes da expansão da combustão, em sentido reverso na zona do duto de saída, passam através das aletas guia de entrada da turbina do compressor à turbina estágio simples do compressor. As aletas guia asseguram que os gases de expansão percorram as lâminas de turbina no ângulo correto, com uma perda mínima de energia. Os gases de expansão são dirigidos então para frente em direção a seção da turbina de potência. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

A turbina de potência de estágio único consiste de uma aleta e uma turbina guia de entrada, conduzindo o eixo da hélice através de uma caixa de engrenagens e redução. O compressor e as turbinas de potência são situados praticamente no centro do motor, com seus respectivos eixos que se estendem em sentidos opostos. Esta característica simplifica os procedimentos de instalação e de inspeção. Os gases de exaustão da turbina de potência são dirigidos através de um escape anular de exaustão à atmosfera através dos portos de exaustão fornecidos no duto de exaustão.

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

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

O trabalho de seção de potência é converter o fluxo dos gases da seção do gerador de gases em ação mecânica para funcionar a hélice. Isto é feito através de uma caixa integral de engrenagens planetárias, que converta o torque da alta velocidade da turbina a uma rotação mais baixa exigida pela hélice. A taxa de redução do eixo da turbina versus rotação de hélice é aproximadamente 15: 1 (em RPM). Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

VÁLVULA DE SANGRIA DO COMPRESSOR Em baixo RPM de N1, os compressores axiais produzem um ar mais comprimido do que o compressor centrífugo por ser mais eficaz. Uma válvula de sangria no compressor compensa este fluxo de ar adicional em baixo RPM abrindo-o para aliviar esta pressão. Quando a velocidade do compressor for aumentando, a válvula vai fechando proporcionalmente, estando totalmente fechada em 80% N1, (figura 7.12). Esta ajuda extra de pressão impede o estol de compressor no estágio centrífugo.

A válvula de sangria do compressor é um pistão pneumático que provê o diferencial de pressão entre os estágios axiais e centrífugos. Olhando de frente, a válvula fica situada na posição 6 horas. A função desta válvula é impedir estóis de compressor e variações de baixo RPM de N1 (75 a 80% N1). Em baixo RPM de N1, a válvula estará na posição aberta. Na decolagem e em cruzeiro o RPM de N1 estará em aproximadamente 80% N1 ou acima. A válvula de sangria estará fechada. Se a válvula de sangria do compressor for fechada, resultará em um estol de compressor. Se as varas da válvula abrir, o ITT será notoriamente mais elevada, com a manete de potência avançada acima de 80% N1.

DISPOSITIVOS DE IGNIÇÃO Os interruptores de partida do motor estão situados no painel inferior esquerdo do piloto (figura 7.13A). Este painel contém os interruptores IGNITION AND ENGINE START e os interruptores ENG AUTO IGNITION. Os interruptores IGNITION AND ENGINE START têm três posições: ON, OFF e STARTER ONLY. A posição ON ativa o acionador de partida e o dispositivo de ignição. A posição STARTER ONLY é uma posição momentânea. Ativa o acionador de partida, mas mantém a ignição desligada. Esta posição serve para a limpeza do compressor. Com o interruptor nesta posição, não há nenhuma ignição. A câmara de combustão tem dois tipos de dispositivos de ignição para fornecer centelha durante a partida do motor. Quando o motor for equipado com os dois dispositivos de ignição, Irá ligar usando somente um deles. O Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

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

A ignição tipo faísca fornece ao motor um sistema de ignição capaz de, rapidamente, elevar a inflamação sobre uma escala de temperatura muito ampla. O sistema consiste em um excitador de ignição montado sobre a fuselagem, em dois conjuntos de cabos individuais de alta tensão em dois dispositivos de ignição de faísca. É energizado da fonte 28-VDC nominal do avião e operar-se-á entre 9 a 30 Volts, variáveis. A caixa de controle do dispositivo de ignição produz até 3.500 Volts. O excitador de ignição é energizado somente durante a seqüência de partida ou de emergência para iniciar a combustão na câmara de combustão. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SEÇÃO DA CAIXA DE ACESSÓRIOS

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


O sistema de limpeza e lubrificação das bombas de óleo é montado dentro da caixa de engrenagens e acessórios, com a exceção de dois sistemas de limpeza de bombas que são montadas externamente. O acionador de partida e gerador, o gerador de alta pressão da bomba de combustível, o tacômetro de N1 e outros acessórios opcionais são montados sobre mancais na parte traseira da caixa de acessória. Há sete tipos de mancais de montagens, cada um com sua própria relação diferente de engrenagem.

SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO O sistema de lubrificação do motor de PT6A tem dupla função (figura 7.15). Sua função primária é refrigerar e lubrificar os rolamentos e as buchas do motor. Sua função secundária é fornecer óleo ao governador de hélice e, também, poder inverter o sistema de controle das hélices. O tanque de óleo principal abriga uma bomba de pressão, um regulador de pressão e um filtro de óleo. O tanque de óleo do motor é uma parte integrante da caixa de entrada do compressor e fica situado na frente da caixa de engrenagens e acessórios. O tanque de óleo é fornecido com um bocal acoplado a uma vara medidora que fica mergulhada no interior do tanque (Figura 7.16A). O tampão e a vara medidora são fixados ao bocal de enchimento, que passa através do diafragma da carcaça, do acessório da caixa de engrenagens e do tanque. As marcações da vara medidora indicam o número de quartos de galões de óleo.

O sistema de óleo do motor tem uma capacidade total de 3,5 US/Gal, incluindo o tanque de óleo de 2,3 galões. O consumo máximo de óleo é de ¼ de galão para cada 10 horas de operação. O consumo normal de óleo pode ser tão pouco quanto à ¼ de galão por 50 horas de operação. A vara medidora indicará de 1 a 2,5 quartos de galão quando o nível de óleo for normal. Não encha o tanque de óleo em demasia. Não misture tipos de óleo de diferentes fabricantes devido à possibilidade de incompatibilidade química e à perda das qualidades de lubrificação. Um decalque no interior da tampa do motor mostra o tipo de óleo usado nesse motor. Embora a lista de verificação de pré-vôo mande fazer a verificação do nível de óleo, o melhor momento de verificar a quantidade do óleo é imediatamente depois da parada do motor, pois o verdadeiro nível de óleo é indicado no exato momento da parada do motor. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]


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

O óleo, sob pressão, sai do tanque, passa com pressão entre os bulbos de detecção de temperatura, montados próximo aos acessórios traseiros. Prossegue então aos vários compartimentos de rolamentos até ir parar na caixa do nariz, através de uma linha de transferência externa de óleo abaixo do motor. Retorna então da caixa do nariz e aos compartimentos dos rolamentos, limpando as bombas através das linhas de transferência externas do óleo, e atravessa o refrigerador de óleo em baixo do motor. O refrigerador de óleo é o controlador termostático que serve para manter a temperatura de óleo desejada. Outra unidade externa, montada sobre o trocador de calor óleo-combustível, permite aquecer o combustível antes de circular no sistema de combustível do motor. Quando a velocidade do gerador de gases estiver acima de 72% N1, a temperatura do óleo estará entre 60 e 70º C. A pressão normal de óleo normal estará entre 80 e 100 PSI.

SISTEMA DETECTOR DE LIMALHAS NO ÓLEO DO MOTOR Um detector de limalhas magnéticas é instalado na parte inferior da caixa de engrenagens da parte frontal do motor (figura 7.17). Este detector ativará uma luz amarela de alerta no painel de sinais luminosos, L CHIP DETECT ou R CHIP DETECT para alertar ao piloto de que há uma contaminação do óleo. Os parâmetros do motor do C90B devem ser monitorados para indicações anormais. Se tais indicações forem observadas, uma ação apropriada na lista de verificação deve ser tomada. Os aviões de C90A são equipados com uma “microplaqueta” vermelha com indicação “CHIP DETECT” no painel de sinal luminoso. Quando a luz desta microplaqueta estiver acesa, exige que o motor seja cortado imediatamente, impedir um dano interno sério. Este detector indica a presença de partículas ferrosas na caixa de engrenagens da hélice.


SISTEMA DE COMBUSTÍVEL DO MOTOR O sistema de controle de combustível para os motores PT6A é, essencialmente, um regulador de combustível que aumente ou diminua o fluxo de combustível ao motor para manter as velocidades de funcionamento do motor. Em um primeiro momento, o sistema pode parecer completamente complicado. O sistema de controle de combustível do motor consiste nos componentes principais mostrados no diagrama do bloco (figura 7.18). São a bomba elétrica de impulso de baixa pressão, trocador de calor óleo-combustível, bomba de combustível de alta pressão, unidade de controle de combustível, válvula de interrupção de combustível, divisor de fluxo e distribuidor de combustível duplo com os 14 bicos injetores simples. O motor PT6A-21 usa a bomba elétrica de impulso de baixa pressão para fornecer pressão de 30 PSI à bomba de combustível de alta pressão no motor. Esta pressão impede a cavitação do combustível na bomba de alta pressão. O combustível também é usado para refrigerar e lubrificar a bomba. O trocador óleo-combustível usa o óleo quente do motor para aquecer o combustível na entrada da bomba do combustível, impedindo assim que se congele no filtro da bomba. Isto é feito com o sensor automático de temperatura e não exige nenhuma ação do piloto. O combustível entra no sistema de combustível do motor através do trocador de calor óleo-combustível, e flui então da bomba de combustível de alta pressão para a unidade de controle do combustível (FCU). A bomba de combustível de alta pressão é um motor tipo bomba da engrenagem em movimentação com um filtro de tomada e de tomada. As taxas e as pressões de fluxo variam com a rotação do gerador de gases (N1 RPM). Sua finalidade primária é fornecer pressão suficiente nos bicos injetores de combustível a fim de estabelecer um teste padrão de pulverizador apropriado durante todos os modos de operação do motor. A bomba de alta pressão fornece combustível a aproximadamente 800 PSI ao lado do FCU. Duas válvulas incluídas no FCU asseguram uma partida consistente no motor. Quando o sistema de ignição ou de partida for energizado, a válvula da remoção de combustível estará aberta eletricamente para eliminar possíveis vapores ou bolhas de ar do FCU. Os fluxos adicionais de combustível retornam ao tanque da nacele. A válvula de derramamento, provida da pressão atmosférica, ajusta o fluxo de combustível para partidas em grandes altitudes. Entre a válvula de combustível do FCU e a câmara de combustão do motor, a válvula de pressurização mínima do FCU permanece fechada durante uma partida do motor, até que a pressão de combustível seja suficientemente apropriada para manter a pulverização na câmara de combustão. Aproximadamente 80 PSI são exigidas para abrir Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

A válvula de interrupção de combustível fica situada abaixo da válvula de pressurização mínima, no FCU. Esta válvula é controlada pela manete de condição, estando aberta ou fechada. Não há posição intermediária desta válvula. Na partida do motor, o fluxo de combustível passa inicialmente através do divisor de fluxo através de 10 bocais de combustível preliminares, na câmara de combustão. Quando o motor acelerar para, aproximadamente, 40% N1, a pressão de combustível será suficiente para abrir o divisor de fluxo aos 4 bocais secundários de combustível. Neste tempo, todos os 14 bocais, estarão entregando o combustível atomizado à câmara de combustão. Esta seqüência progressiva de operação preliminar e secundária do bocal de combustível fornece uma partida mais fria. Durante a partida do motor, haverá um aumento visível no ITT quando os bocais de combustível secundários Forem ativados. Durante o corte do motor, todo o combustível deixado no distribuidor é forçado para fora através dos bocais de combustível e na câmara de combustão pela pressão do tanque de remoção. Quando o combustível estiver sendo queimado, pode ser observado um aumento momentâneo de N1 RPM. A operação inteira é automática e não exige nenhuma ação do piloto.


UNIDADE DE CONTROLE DE COMBUSTÍVEL – FCU A unidade de controle de combustível (figura 7.19), FCU, tem múltiplas funções, mas sua finalidade principal é a de dosar a quantidade apropriada de combustível fornecida aos bicos injetores de combustível em todos os modos de operação do motor. A manete de condição seleciona as velocidades do N1 entre LOW IDLE (51% a 58% N1) à HIGH IDLE (70% N1), quando a manete de potência seleciona as velocidades entre IDLE e máximo, 101.5% N1. Estas manetes de controle influenciam no regulador N1 e controlam suas velocidades. O regulador usa a pressão pneumática de ar (P3) para controlar a velocidade do motor. O regulador controla a pressão de ar na unidade de controle do combustível variando a taxa de sangria do P3.

A câmara de ar P3 e a câmara do combustível são separadas por um diafragma, que contém uma válvula tipo “agulha” montada nela, que é chamado de válvula medidora. Enquanto o diafragma é influenciado para fazer variar as pressões do ar-combustível, a válvula medidora estará reposicionada para conseguir o fluxo de combustível desejado. O regulador de N1 controla o fluxo de combustível permitindo que a pressão P3 flua para fora em grandes variações, dependendo do fluxo desejado de combustível. Em uma condição de velocidade inferior, no regulador de N1, atua aumentando a pressão P3. Isto reposiciona a válvula medidora, permitindo que mais combustível ingresse na câmara de combustão, aumentando a N1. Em uma condição de velocidade excessiva, o regulador de N1 permite que a pressão P3 seja reduzida no FCU, reposicionando a válvula medidora, reduzindo o fluxo de combustível na câmara de combustão, diminuindo a N1. Se a pressão de ar P3 for perdida, devido a um mau funcionamento, a válvula medidora será posicionada no batente de fluxo mínimo. A potência de fluxo mínimo é de, aproximadamente 48% N1. A manete de potência e a manete de condição não terá então nenhum efeito na velocidade do motor. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

INDICADOR DE PRESSÃO DE COMBUSTÍVEL No caso de uma falha na bomba elétrica de impulso, o sinal luminoso FUEL PRESS se iluminará (figura 7.20) e a luz de advertência no painel principal piscará. A luz FUEL PRESS ilumina quando a pressão da tomada na bomba de impulso diminui abaixo de, aproximadamente 10 PSI. Se o interruptor de cruzamento de combustível estiver na posição AUTO, a válvula de cruzamento de combustível abrirá, apagando o sinal luminoso.

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

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

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

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

ADITIVO ANTI-CONGELANTE NO COMBUSTÍVEL Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

O óleo de motor é usado para aquecer o combustível antes de entrar no FCU. Desde que nenhuma medida da temperatura esteja disponível para o combustível neste momento, deve-se supor que o mesmo esteja com a mesma temperatura do ar externo. A temperatura mínima do óleo é fornecida para uso como referência no planejamento pré-vôo, baseado em condições conhecido ou na previsão de funcionamento, para indicar as temperaturas de funcionamento onde um congelamento no FCU pode ocorrer. Se a tabela indicar que a temperatura de óleo versus a temperatura do ar externo é tal que a formação de gelo possa ocorrer durante uma decolagem ou em vôo, o aditivo anti-congelante MIL-1-27686 deve ser misturado ao combustível no abastecimento a fim de assegurar uma operação segura. Obs.: O aditivo anti-congelante com a especificação MIL-1-27686 é o único aditivo aprovado para o combustível.

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

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

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

Com o motor parado, o mecanismo do reverso pode ser danificado caso a manete de potência seja movida abaixo da posição IDLE. MANETE DE CONTROLE DE HÉLICE (3 e 4) – São convencionais e ajustam o RPM das hélices para a decolagem, subida e cruzeiro. É interligada ao governador de hélice e sua faixa de operação está entre 1.800 a 2.200 RPM, Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

possuindo as posições MAX, MIN e FEATHER. Este avião está equipado com os sistemas manuais e automáticos de embandeiramento de hélice. Para embandeirar manualmente a hélice, puxe para traz a manete de hélice até o ponto final da seção listrada em vermelha e branca do quadrante. Ao embandeirar a hélice, adiante a manete de hélice para frente. As hélices vão à posição de embandeiramento por que há uma perda de pressão de óleo no cubo da hélice. Na posição MAX o governador da hélice controla a rotação para o máximo de 2.200 RPM; a posição FEATHER (bandeira) é mais comumente utilizada durante o corte do motor, para se conseguir uma parada mais rápida da turbina de potência e da própria hélice. MANETE DE CONDIÇÃO DE COMBUSTÍVEL (5 e 6) - É interligada a uma unidade de controle de combustível (FCU) e controla a rotação da turbina do gerador (N1) quando a manete de potência estiver na posição IDLE. Possui as seguintes posições: • • •

CUT OFF – Determina o combustível para os bicos injetores. Nesta posição o fluxo de combustível ao motor é eliminado. LOW IDLE – Determina uma rotação de 51% de N1 (C90A) ou 58% de N1 (C90B). HIGH IDLE – Determina uma rotação de 70% de N1.

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

OPERAÇÃO DAS MANETES DE CONTROLES Os motores são controlados da cabine do piloto usando as manetes de hélice, as manetes de potência e as manetes de condição. Ambas as manetes, as de potência e as de condição, são conectadas à seção N1 do governo do FCU. Uma ou outra alavanca restaurará o FCU para manter um N1 novo RPM. Na partida do motor as manetes de potência ficam na posição IDLE, e as manetes de condição são movidas para a posição LO IDLE para abrir as válvulas de interrupção do combustível e para ajustar o regulador de combustível em LO IDLE. As manetes de condição são continuamente variáveis desde a posição LO IDLE até a posição HI IDLE. Esta velocidade de funcionamento variável com as manetes de potência em IDLE realçam o motor no quesito refrigeração, mantendo um fluxo de ar constante através dos motores. Com as manetes de condição na posição LO IDLE, as manetes de potência poderão ser selecionadas entre LOW IDLE e 101,5%, ou potência máximo de decolagem. Entretanto, se as manetes de condição estiverem na posição HI IDLE, as manetes de potência podem ser selecionadas entre 70% a 101.5% de N1 RPM. Mover a manete de potência afeta diretamente na N1 RPM. Quando as manetes de potência forem avançadas, haverá um aumento no ITT, no torque e no fluxo de combustível. Estes indicadores são subprodutos da velocidade N1 mantida pelo FCU. Com as manetes de potência em um de posição fixa, a N1 permanece constante, mesmo em uma subida ou em uma descida. Entretanto, o ITT, o torque, e o fluxo de combustível irão variar com a altitude, temperatura do ar ambiente, e ajuste de hélice.

INSTRUMENTO ITT O instrumento do ITT monitora a temperatura no interior da turbina na estação nº 5 (figura 7.23). O ITT é um indicador de limitação principal da quantidade de potência disponível no motor sob a variação de condições da temperatura ambiental e de altitude. A indicação normal em sua escala é indicada pelo arco verde, 400 a 695ºC. Estes limites aplicam-se à potência máxima contínua. A temperatura máxima é de 1.090ºC e é indicada pela linha vermelha tracejada no instrumento, ou por um diamante vermelho (LJ-1361, 1363 e após). Este limite está limitado há 2 segundos. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

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

TORQUÍMETRO O torquímetro, com marcação em lbs/ft, mede constantemente a força rotatória aplicada ao eixo da hélice (figura 7.23). O torque máximo sustentar e permissível é de 1.315 lbs/pés, correspondendo à linha radial vermelha na parte superior do arco verde do instrumento. Um limite transiente de torque de 1.500 lbs/pés é limitado há 2 segundos. Os torques em cruzeiro variam com a altitude e temperatura.

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

TACÔMETRO DO GERADOR DE GASES (N1) O tacômetro gerador de gases N1 mede a velocidade giratória do eixo de compressor, em porcentagem de RPM, baseados em 37.500 RPM - 100% N1 (figura 7.23). A face deste instrumento consiste em dois seletores: um seletor menor, com marcações de 0 a 9 (unidades de %) e um seletor maior, com marcações de 0 a 100 (dezenas de %). O seletor menor é calibrado em incrementos de 1%, e no seletor maior em incrementos de 10%. Entre 30 e 100% no seletor maior, os incrementos estão em graduações de 2%. O indicador N1 é auto alimentado (LJ-1361, LJ-1363, e após com alimentação DC). O gerador do tacômetro está situado na seção da caixa de acessórios do motor e é virado para baixo a fim de fornecer informação de velocidade N1 ao painel de instrumento, indicando porcentagens de rotação N1. A velocidade máxima contínua do gerador de gases é limitada a 38.100 RPM (101,5% N1). Uma aceleração transiente de 102,6% N1 (38.500 RPM) é limitada há 2 segundos, a fim de fornecer um amortecimento de impulsos durante a aceleração do motor.

CONTROLE DO PEDESTAL O controle do pedestal está localizado entre o piloto e o co-piloto (figura 7.24). Os três jogos de manetes de controle são posicionados para o lado direito: as manetes de potência, manetes de hélice e as manetes de condição. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

figura 7.24

LIMITAÇÕES DO MOTOR Os limites do avião e do motor são descritos na seção “limitações” do POH (figura 7.25). Estas limitações foram aprovadas pela FAA e devem ser observadas na operação do King Air C90A e C90B. A carta dos limites de funcionamento do motor dá os limites principais de seu funcionamento. As marcações dos instrumentos de motor, Hélice e combustível fazem um mapa listando seus limites mínimos, normais e máximos. Durante a partida do motor, a temperatura é o limite o mais crítico. O ITT em 1.090ºC representa o limite (linha vermelha tracejada) máximo de temperatura interturbinas e é limitado em dois segundos. Durante todas as partidas, se o indicador se aproximar desse limite, a partida deve ser abortada antes que a marcação passe a linha vermelha tracejada. Por este motivo, é útil, durante as partidas, manter a manete de condição fora do limite de LO IDLE de modo que a manete possa, rapidamente, ser puxada de volta à posição FUEL CUTOFF. Monitore a pressão de óleo e a temperatura de óleo. Durante a partida, a pressão de óleo deve vir até a linha vermelha de mínima, em 40 PSI rapidamente, mas não deve exceder o máximo de 100 PSI. Durante a operação normal as indicações de temperatura e pressão de óleo devem estar na escala de funcionamento normal, arco verde. O arco verde vai de 80 a 100 PSI. A pressão de óleo entre 40 e 80 PSI é indesejável; deve ser tolerada somente para a conclusão do vôo, e em regime de potência reduzido. A pressão de óleo abaixo de 40 PSI é insegura; exige que ou o motor esteja cortado ou que um pouso seja feito o mais breve possível, usando a potência mínima exigida para manter o vôo. Para aumentar a vida útil do motor e diminuição de serviços, é recomendado que o óleo do motor fique com a temperatura entre 74 e 80ºC. A temperatura mínima do óleo é de 55ºC, recomendada para a operação do calefator de óleo-combustível em potência de decolagem. Os limites da temperatura de óleo são – 40 e 99ºC. Durante as Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

partidas do motor, extremamente frios, a pressão de óleo pode alcançar 200 PSI. Procure na carta dos limites do motor, no POH, para saber suas limitações mínimas de operação da temperatura do óleo. Durante as operações em terra, as temperaturas do ITT são críticas. Com as manetes de condição em LO IDLE, o ITT elevado pode ser corrigido reduzindo o gerador DC e outras cargas, a seguir aumentando o RPM N1 avançando as manetes de condição para a posição HI IDLE. O ar condicionado, por exemplo, extrai uma carga pesada em ambos os motores, e pode ter que ser desligado temporariamente. Em aproximadamente 70% N1 RPM, a posição da alavanca da condição em HI IDLE reduzirá o ITT. Em alguns casos, com N1 abaixo de 70%, há uma limitação do ITT restrito ao máximo de 660ºC. Se o ITT estiver acima de 660ºC, com N1 abaixo de 70%, a carga do gerador deve ser reduzida e a velocidade de N1 deve ser aumentada antes de reintroduzir uma carga nos motores. Figura 7.25 Velocidades de N1 em 70% ou mais, a restrição da ITT de 660ºC é removida, porque o fluxo de ar que atravessa o motor já é suficiente para a refrigeração do mesmo. Durante a subida, o torque diminui e o ITT pode aumentar ligeiramente. A subida em cruzeiro e o limite normal recomendado do ITT no cruzeiro não são afixados no indicador. Na altitude, os números da carta de desempenho não podem ser atingível devido à altitude e variações da temperatura. Os limites transientes fornecem amortecimentos de impulsos durante a aceleração do motor. O torque e o ITT têm uma duração permissível de excursão de dois segundos. É aceitável um pico momentâneo de 1.500 ft/lbs de torque e 825ºC no ITT durante a aceleração do motor. A carta de limites de sobretorque (figura 7.26) mostra as ações exigidas caso os limites do torque sejam excedidos sob todas as circunstâncias. Se os limites do torque forem excedidos por mais do que alguns minutos, a caixa de engrenagens pode ser danificada. A carta mostra o limite específico e a ação exigida caso o torque seja excedido. As cartas dos limites de temperatura excessiva (figuras 7.27 e 7.28) mostram as ações específicas exigidas se os limites do ITT forem excedidos durante e após a condição de partida do motor. Para a área A (figura 7.28 os limites de temperatura excessiva - exceto na partida do motor), determine e corrija a causa da temperatura excessiva. Se ocorrer durante uma partida de motor, inspecione visualmente o motor através do duto de exaustão (figura 7.29), a seguir grave a ação no registro do motor. Figura 7.26 e 7.27 A temperatura excessiva na área B exigirá que uma inspeção da seção quente seja executada. Durante a inspeção na seção quente, os componentes da parte frontal da câmara de combustão serão examinados e substituídos. As peças podem ser reparadas ou substituídas, caso necessário. Na área C as temperaturas excessivas podem exigir que o motor seja enviado para a revisão. Exceder limites de ITT nesta área por mais do que alguns segundos, pode causar dano extensivo no motor.

TEMPOS LIMITES DE OPERAÇÃO DE PARTIDA DO MOTOR Os acionadores de partida de motor têm um tempo limite de uso durante o ciclo de partida, e por qualquer razão as partidas múltiplas são exigidas em rápida seqüência. O acionador de partida é limitado a 40 segundos em ON e 60 segundos em OFF, antes da segunda seqüência de partida, que é de 40 segundos ON e 60 segundos OFF. Após o terceiro ciclo, que também é de 40 segundos ON, o acionador de partida deve permanecer na posição OFF por 30 minutos. Se estes limites não forem respeitados, um superaquecimento poderá ocorrer e danificar o acionador de partida. Figura 7.28 Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

MONITORAÇÃO DE TENDÊNCIAS Durante operações normais, os motores de turbina a gases são capazes de produzir potência avaliado por períodos de tempo prolongados. Os parâmetros de funcionamento do motor, tais como o torque da saída, temperatura da turbina, velocidade do compressor, e fluxo de combustível interstage para os motores individuais são predizíeis sob circunstâncias ambientais específicas. Nos motores de PT6A, estas características predizíeis podem ser aproveitadas estabelecendo e gravando parâmetros de desempenho individuais do motor. Estes parâmetros podem então ser comparados periòdicamente aos valores previstos para fornecer a confirmação visual do dia a dia da eficiência do motor. During normal operations, gas turbine engines are capable of producing rated power for extended periods of time. Engine operating parameters, such as output torque, interstage turbine temperature, compressor speed, and fuel flow for individual engines are predictable under specific ambient conditions. On PT6A engines, these predictable characteristics may be taken advantage of by establishing and recording individual engine performance parameters. These parameters can then be compared periodically to predicted values to provide day-to-day visual confirmation of engine efficiency.

Figura 7.29 O sistema de monitoramento e de vigilância de tendências da condição do motor, recomendado pela Pratt and Whitney, é um processo periódico que serve para gravar leituras no instrumento do motor tais como o torque, a temperatura no interior da turbina, a velocidade do compressor e o fluxo de combustível, corrigindo as leituras para a altitude, temperatura de ar externo e a velocidade aerodinâmica (se aplicável) e comparando-os a uma gama de características típicas do motor. Tais comparações produzem uma gama de desvios na temperatura da turbina, na velocidade do compressor e no fluxo de combustível por estágios internos.

FORMULÁRIO DE LEVANTAMENTO DE DADOS The trend monitoring procedure used specifies that flight data be recorded on each flight day, every five flight hours, or other flight period. Select a flight with long established cruise, preferably at a representative altitude and airspeed. With engine power established and stabilized for a minimum of five minutes, record the following data on a form similar to the in-flight engine data log shown in (Figure 7-30):

Figura 7-30 Indicated airspeed (IAS) ....................... In knots Outside air temperature (OAT) .................. In º C Pressure altitude (ALT)............................. In feet Propeller speed (NP) ................................. In rpm Torque (TQ).................................. In foot-pounds Gas generator speed (NG or N1 ) ......In %NG or N1 Interturbine temperature (ITT)................... In º C Fuel Flow (FF) .......................................... In pph

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


Cada motor é equipado com três lâminas convencionais (C90A) ou quatro lâminas (C90B), embandeiráveis, de velocidade constante, com contrapeso, reversível, de passo variável e montada no eixo de saída da caixa de redução das engrenagens (figura 7-31). O passo de hélice é controlado pela pressão de óleo do motor e impulsionado por uma bomba integral reguladora localizada dentro do regulador da hélice. Os contrapesos e as molas centrífugas de embandeiramento movem as lâminas da hélice desde o passo elevado até a posição embandeirada. Sem pressão de óleo, o sistema neutraliza os contrapesos e as molas de comando de hélice e as lâminas da hélice movem-se para o passo bandeira. Uma bomba de óleo, peça do regulador da hélice, impulsiona a pressão de óleo do motor para mover a hélice desde o passo mínimo até o passo invertido. As hélices ficam no passo bandeira após a parada do motor. A hélice amarra carregadores (figura 7-32) está fornecida para baixo para impedir o vento que mmói na pressão de óleo zero quando o avião é estacionado. Propeller tiedown boots (Figure 7-32) are provided to prevent windmilling at zero oil pressure when the airplane is parked. Low pitch propeller position is determined by the primary low pitch stop, which is a mechanically actuated hydraulic stop. Beta and reverse blade angles are controlled by the power levers in the Beta and reverse range. Two governors, a primary governor and a backup overspeed governor, control the propeller rpm. The propeller control lever adjusts the governor’s setting (1,800 to 2,200 rpm). The overspeed governor will limit the propeller to 2,288 rpm should the primary governor malfunction. However, if the propeller exceeds 6% above the selected rpm of the primary governor, usually the fuel topping governor will limit the rpm by reducing engine power. In the reverse range, the fuel topping governor is reset to limit the propeller rpm to 95% of selected rpm.

HÉLICES DE 4 PÁS MCCAULEY E HARTZELL The C90B is equipped with Hartzell on LJ-1542 and after (McCauley on C90B prior to LJ-1542), 90-inch- diameter, four-blade, full-reversing, dynamically balanced propellers. The main advantages of the four-blade propellers are that they have lower tip speeds (and thus generate less noise), create less airframe vibration, and provide generous propeller tip-to-ground clearance. Dynamic vibration absorbers mounted inside the cockpit and cabin (a total of 26 absorbers) are used in conjunction with the four-blade propellers to reduce noise and vibration even more.

ÂNGULO DAS PÁS Blade angle is the angle between the chord of the propeller and the propeller’s plane of rotation. Blade angle is different near the hub than it is near the tip, due to the normal twist which is incorporated in a blade to increase its efficiency. In the propellers used on the C90A and C90B King Air, the blade angle is measured at the chord 30 inches out from the propeller’s center. This position is referred to as the “30-inch station.” All blade angles given in this section are approximate (Figure 7-34).

GOVERNADOR PRIMÁRIO The primary governor (Figure 7-33) is needed to convert a variable-pitch propeller into a constant speed propeller. It does this by changing blade angle to maintain the propeller speed the operator has selected. The primary governor can maintain any selected propeller speed from approximately 1,800 rpm to 2,200 rpm. Suppose an airplane is in normal cruising flight with the propeller turning 1,900 rpm. If the pilot trims the airplane down into a descent without changing power, the airspeed will increase. This decreases the angle of attack of the propeller blades, causing less drag on the propeller, thus beginning to increase its rpm. Since this propeller has a variable-pitch capabilities and is equipped with a governor set at 1,900 rpm, the governor will sense this “overspeed”


condition and increases blade angle to a higher pitch. The higher pitch increases the blade’s angle of attack, slowing it back to 1,900 rpm, or “onspeed.” Figuras 7-31 e 7-32

Likewise, if the airplane moves from cruise to climb airspeeds without a power change, the propeller rpm tends to decrease, but the governor responds to this “underspeed” condition by decreasing blade angle to a lower pitch, and the rpm returns to its original value. Thus the governor gives “constant-speed” characteristics to the variable-pitch propeller. Power changes, as well as airspeed changes, cause the propeller to momentarily experience overspeed or underspeed conditions, but again the governor reacts to maintain the onspeed condition. There are times, however, when the primary governor is incapable of maintaining selected rpm. For example, imagine an airplane approaching to land with its governor set at 1,900 rpm. As power and airspeed are both reduced, underspeed conditions exist which cause the governor to decrease blade angle to restore the onspeed condition. If blade angle could decrease all the way, to 0º or reverse, the propeller would create so much drag on the airplane that the aircraft control would be dramatically reduced. The propeller, acting as a large disc, would blank the airflow around the tail surfaces, and a rapid nosedown pitch change would result. Figures 7-33 e 7-34

To prevent these unwanted aerobatics, some device must be provided to stop the governor from selecting blade angles that are too low for safety. As the blade angle is decreased by the governor, eventually the low pitch stop is reached, and now the blade angle becomes fixed and cannot continue to a lower pitch. The governor is therefore incapable of restoring the onspeed condition, and propeller rpm falls below the selected governor rpm setting.

OPERAÇÃO DO GOVERNADOR PRIMÁRIO The propeller levers adjust the primary propeller governor between 1,800 rpm and 2, 200 rpm. The primary propeller governor, mounted at the top of the engine reduction gearbox, has two functions: it can select any constant propeller rpm within the range of 1,800 to 2,200, and it can also feather the propeller. The primary propeller governor adjusts propeller rpm by controlling the oil supply to the propeller dome. An integral part of the primary propeller governor is the governor pump. This pump is driven by the N2 shaft and raises the engine oil pressure from normal to approximately 375 psi. The greater the oil pressure sent to the propeller dome, the lower the propeller pitch. The oil pressure is always trying to maintain a low pitch; however, the feathering springs and centrifugal counterweights are trying to send the propeller into the feathered position. Propeller control is a balancing act of opposing forces. A transfer gland is located on the propeller shaft. This transfer gland allows the oil to enter and exit the propeller dome area. Thus, the transfer gland is always replenishing the oils supply to the propeller pitch mechanism with fresh warm oil. The primary propeller governor uses a set of rotating flyweights that are geared to the propeller shaft. The flyweights act as a comparison to a desired reference speed of how fast the propeller is turning. These flyweights are connected to a free floating pilot valve. The slower the flyweights are turning in relation to the desired reference speed, the lower the position of the pilot valve. If the propeller and the flyweights turn faster, the additional centrifugal force makes the pilot valve rise inside the governor. The pilot valve position determines how much oil pressure is being sent to the propeller pitch mechanism. Here are a few examples. If a propeller rpm of 1,900 is selected and the propeller is actually turning at 1,900, the flyweights are in their center or “onspeed” condition (Figure 7-34). The pilot valve is in the middle position. This maintains a constant oil pressure to the propeller pitch mechanism, which creates a constant pitch and a constant rpm. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

If the airplane enters a descent, without any change to the cockpit controls, there will be a tendency for the airspeed to increase and the propeller to turn faster (Figure 7-36). The flyweights will, in turn, rotate faster. The additional centrifugal force will make the pilot valve rise. Notice that oil can now escape via the pilot valve. Lower oil pressure will result in a higher pitch and a reduction of propeller rpm. The propeller will then return to its original rpm setting. The flyweights will then slow down, and the pilot valve will return to the equilibrium position to maintain the selected propeller rpm.

Figures 7-35 , 7-36 e 7-37 If the airplane enters a climb without any change in the cockpit controls, the airspeed will decrease and the propeller will tend to slow (Figure 7-37). The flyweights in the propeller governor will slow down, because of a loss in centrifugal force, and the pilot valve will lower. This will allow more oil pressure to the propeller pitch mechanism. High oil pressure will result in a lower pitch. This in turn will cause an increase in propeller rpm. The propeller will increase to its original rpm setting, the flyweights will then speed up, and the pilot valve will return to its equilibrium or “onspeed” position, such as torque, interstage turbine temperature, compressor speed, and fuel flow, correcting the held constant by changing the propeller blade angles. The cockpit propeller lever adjusts where the equilibrium or “onspeed” condition will occur. The pilot can select any constant propeller rpm from 1,800 to 2,200 rpm. Normally 2,200 is used for takeoff and 2,000 rpm for climb. Cruise rpm is 1,900 rpm.

LOW PITCH STOP It is easy for the pilot to determine when the propeller blade angle is at the low pitch stop. Assuming the propeller is not feathered or in the process of being feathered, whenever the propeller rpm is below the selected governor rpm, the propeller blade angle is at the low pitch stop. This assumes that momentary periods of underspeed are not being considered. Rather, the propeller rpm is below and staying below the selected governor rpm. For example, if the propeller control is set at 1,900 rpm but the propeller is turning at less than 1,900 rpm, the blade angle is at the low pitch stop. On many types of airplanes, the low pitch stop is simply at the low pitch limit of travel, determined by the propeller’s construction. But with a reversing propeller, the extreme travel in the low pitch direction is past 0º, into reverse or negative blade angles (Figure 7-38). Consequently, the low pitch stop on this propeller must be designed in such a way that it can be repositioned when reversing is desired. The low pitch stop is created by mechanical linkage sensing the blade angle. The linkage causes a valve to close, which stops the flow of oil pressure coming into the propeller dome. Since this pressure causes low pitch and reversing, once it is blocked, a low pitch stop has been created. The low pitch stop is commonly referred to as the “Beta” valve. Furthermore, the valve is springloaded to cause the propeller to feather in the event of mechanical loss of Beta valve control.

Figura 7-38 The position of the low pitch stop is controlled from the cockpit by the power lever. Whenever the power lever is at IDLE or above, this stop is set at approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B. But bringing the power lever aft of IDLE progressively repositions the stop to lesser blade angles. Before reversing can take place, the propeller must be on the low pitch stop. As the propellers reach approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B, the Beta valve is repositioned, creating the low pitch stop. The


primary governor is sensing an underspeed and is directing oil pressure into the propeller dome. The Beta valve is controlling oil flow into the primary governor, and is defining the low pitch stop through oil pressure. When blade angles less than approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B are requested, the linkage pulls the Beta valve actuator, readjusting the propeller blade angle as the Beta valve allows more oil into the propeller dome. The slip ring moves with the prop dome and will define the low pitch stop at a lower, or negative, blade angle. If blade angles less than approximately 15º for the C90A or approximately 12º for the C90B are requested before the propeller blades are on the low pitch stop, the slip ring will not move, and the reversing cable and linkage may be damaged. The region from 15º to –11º (C90A) or 12º to –10º (C90B) blade angle is referred to as the Beta range. On the C90A, the range from 15º to –5º, the engine’s compressor speed (N1) remains at the value it had when the power lever was at IDLE (low idle to high idle) based on condition lever position. From –5º to –11º blade angle, the N1 speed progressively increases to a maximum value at –11º blade angle of approximately 85% _+3%. This region, designated by red and white stripes on the power lever gate, is referred to as the “Beta Plus Power” range or Reverse, and ends at maximum reverse. On the C90B, the Ground Fine range extends from +12º to +3º, and the engine’s compressor speed (N1) remains at the value it had when the power lever was at IDLE (low idle to high idle) based on condition lever position. From +3º to –10º blade angle, the N1 speed progressively increases to a maximum value at –10º blade angle of approximately +85% _+3%.

OPERAÇÃO EM PASSO REDUZIDO During non-reversing operations, the low pitch stop prevents the propeller blades from reducing the airflow over the empennage of the aircraft. The low pitch stop uses a mechanical linkage to hydraulically control propeller blade angle. As the propeller blades reduce angle through approximately 20º of pitch, the flange mounted on the propeller dome contacts the nuts located on the rods mounted on the slip ring. The propeller dome moves the slip ring forward, which in turn activates the Beta valve, which controls oil pressure into the propeller dome. Riding in the slip ring is linkage which connects the Beta valve with the slip ring, and the power levers via a cable. As the slip ring moves, the linkage pivots about the end with the cable attached to it, with the Beta valve in the middle. For reversing, the pilot repositions the linkage with the power levers, which resets the low pitch stop. When the Beta valve is controlling blade angle, oil pressure supplied from the governor oil pump is supplying pressure through the Beta valve to the propeller dome. The Beta valve modulates the amount of pressure entering the propeller dome, controlling the blade angle. The primary governor must be in the under speed condition, allowing all of the pressure flowing from the Beta valve into the propeller dome. If the under speed condition did not exist when lower blade angles are requested, the Beta valve could not fully control the propeller blade angle, and the slip ring would not move without help from the propeller blades. Since the propeller blades only contact the slip ring when the blades are at the low pitch stop, the request for lower blade angles when the propellers are not on the low pitch stop will result in damage to the control cable, as it cannot effect these changes alone.

CONTROLE NO PASSO BETA E REVERSO The geometry of the power lever linkage through the cam box is such that power lever increments from idle to full forward thrust have no effect on the position of the Beta valve. When the power lever is moved from idle into the reverse range, it positions the Beta valve to direct governor oil pressure to the propeller piston, decreasing blade angle through zero into a negative range. The travel of the propeller servo piston is fed back to the Beta valve to null its position and, in effect, provide infinite negative blade angles all the way to maximum reverse. The opposite will


occur when the power lever is moved from full reverse to any forward position up to idle, therefore providing the pilot with manual blade angle control for ground handling.

OPERAÇÃO NO PASSO BETA E REVERSO When the blade angle reaches approximately 20º, the flange extending from the dome makes contact with the Beta nuts (Figure 7-39). As the propeller pitch angle continues to decrease, each flange on the propeller dome pushes the nut and the attached Beta rod forward. As the rod moves forward, it pulls the slip ring forward. In turn, a Beta valve inside the governor is pulled into the oil pressure cutoff position. The linkage is set to control the oil pressure supply to the dome when the blade angle reaches low pitch stop. If this system were fixed at the low pitch stop, the propeller could not be reset throughout the Beta range. However, the low pitch stop can be adjusted to allow access to the Beta and reverse range on the ground. The hydraulic low pitch stop can be reset to allow the propeller to operate in the Beta and reverse ranges while the aircraft is on the ground and the engines are operating. When the power levers are lifted up and over the idle detent into the Beta range, the Beta valve is repositioned. As the Beta arm moves back, the Beta valve is opened, re-establishing oil flow to the propeller dome. This allows the propeller blade to move to a flatter pitch. As the propeller blades move to a flatter pitch, the propeller dome and slip ring continue forward, eventually moving the Beta valve back into position to stop propeller blades. In summary, the position of the low pitch stop is controlled by the power levers. When the power levers are set at idle or above, the stop is set at approximately 15º on the C90A or approximately 12º on the C90B. When the power levers are moved aft of idle, however, the low pitch stop is repositioned to lesser blade angles.

Figura 7-39 Beta valve is opened, re-establishing oil flow to the propeller dome. This allows the propeller blade to move to a flatter pitch. As the propeller blades move to a flatter pitch, the propeller dome and slip ring continue forward, eventually moving the Beta valve back into position to stop propeller blades. In summary, the position of the low pitch stop is controlled by the power levers. When the power levers are set at idle or above, the stop is set at approximately 15º on the C90A or approximately 12º on the C90B. When the power levers are moved aft of idle, however, the low pitch stop is repositioned to lesser blade angles. The propeller can be feathered by moving the propeller lever full aft past the detent into the feather range. The feathering action raises the pilot valve to the full up position. The oil pressure is released from the propeller pitch mechanism and the propeller feathers. In this type of turbine engine, the propeller shaft and N1 shaft are not connected. Thus, the propeller can be feathered with the engine running at idle power. Without an autofeather system, in flight, the propeller will maintain rpm unless it is manually feathered when the engine is shut down. There are situations where the propeller primary governor cannot maintain the selected propeller rpm, such as final approach where power and airspeed are being reduced. With the progressive reduction of power and airspeed on final, the propeller and rotating counterweights will tend to go to the underspeed condition. In the underspeed condition the pilot valve will open, increasing oil pressure to the dome, and the propeller pitch will decrease as power and airspeed are reduced. Since the reversible propeller is capable of decreasing past 0º into negative or reverse blade angles, the low pitch stop prevents the blade angle from decreasing beyond a predetermined value. When the propeller governor becomes incapable of maintaining the onspeed condition, the propeller rpm will fall below the selected governor rpm setting. Assuming the propeller is not feathered, whenever the propeller rpm is below the selected governor setting, the propeller blade angle is at the low pitch stop. The low pitch stop mechanism is created by linkage that references the actual blade angle.


Moving the power lever within the Beta range on the C90A or the ground fire range on the C90B adjusts propeller pitch. Moving the power levers within the reverse range adjusts propeller pitch and N1, up to the maximum N1 in reverse of 88%. Attempting to pull the power levers in reverse with the propellers in feather will cause damage to the reversing linkage of the power lever. Also, pulling the power levers into the reverse position on the ground with the engines shut down will damage the reversing system.

GOVERNADOR DE SOBREVELOCIDADE The overspeed governor provides protection against excessive propeller speed in the event of primary governor malfunction. Since the PT6’s propeller is driven by a free turbine (independent of the engine’s), overspeed could occur if the primary governor were to fail. The operating point of the overspeed governor is set at 2,288 rpm. If an overspeeding propeller’s speed reached 2,288 rpm, the overspeed governor would control the oil pressure and pitch to prevent the rpm from continuing its rise. From a pilot’s point of view, a propeller tachometer stabilized at approximately 2,288 would indicate failure of the primary governor and proper operation of the overspeed governor. The overspeed governor can be reset to approximately 2,000 rpm for test purposes.

OPERAÇÃO DO GOVERRNADOR DE SOBREVELOCIDADE If the primary propeller governor failed, an overspeed condition could occur. However, several safety devices in the systems come into play in the event of a primary governor failure. A hydraulic overspeed governor (Figure 7-40) is located on the left side of the propeller reduction gearbox. It has a set of flyweights and a pilot valve similar to those of the primary governor. If a runaway propeller’s speed were to reach 2,288 rpm, the overspeed governor flyweights would make its pilot valve rise. This would decrease the oil pressure at the propeller dome. The blade angle would increase as necessary to prevent the rpm from continuing its rise. Testing of the overspeed governor at approximately 2,000 rpm is accomplished during runup by using the propeller governor test switch on the pilot’s left subpanel.

FUEL TOPPING GOVERNOR The fuel topping governor can also control an overspeed condition and is set at 6% above the primary governor’s selected speed. In an overspeed condition, the fuel topping governor will limit propeller rpm by decreasing pneumatic pressure to the fuel control unit, reducing fuel flow and engine speed as means of controlling propeller rpm. In reverse, the fuel topping governor is reset to 95% of selected rpm to insure that the propeller will not reach the selected rpm. The fuel topping governor will only prevent an overspeed if the primary governor’s flyweight’s are still operational.

POWER LEVERS The power levers (Figure 7-41) are located on the power lever quadrant (first two levers on the left side) on the center pedestal. They are mechanically interconnected through a cam box to the fuel control unit, the Beta valve and follow-up mechanism, and the fuel topping (NP) governor. The power lever quadrant permits movement of the power lever from idle to maximum thrust and in the Beta/reverse range from idle to maximum reverse. A gate in the power lever quadrant at the IDLE position prevents inadvertent movement of the lever into the Beta/reverse range. The pilot must lift the power levers up and over this gate to select Beta or reverse. On the C90B, there is a second gate labeled “GROUND FINE,” to distinguish between GROUND FINE and REVERSE.

Figuras 7-40 e 7-41 The function of the power levers is to establish a gas generator rpm through the gas generator governor (NG) and a fuel flow that will produce and maintain the selected N1 rpm. In the Beta or GROUND FINE range, the power levers are used to change the propeller blade angle, thus changing propeller thrust. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

In the REVERSE range, the power lever: Selects a blade angle proportionate to the aft travel of the lever. Selects an N1 that will sustain the selected reverse power. ● Resets the fuel topping governor from its normal setting of 106% to approximately 95% of the primary governor setting. ● ●

Propeller Control Levers Propeller rpm, within the primary governor range of 1,800 to 2,200 rpm, is set by the position of the propeller control levers (Figure 7-42). These levers, one for each propeller, are located between the power levers and the condition levers on the center pedestal quadrant. The full forward position sets the primary governor at 2,200 rpm. In the full aft position at the feathering detent, the primary governor is set at 1,750 rpm. Intermediate propeller rpm positions can be selected by moving the propeller levers to the corresponding position, to select the desired rpm as indicated on the propeller tachometer. These tachometers read directly in revolutions per minute.

Figura 7-42 A detent at the low rpm position prevents inadvertent movement of the propeller lever into the feather position, indicated by the red and white stripes across the lever slots in the quadrant. At the full feather position, the levers position the governor pilot valve to dump oil pressure from the propeller hub, and allow the counterweights and springs to position the propeller blades to the feather position.

AUTOFEATHER SYSTEM The automatic feathering system provides a means of immediately dumping oil pressure from the propeller hub, thus enabling the feathering spring and counterweights to start the feathering action of the blades in the event of an engine failure (Figure 7-43). Although the system is armed by a switch on the subpanel, placarded “AUTOFEATHER” and “ARM–OFF–TEST,” the completion of the arming phase occurs when both power levers are advanced above 90% N1, at which time both the right and left indicator lights on the annunciator panel indicate a fully armed system (Figure 7-44). The annunciator panel lights are green, placarded “L AUTOFEATHER” and “R AUTOFEATHER.” The system will remain inoperative as long as either power lever is retarded below 90% N1 position. The system is designed for use only during takeoff, climb, and missed approach and should be turned off when establishing cruise. With the system armed, if torquemeter oil pressure on either engine drops below a prescribed setting, the oil is dumped from the servo, the feathering spring starts the blades toward feather, and the autofeather system of the other engine is disarmed. Disarming of the autofeather portion of the operative engine is further indicated when the annunciator indicator light for that engine extinguishes. Autofeather System Test. The autofeather test is accomplished with the power below 90% N1. Therefore, the autofeather switch must be held to TEST so that the power lever switches are bypassed to complete the autofeather circuit (Figure 7-45).

PROPELLERSYNCHROPHASER SYSTEM A Type II synchrophaser system is installed in the King Air C90A and C90B. The propeller synchrophaser automatically matches the rpm of the two propellers and maintains the blades of one propeller at a predetermined relative position with the blades of the other propeller. The purpose of the system is to reduce propeller beat and cabin noise from unsynchronized propellers.


Synchrophaser Operation The Type II synchrophaser system (Figure 7-46) is an electronic system, certificated for takeoff and landing. It is not a master-slave system, and it functions to match the rpm of both propellers and establish a blade phase relationship between the left and right propellers to reduce cabin noise to a minimum. The system cannot reduce rpm of either propeller below the datum selected by the propeller control lever. Therefore, there is no indicating annunciator light associated with the Type II system. To prevent either propeller from losing excessive rpm if the other propeller is feathered while the synchrophaser is on, the synchrophaser has a limited range of authority from the manual governor setting. In no case will the rpm fall below that selected by the propeller control lever. Normal governor operation is unchanged, but the synchrophaser will continuously monitor propeller rpm and reset either governor as required. Propeller rpm and position is sensed by a magnetic pickup mounted adjacent to each propeller spinner bulkhead. This magnetic pick-up will transmit electrical pulses once per revolution to a control box installed forward of the pedestal. The control box converts any pulse rate differences into correction commands, which are transmitted to coils mounted close to the flyweights of each primary governor. By varying the coil voltage, the governor speed settings are biased until the prop rpm’s exactly match. A toggles witch installed adjacent to the synchroscope turns the system on. In the synchrophaser OFF position, the governors operate at the manual speed settings selected by the pilot. To operate the synchrophaser system, synchronize the propellers manually or establish a maximum of 20 rpm difference between the engines, then turn the synchrophaser on. The system may be on for takeoff and landing.

Imagens 7-43 , 7-44 e 7-45 To change rpm with the system on, adjust both propeller controls at the same time. If the synchrophaser is on but does not adjust the prop rpm to match, the system has reached the end of its range. Increasing the setting of the slow prop, or reducing the setting of the fast prop, will bring the speeds within the limited synchrophaser range. If preferred, turn the synchrophaser switch off, resynchronize manually, and turn the synchrophaser on.

Propeller Synchroscope A propeller synchroscope is located to the left of the oil pressure/temperature indicators and gives the status of propeller synchronization. The face of the synchroscope has a black and white cross pattern which can spin either left or right. If the right propeller rpm is greater than the left, the face turns clockwise or right. With the left propeller rpm greater than the right, the face turns counterclockwise or left. No rotation of the face indicates that both propellers are synchronized.

Imagem 7.46


CAPÍTULO 7 - SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO

INTRODUÇÃO O sistema de detecção de fogo na aeronave King Air C90 consiste na detecção de fogo no motor e sua forma de extinção.

GENERALIDADES Este capítulo apresenta um exame no sistema de detecção de fogo, descrição dos componentes de detecção de fogo, posição e finalidade dos interruptores e indicadores.

SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO O sistema de detecção de fogo é um item opcional (figura 7.1) e foi projetado para proporcionar um aviso imediato no caso de fogo em qualquer dos compartimentos do motor. O sistema de detecção é operável sempre que as barras dos geradores estiverem ativas. Consiste nos seguintes componentes:     

3 1 2 1 1

células fotocondutivas para cada motor; amplificador do controle para cada motor; luzes vermelhas no painel de advertência – L ENG FIRE e R ENG FIRE; interruptor de teste no painel inferior esquerdo do co-piloto; disjuntor FIRE DET no painel inferior direito do co-piloto (Painel dos Disjuntores).

As seis células fotocondutivas detectoras de chama, são sensíveis à radiação infravermelha. São posicionados em cada compartimento do motor, em local apropriado, de tal modo que receba raios infravermelhos diretos ou refletidos, monitorando assim todo o compartimento onde fica alojado o motor. O nível de temperatura e a taxa com a qual a temperatura aumenta não são fatores de controle no método sensor. A condutividade através da fotocélula varia em proporção direta com a intensidade de radiação infravermelha que atinge a célula. Quando a condutividade aumenta, a quantidade de corrente do sistema elétrico fluindo através do detector de chama aumenta proporcionalmente. Para prevenir que os raios de luz extraviados sinalizem um alarme falso, um relé no amplificador de controle fecha somente quando o sinal mais forte alcança um nível de alarme prédeterminado. Quando o relé fecha, o anunciador de aviso apropriado, direito ou esquerdo, vai acender, indicando uma possibilidade de fogo no motor. Quando o fogo tiver sido apagado, a voltagem de saída da célula cai abaixo do nível de alarme e o relé no amplificador de controle abre. Nenhuma ação manual é necessária para reativar o sistema de detecção de fogo.

SISTEMA DE DETECÇÃO DE FUMAÇA (LJ-668 e seguintes / LW-15 e seguintes) Um detector de fumaça, com uma luz que queima constantemente e uma célula fotocondutiva e um amplificador fechado em uma caixa perfurada, está localizado no compartimento dos aviônicos do nariz para avisar uma possível presença de fumaça. Partículas de fumaça entrando na caixa refletem raios infravermelhos da luz de dentro da célula, a qual transmite um sinal para o amplificador detector de fumaça. A potência deste sinal é proporcional a densidade da fumaça. Quando o sinal é forte suficiente para fechar o relé no amplificador localizado à frente da longarina principal sob o corredor principal, a luz indicadora vermelha no painel anunciador, com a inscrição SMOKE, acende.

SISTEMA DE TESTE DE DETECÇÃO DE FOGO Uma chave interruptora rotativa no painel inferior esquerdo do co-piloto (figura 7.1), com os comandos TEST SWITCH-FIRE DET, tem quatro posições: OFF - 3 - 2 - 1. Quando o detector de fumaça é instalado, a chave de teste do detector de fogo vai ter uma posição adicional, com a inscrição SMOKE, disponível para checar o circuito de detecção de fumaça. Ele é checado da mesma maneira como o circuito de detecção de fogo, exceto que a luz anunciadora SMOKE vai acender ao invés de luz anunciadora FIRE. (Se o sistema de extinção de fogo do motor estiver instalado, a chave é indicada TEST SWITCH - FIRE DET & FIRE EXT e o lado esquerdo da chave de teste vai incluir as posições LEFT - EXT – RIGHT. As três posições de teste para o sistema detector de fogo são localizadas no lado direito da chave (3-2-1). Quando a chave for girada para a posição OFF (em baixo) para qualquer uma dessas três posições, a voltagem de saída de um detector de chama correspondente em cada motor é aumentada para um nível suficiente para dar um sinal ao amplificador de que há uma eminência de fogo.

As seguintes luzes devem se iluminar quando o seletor for girado através de cada uma das três posições:  

Os anunciadores L ENG FIRE, R ENG FIRE (Iluminar) e a luz FAULT WARNING (piscar no painel de advertência). As luzes vermelhas L ENG FIRE EXT–PUSH e R ENG FIRE EXT–PUSH irão piscar no painel de ativação dos extintores, caso o sistema opcional de extinção de fogo estiver instalado.

O sistema pode ser testado a qualquer momento, tanto em terra como em vôo. O interruptor de teste TEST SWITCH deve ser colocar em todas três posições, para verificar que o circuito para todos os seis detectores de fogo estão funcionando corretamente. A falha na iluminação de todos os sinais luminosos do sistema de detecção de fogo quando o TEST SWITCH estiver em qualquer uma das três posições de teste, indica uma má função em um ou ambos os circuitos de detecção de fogo (um em cada motor), sendo testado pela posição particular da chave de teste.

SISTEMA DE EXTINÇÃO DE FOGO O sistema opcional de extinção de fogo no motor (figura 7.2) incorpora um cartucho pirotécnico dentro de cada compartimento da roda. Cada motor tem seu próprio sistema de extinção de fogo com sua própria garrafa, a qual pode ser usada somente uma única vez entre cada recarga.

Esse sistema não pode ser usado de um motor para o outro. Quando a válvula de ativação for aberta, o agente extintor pressurizado é descarregado através de uma tubulação a qual termina estrategicamente no local dos bicos injetores.

As chaves de controle do extintor de fogo, no King C90A, usadas para ativar o sistema, são localizadas abaixo do painel anunciador do pára-sol. Já no King C90B, essas chaves de controle são localizadas uma de cada lado do painel de alarmes. Sua força é derivada da barra quente da bateria. O sistema de detecção é operável sempre que as barras dos geradores estiverem ativas, mas o sistema de extinção pode ser descarregado a qualquer momento, desde que seja operada pela barra quente da bateria. Desse modo, mesmo que a aeronave esteja estacionada com motores desligados, o sistema extintor de fogo pode ser descarregado. Cada chave tipo “pressionar para atuar” (figura 7.3) incorpora uma lente indicadora vermelha. A lente vermelha, com inscrição L ENG FIRE EXT – PUSH ou R ENG FIRE EXT – PUSH, advertem a presença de fogo no motor. A lente âmbar D, se estiver acesa, indica que o sistema está descarregado e o conteúdo do cilindro está vazio. A lente verde, OK, serve somente para a função de teste pré-vôo.

Para descarregar o cartucho, levante a cobertura de plástico (transparente) e pressione a face da lente. Este é um sistema de disparo único, ou seja, será completamente expelido após sua ativação. Após seu uso, a luz âmbar D irá se iluminar e permanecerá iluminada, não obstante a posição do interruptor da bateria, até que um novo cartucho pirotécnico seja substituído.

SISTEMA DE TESTE DE EXTINÇÃO DE FOGO As funções de teste do sistema extintor de fogo incorporado na chave rotativa TEST SWITCH – FIRE DET & FIRE EXT, testa o circuito dos cartuchos pirotécnicos extintores de fogo. Durante o pré-vôo, o piloto deve girar a chave de teste para cada uma das duas posições RIGHT EXT e LEFT EXT e verificar a iluminação da luz vermelha, âmbar e verde, em cada chave de ativação do extintor de fogo abaixo do pára-sol. A iluminação durante esta verificação indica que o circuito detector de carga da garrafa e o circuito de disparo estão operando e que o disparo está no lugar. Um medidor de pressão (figura 7.4), calibrado em PSI é instalado em cada cilindro abastecedor para determinar o nível da carga. Os medidores devem ser checados durante o pré-vôo. O cilindro e os medidores estão localizados nos compartimentos das rodas do trem principal.

O agente extintor de fogo no motor, carga do cilindro, é constituído de CBrF3 (Halon Bromotrifluorometano).

CAPÍTULO 9 - SISTEMA PNEUMÁTICO E VÁCUO INTRODUÇÃO Os sistemas de vácuo e pneumático são necessários para a operação das superfícies de degelo, instrumentos a vácuo de ar, horímetro de vôo, impulso do leme de direção, selo de porta da cabine, controlador de pressurização e válvulas de segurança de pressurização. Pilotos precisam saber como o ar sangrado é distribuído e controlado para seus vários usos. Esta seção identifica e detalha esses sistemas. Cobre a distribuição pneumática e controles em detalhes.

DESCRIÇÃO Os sistemas de vácuo e pneumático da seção desse Manual apresentam uma descrição e discussão desse sistema. As fontes para ar pneumático, vácuo e leitura dos instrumentos indicadores, relativos ao sistema serão discutidos nos mínimos detalhes.

SISTEMA PNEUMÁTICO DE AR SANGRADO DO MOTOR O sistema pneumático no King Air proporciona suporte para diversas operações na aeronave. Essas operações incluem superfícies de degelo, impulso no leme de direção, selo de saída de emergência e selo da porta de entrada e saída. A pressão pneumática é usada para criar uma fonte de vácuo para os giros dirigidos a ar, controle de pressurização e deflação dos removedores de gelo. Ar sangrado em alta pressão de cada seção P3 do compressor dos motores são regulado em 18 PSI e abastece pressão para o sistema das superfícies de degelo, impulso do leme de direção, selo da porta e da saída de emergência e fonte de vácuo (figura 8.1). O vácuo para os instrumentos do vôo é derivado de um ejetor de ar sangrado. Um motor apenas é capaz de abastecer suficientemente todo o sistema com ar sangrado. Durante a operação monomotora, uma válvula de cheque na linha de ar de sangria de cada motor previne o fluxo reverso através da linha do lado do motor inoperante. Um instrumento de sucção calibrado em polegadas de mercúrio, localizado no painel inferior do copiloto, indica o vácuo (GYRO SUCTION) dos instrumentos. À direita deste instrumento, está o instrumento de pressão pneumática (PNEUMATIC PRESSURE), calibrado em libras por polegada quadrada, o qual indica a pressão de ar disponível.

FONTE DE AR PNEUMÁTICA O ar de sangria a uma taxa máxima de fluxo de 1,5 libras por minuto a uma pressão de 90 a 120 PSI é obtido de ambos os motores e flui através de linhas pneumáticas para uma conexão em forma de “T” localizada na fuselagem. As válvulas de cheque são instaladas para prevenir o fluxo reverso durante a operação monomotora. Logo após a conexão em “T”, todo ar sangrado passa através de um regulador de 18 PSI o qual incorpora uma válvula de alívio ajustada para operar em 21 PSI, no caso de falha no regulador. Esse ar sangrado regulado é distribuído para o abastecimento de pressão pneumática para inflar as superfícies de degelo, os selos da porta e da saída de emergência, e para proporcionar fluxo e pressão para o ejetor de vácuo.

O ar sangrado é extraído do quarto estágio da seção do compressor do motor à uma temperatura máxima de, aproximadamente 450ºF. Ele é resfriado para aproximadamente, 70ºF acima da temperatura ambiente na conexão em “T” na fuselagem devido a transferência de calor nas tubulações pneumáticas. Ordinariamente, a válvula reguladora de pressão, a qual é montada sob a cadeira direita imediatamente a frente da longarina principal, vai proporcionar uma pressão de 18 +/- 1 PSI com o motor girando entre 70% e 80% de N1. O instrumento mostrador PNEUMATIC PRESSURE, localizado no painel lateral do piloto é instalado para permitir um monitoramento de pressão do sistema (figura 8.2).

FONTE DE VÁCUO O vácuo é obtido através de um ejetor de vácuo comandado pelo ar sangrado. O ejetor é capaz de fornecer vácuo a 15 polegadas de Hg ao nível do mar, e até 6 polegadas de Hg a 31.000 pés. O ejetor fornece vácuo para o sistema de controle de pressurização a uma pressão de vácuo de 4.3 a 5.9 polegadas de mercúrio através de uma válvula reguladora. O regulador de vácuo é montado no compartimento do nariz, do lado esquerdo da caverna de pressão. A válvula é protegida por um filtro de espuma. Com um motor funcionando entre 70% a 80% de N1, o instrumento medidor de vácuo, localizado no painel inferior do co-piloto, normalmente deve ter aproximadamente, 5,9 +0/-0,2 polegadas de Hg. A linha de vácuo para os instrumentos é montada através de uma válvula de alívio de sucção que é projetada para admitir dentro do sistema uma quantidade de ar necessário para manter um vácuo suficiente para uma operação adequada dos instrumentos. O instrumento giroscópio de sucção (figura 8.3), o qual é calibrado em polegadas de mercúrio (Hg) está localizado no painel lateral direito do co-piloto e indica vácuo dos instrumentos.

CONTROLE DE AR SANGRADO O ar sangrado que entra na cabine é usado para o controle da pressurização e funções de condicionamento ambiental. É controlado por dois interruptores denominados BLEED AIR VALVE (figura 8.4) as quais marcadas com OPEN e CLOSED. Quando estes interruptores estiverem na posição OPEN, o ar sangrado alimenta todo o sistema de pressurização e condicionamento ambiental. Quando os interruptores estiverem na posição CLOSED, o ar sangrado é cortado de todo o sistema de pressurização e condicionamento ambiental.

SELO DE PORTA DA CABINE A porta de entrada da cabine e de emergência usa ar do sistema pneumático para inflar seus selos após o avião decolar. O ar pneumático flui na linha com pressão de 18 PSI. O ar passa através de um regulador de 4 PSI e uma válvula, normalmente aberta, controlando um interruptor de segurança, localizada na perna do trem de pouso principal esquerdo (micro-interruptor). Quando o avião decola, esse micro-interruptor no trem de pouso esquerdo atua após a roda esquerda sair do chão, comandando a abertura da válvula que controla os selos, o qual libera pressão para inflar os selos.

SISTEMA DE DEGELO Os bordos de ataque das asas e dos estabilizadores horizontais são protegidos contra o acúmulo de gelo formado (figura 8.5). BOOTS infláveis presos a essas superfícies são infladas quando necessárias pela pressão pneumática, para quebrar e retirar o acúmulo de gelo, e são desinfladas pelo vácuo derivado das linhas pneumáticas. O vácuo sempre será fornecido enquanto os BOOTS não estiverem em uso e estão seguras firmemente contra o revestimento das asas. A pressão de vácuo é superada pela pressão pneumática quando os BOOTS estão inflados.

Cada asa tem seu BOOT independente no bordo de ataque. A seção horizontal da cauda tem, nos segmentos esquerdo e direito, BOOTS do estabilizador horizontal e no estabilizador vertical.

O sistema de degelo das superfícies remove os acúmulos de gelo dos bordos de ataque das asas e estabilizadores. O gelo é removido pela inflação e desinflação alternadamente dos BOOTS de degelo (figura 8.6). O ar sangrado de pressão regulada fornece a pressão para inflar BOOTS. Um ejetor tipo Venturi, operado pelo ar de sangria, criar um vácuo para desinflar os BOOTS e mantê-las no seu lugar enquanto não estiver em uso. Para assegurar a operação do sistema no caso de falha de um dos motores, uma válvula de cheque é instalada na linha de ar de sangria de cada motor para prevenir a perda de pressão através do compressor do motor inoperante. As fases de inflação e desinflação são controladas por uma válvula distribuidora. Um interruptor de três posições, localizado no painel inferior do co-piloto, com a inscrição DEICE CYCLE - SINGLE / OFF / MANUAL, controla a operação de degelo (figura 8.7). O interruptor é acionado por mola para retornar a posição OFF da posição SINGLE ou MANUAL. Quando a posição SINGLE for selecionada, a válvula distribuidora abre para inflar os BOOTS das asas. Após o período de inflação, em aproximadamente 7 segundos, um temporizador eletrônico aciona o distribuidor para desinflar os BOOTS. Quando esses BOOTS forem inflados e desinflados, o ciclo estará completo. Obs.: Nas versões LJ-1138 e após, as asas e a cauda inflam separadamente. As asas inflam por 6 segundos e a cauda infla por 4 segundos. Quando o interruptor for posicionado na posição MANUAL, todos os BOOTS vão se inflar simultaneamente e permanecer inflados até que o interruptor seja liberado. Após o ciclo, os BOOTS vão permanecer na condição de desinflados seguras pelo vácuo até que o interruptor seja atuado novamente.

Força elétrica para o sistema BOOTS é necessário para a válvula de controle inflar os BOOTS, tanto na operação manual como em ciclo simples. Com uma perda dessa força, o vácuo vai segurar os BOOTS fazendo com que elas fiquem presas contra o bordo de ataque. Um disjuntor simples, localizado no painel inferior direito do co-piloto, recebe força da barra central, o qual fornece força elétrica para ambos os sistemas de BOOTS. Se o temporizador falhar na posição inflada, o disjuntor de degelo da superfície pode ser usado como um controle manual. Puxe o disjuntor para fora para desinflar os BOOTS, e empurre para dentro, para inflá-las. Trate o disjuntor como um controle manual.

Para uma operação de degelo mais efetiva, permita que pelo menos ½ polegada de gelo se forme antes de tentar a remoção do gelo. Uma espessura muito fina de gelo pode quebrar e agarrar ao invés de tirar o gelo. Ciclos subseqüentes dos BOOTS vão então ter a tendência de acumular uma concha de gelo externa ao contorno dos bordos de ataque, fazendo então os esforços de remoção de gelo ineficientes.

CAPÍTULO 10 SISTEMA DE PROTEÇÃO CONTRA CHUVA E GELO INTRODUÇÃO Voar em condições de congelamento conhecidas requer conhecimentos de condições de contribuir com os sistemas de degelo, anti-gelo disponíveis para prevenir o gelo excessivo que forma na aeronave. Essa seção identifica esses sistemas com seus controles e seu uso.

DESCRIÇÃO A seção de proteção contra gelo e chuva desse Manual apresenta uma descrição e discussão dos sistemas de proteção contra chuva e gelo na aeronave, mostrando a localização, controles e como devem ser usados. Os propósitos dessa seção é familiarizar o piloto com todos os sistemas disponíveis para o vôo em condições de chuva forte e gelo, e seus controles. Procedimentos em caso de mau funcionamento em qualquer desses sistemas estão incluídos. Também são incluídas cheques pré-vôo dos sistemas.

SISTEMA DE PROTEÇÃO CONTRA GELO O King Air C90A/B foi aprovado pela FAA para vôos em formações de gelo conhecidas quando os equipamentos requeridos estão instalados e operando (figura 10.1). Os equipamentos requeridos para várias condições de Lista de Vôo, contidos na seção de Limitações do Livro de Operação do Piloto, lista os equipamentos necessários (figura 10.2). Os controles do sistema de proteção contra chuva e gelo estão localizados no painel inferior do piloto e do co-piloto, com exceção do controle do pára-brisa o qual está no painel do teto.

DESCRIÇÃO GERAL E OPERAÇÃO Existem oito sistemas de degelo/anti-gelo no King Air C90A/B: • • • • • • • •

Anti-gelo do pára-brisa. Degelo das superfícies (BOOTS do bordo de ataque). Separadores inerciais (palhetas de degelo). Aquecedor da entrada do motor. Aquecedor do tubo de Pitot. Degelo das hélices. Aquecedor do aviso de Estol. Aquecedor da ventilação de combustível.


A aeronave é equipada com uma variedade de sistemas de proteção contra gelo e chuva que podem ser utilizados durante operações sob condições climáticas desfavoráveis. Elementos de aquecimento elétrico embutidos no pára-brisa proporcionam proteção adequada contra a formação de gelo, enquanto o ar do sistema de aquecimento da cabine previne o embassamento, para assegurar visibilidade durante a operação sob condição de gelo. Limpadores de pára-brisa para ambos os pilotos proporcionam visibilidade suficiente durante condição de chuva em vôo ou em solo. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Boots pneumáticos de degelo nas asas, e nos estabilizadores vertical e horizontal previnem a formação de gelo durante o vôo. Pressão de ar sangrado regulado a vácuo são ciclados para os Boots pneumáticos para o ciclo de deflação e inflação. O interruptor que controla o sistema permite a operação em ciclo simples automático ou operação manual.

A proteção contra gelo para o motor é proporcionada por um sistema de separação inercial. O bordo de ataque de entrada de ar do motor evita o congelamento através de um aro metálico aquecido eletricamente. As hélices são protegidas contra o congelamento por Boots eletrotérmicos em cada pá que cicla automaticamente para prevenir a formação de gelo. Um elemento aquecedor no tubo de Pitot previne que a abertura do tubo de Pitot se torne bloqueado pelo gelo. O elemento aquecedor é conectado ao sistema elétrico da aeronave através de um disjuntor de 5 amperes. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

AQUECEDOR DO TUBO DE PITOT As duas tomadas do tubo de Pitot, localizados no nariz da aeronave, contém elementos de aquecimento para proteger contra o acúmulo de gelo (figura 10.3). As tomadas do tubo de Pitot são aquecidas eletricamente para assegurar que a velocidade do ar seja indicada corretamente durante condições de congelamento. O aquecedor do tubo de Pitot é controlado por dois interruptores disjuntores localizado no painel inferior direito do piloto (figura 10.3). Os dois interruptores com a inscrição PITOT, uma para a tomada esquerda e a outra para a tomada direita são chaves de duas posições, com a posição OFF para baixo e a posição ON para cima.

O sistema de aquecimento do tubo de Pitot não deve ser operado no solo, exceto no caso de teste ou por intervalos curtos a fim de remover neve ou gelo no tubo de Pitot. O aquecimento do tubo de Pitot pode ser ligado durante a decolagem e pode ser deixado ligado em vôo no caso de condições de congelamento, ou sempre que condições de congelamento forem esperadas. Se durante o vôo em grandes altitudes existir uma redução gradual na indicação da velocidade do ar, o tubo de Pitot pode estar congelando. Se ligando o aquecimento do tubo de Pitot a velocidade do ar for restaurada, deixe o aquecimento do tubo de Pitot ligado devido às condições de congelamento. Como muitos pilotos, é uma prática normal deixar o aquecimento do tubo de Pitot ligado durante todo o vôo em grandes altitudes para prevenir o congelamento do tubo de Pitot.

PALHETA DE AVISO DE ESTOL


A palheta de aviso de estol e seu suporte de fixação (figura 10.4) são providos de um aquecimento para assegurar que ela não congele durante condições de congelamento. O sistema é ativado por um interruptor de duas posições, localizado à esquerda do interruptor de aquecimento do tubo de Pitot, no painel inferior direito do piloto. A posição em baixo é OFF, e a posição superior é ON. O conjunto aviso de estol e suporte de fixação é aquecido através do interruptor da bateria, isto é, só é aquecido quando o interruptor da bateria estiver ligado (ON). Elementos aquecedores protegem a palheta transdutora e o suporte de fixação da formação de gelo. Uma formação de gelo na asa pode mudar ou descolar o fluxo de ar e prevenir o sistema de indicações incorretas em uma indicação intermitente de estol. Lembre-se de que a velocidade de estol sempre aumenta quando o gelo se acumula, em qualquer aeronave.

ANTI-GELO DO SISTEMA DE COMBUSTÍVEL Existem muitos sistemas anti-gelo para proteger o fluxo de combustível através das linhas de combustível para o motor (figura 10.5). Sem aquecimento, a unidade do combustível pode congelar, diminuir ou cortar o fluxo de combustível para o motor em temperaturas muito frias.

A formação de gelo no sistema de ventilação de combustível é prevenida por uma entrada de ar aquecida eletricamente em cada asa. O aquecimento da ventilação de combustível é operado pelos interruptores esquerdos e direito, localizada no grupo ICE PROTECTION localizado no painel inferior direito do piloto. Esses interruptores sempre devem estar ligados sempre que formação de gelo seja encontrada ou esperada. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

A proteção de gelo para o FCU é proporcionado por um trocador de calor óleo-combustível, montado na caixa de acessórios do motor. Óleo quente, proveniente do motor, circula por dentro do trocador de calor aquecendo o combustível por meio de condução. Esse calor derrete as partículas de gelo as quais podem ter se formado no combustível. Essa operação é automática sempre que os motores estiverem em funcionamento. A linha pneumática, da linha do FCU do motor para o governador de combustível, é protegida por uma jaqueta aquecida eletricamente. Força elétrica abastece cada aquecedor na linha de ar do FCU por meio de dois interruptores, com as inscrições FUEL CONTROL - LEFT - RIGHT, no painel inferior direito do piloto. Os interruptores devem estar ligados em todos os vôos, independente das temperaturas. Nenhuma outra ação deverá ser requerida.

LIMPADORES DOS PÁRA-BRISAS Limpadores de pára-brisas são montados sob o pára-brisa do piloto e do co-piloto. São duplos e comandados por um mecanismo operado por um único motor elétrico, localizados à frente do painel de instrumentos.

Os comandos dos limpadores de pára-brisas estão localizados no painel de controle de luzes do teto (figura 10.6). Eles proporcionam três posições ao mecanismo do limpador, elas são SLOW, FAST e PARK. Uma posição intermediária entre as posições PARK e SLOW serve como a posição OFF. Depois que o controle for girado para a posição PARK, para trazer os limpadores para as suas posições mais acima, molas retornam o controle para a posição OFF. Os limpadores podem ser usados tanto no solo como em vôo, caso necessário. Os limpadores não devem ser operados em um pára-brisa seco. O disjuntor do limpador de pára-brisa está localizado no painel de disjuntor do lado direito do co-piloto, no grupo WEATHER.

ANTI-GELO DO PÁRA-BRISA Os pára-brisas do piloto e do co-piloto têm circuitos independentes de aquecimento e controle. O interruptor de controle permite ao piloto selecionar um nível de aquecimento de intensidade alta (HIGH) ou baixa (LOW). Os pára-brisas são compostos de três camadas físicas (figura 10.7): • • •

A camada interna é um painel de vidro que atua como membro estrutural. A camada do meio é uma folha de polivinil a que leva os fios aquecedores. A camada externa é uma camada protetora de vidro protegendo as duas primeiras camadas.

O lado de fora do pára-brisa é tratado como um filme descarregador de estática chamado de NESA. Força elétrica é usada para aquecer os elementos aquecedores do pára-brisa instalados no vidro. Um controlador com uma unidade sensora de temperatura mantém a temperatura adequada para as superfícies do pára-brisa.


Os pára-brisas são protegidos contra congelamento por elementos aquecedores elétricos (figura 10.8). Os elementos aquecedores são conectados em blocos de terminais, no canto do vidro, para as ligações elétricas e para o interruptor de controle montado no painel inferior direito.

Um material transparente (óxido stannic) dotado de resistência elétrica elevada é incorporado nas laminações de cada pára-brisa, do piloto e do co-piloto. Cada pára-brisa independente tem sua própria conexão elétrica, com material resistivo e elementos de detecção. O material resistivo é arranjado para fornecer uma superfície preliminar e secundária pré-aquecidas. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Os interruptores PILOT e COPILOT WSHLD ANTI-ICE, no grupo ICE PROTECTION, localizado no painel inferior do piloto, é usado para controlar o aquecimento do pára-brisa (figura 10.9). Têm as seguintes posições: • • •

NORMAL – Aquecimento normal secundário das áreas secundárias dos pára-brisas do piloto e co-piloto. HI – Alto aquecimento das áreas primárias dos pára-brisas do piloto e co-piloto. OFF – Não há o pré-aquecimento.

OBS 1.: As áreas preliminares são as áreas menores com aquecimento mais rápido às mesmas temperaturas do que a posição NORMAL. OBS 2.: Cada interruptor deve pular um batente antes que possa ser movido para a posição HI. Esta característica impede a seleção inadvertida da posição HI ao mover os interruptores da posição NORMAL para a posição OFF. A temperatura do pára-brisa é controlada automaticamente por um elemento de detecção encaixado em cada pára-brisa, e que controla a temperatura em cada circuito do pára-brisa. Os controladores de temperatura operam entre 90ºF e 110º F, para manter a temperatura média desejada das superfícies de aquecimento do pára-brisa. Quando for selecionada a posição NORMAL, o controlador automático de temperatura tenta manter a temperatura de pré-aquecimento em aproximadamente 90ºF a 110º F. Faz assim energizando o relé de baixa temperatura como necessário. Neste modo, o pára-brisa inteiro será aquecido (figura 10.10).


Quando for selecionada a posição HI, o controlador automático de temperatura tenta manter a temperatura de pré-aquecimento entre 90ºF a 110ºF. Neste modo, entretanto, o controlador energizará o relé de alta temperatura, o qual aplica um calor elétrico concentrado nas áreas mais essencial da visão do pára-brisa. Neste modo, os párabrisas têm uma elevação de temperatura de aproximadamente 2/3 a mais do que sua parcela externa (figura 10.11).

O circuito da corrente elétrica de cada sistema é protegido por um disjuntor de 50 ampères situados no armário elétrico de distribuição dos disjuntores. Os circuitos de controle do calefator do pára-brisa são protegidos com disjuntores de 5 ampères situados em um painel montado no anteparo dianteiro (adiante à esquerda do painel inferior do piloto). O calor do pára-brisa pode ser usado a qualquer hora e dentro de algumas combinações. O uso do aquecedor do pára-brisa, entretanto, pode causar erros na bússola magnética por causa do campo elétrico criado pelos elementos de aquecimento. No caso de formação de crosta de gelo nos pára-brisas durante condições de alta formação de gelo sustentadas, pode ser necessário reduzir a velocidade aerodinâmica a fim manter o párabrisa longe dessa formação de gelo.

AQUECIMENTO DA ENTRADA DE AR DO MOTOR – TIPO 1 Bordas metálicas, ao redor de cada entrada de ar do motor, são aquecidas eletricamente para impedir a formação de gelo durante o vôo em climas adversos. As entradas são aquecidas por elementos elétricos, na configuração original, controlados por dois interruptores HEAT, localizado no painel inferior direito do piloto, com as inscrições ENG LIP BOT – LEFT – RIGHT. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Força elétrica para cada borda metálica é levada por meio de disjuntores individuais de 25 amperes localizados no painel dos disjuntores, próximo ao chão. Quando o interruptor de controle está na posição ligado, um relé completa o circuito para cada borda metálica. Um relé trava o aquecimento elétrico ao longo do degelo do pára-brisa e do degelo da hélice. Como as bordas metálicas têm uma alta capacidade de aquecimento, um dano pode resultar se não existir um fluxo de ar suficiente sobre elas. Os relés são aterrados através de micro-interruptores localizados no trem de pouso direito. Com o amortecedor comprimido, o circuito do relé estará aberto, desenergizando o relé e abrindo o circuito das bordas metálicas.

AQUECIMENTO DA ENTRADA DE AR DO MOTOR – TIPO 2 Bordas metálicas, ao redor de cada entrada de ar do motor, são aquecidas pelos gases quentes da exaustão para impedir a formação de gelo durante o vôo em climas adversos (figura 10.12).

Um coletor localizado no exaustor de escapamento esquerdo do motor desvia uma pequena parcela dos gases quentes da exaustão para baixo, forçando para que sigam caminho por um tubo oco localizado nas bordas que cerca a entrada de ar do motor. Os gases são expelidos através de outro tubo localizado no exaustor de escapamento direito do motor, onde são liberados para fora junto com os gases de exaustão do motor. O calor sempre circulará através das bordas metálicas sempre que o motor estiver em funcionamento.

SISTEMA DE SEPARAÇÃO INERCIAL DO MOTOR Um sistema de separação inercial é instalado em cada motor a fim de prevenir a ingestão de gelo ou outros objetos estranhos, tais como poeira ou areia. Na entrada de ar do motor pode existir um acúmulo de gelo na tela de entrada do motor. Um sistema manual de palhetas (figura 10.13) é ativado por uma alavanca em forma de “T” localizado sob o painel inferior do piloto. Elas devem ser fechadas (retraídas) durante condições de vôos normais. Em temperaturas acima de +5ºC, as palhetas de separação inercial devem ser colocadas na posição RETRACT, já que será pouco provável que aconteça a formação de gelo na aeronave.


Quando voando em condições de congelamento, o separador inercial deverá estar na posição EXTEND (figura 10.14). As palhetas do separador inercial vão ser posicionadas para criar um efeito Venturi e introduzir um fluxo repentino dentro do motor.

Como as partículas de gelo e gotas de água entram pela entrada de ar do motor, o fluxo de ar com essas partículas é acelerado pelo efeito Venturi. A aceleração dessas partículas separa as partículas com inércia maior, que conseqüentemente, são descarregadas para o exterior através de uma porta de desvio.

CONTROLE DAS PALHETAS DE DEGELO As palhetas de desvio de gelo são estendidas ou retraídas simultaneamente através de um sistema do enlace, conectados a atuadores elétricos. Os atuadores são energizados através dos interruptores ICE PROTECTION, situado no painel inferior esquerdo do piloto (figura 10.15). Os interruptores das ICE VANE estendem os separadores na posição de funcionamento e retraia-os na posição de repouso, que é usado para todas as operações do vôo normal.

As palhetas de desvio de gelo sempre devem ser manualmente comandadas pelo piloto quando houver umidade visível em +5ºC, ou menor. Quando as palhetas de desvio de gelo são prolongadas, dois sinais luminosos verdes se iluminarão. Como o fluxo de ar no motor será mais restrito, haverá uma ligeira redução no torque e um pequeno aumento no ITT. Quando as palhetas de desvio de gelo e as portas do desvio são retraídas, os sinais luminosos se apagarão, o torque será restaurado e o ITT voltará para o valor anterior. As palhetas de desvio de gelo são controladas por interruptores individuais, um para cada motor, localizado no painel inferior esquerdo do piloto. Os interruptores LEFT ENGINE ANTI-ICE e RIGHT ENGINE ANTI-ICE, tem as posições ON e OFF. Em algumas aeronaves também podem existir as posições STANDBY e MAIN. Os atuadores têm motores duplos para fornecer um sistema redundante. O interruptor dos atuadores permitem a seleção do motor MAIN ou do motor STANDBY. Esses atuadores são providos de circuitos diferentes e independentes mas compartilham do mesmo sistema. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

As palhetas de desvio de gelo têm somente duas posições; não há nenhuma posição intermediária. O sistema é monitorado pelos sinais luminosos L ENG ANTI-ICE e R ENG ANTI-ICE e também pelos sinais luminosos L ENG ICE FAIL e R ENG ICE FAIL (figura 10.16). A iluminação das luzes amarelas indica que o sistema está atuando.

O sinal luminoso L ENG ICE FAIL ou R ENG ICE FAIL indica que o sistema não está operando na posição desejada. Também indicam a perda de corrente elétrica, visto que a iluminação atrasada indica um atuador inoperante. O circuito luminoso ENG ICE FAIL compara a posição de interruptor do ANTI-ICE aos micro-interruptores, verificando a palheta de desvio de gelo se está aberta ou fechada. Após 35 segundos de atraso, o sinal luminoso iluminará se a posição do interruptor e os micro-interruptores não estiverem de acordo. Além disso, se a fonte de energia para o sistema do atuador selecionado (MAIN ou STANDBY) for removida, o sinal luminoso ICE VANE FAIL se iluminará imediatamente. Em outro evento, o atuador STANDBY deverá ser selecionado.

SISTEMA DE IGNIÇÃO AUTOMÁTICA NO MOTOR O sistema de ignição automática no motor proporciona ignição automática ao motor a fim de prevenir a perda de potência do motor devido a uma falha na combustão. Quando armado, o sistema assegura uma ignição extra durante as fases de decolagem, pouso, turbulência e penetração de gelo ou condições de precipitação. Se o gelo ou chuva causarem um apagamento no motor, o sistema de auto-ignição irá, automaticamente, reacender o motor. Os interruptores usados para armar o sistema de auto-ignição estão localizados no painel inferior do piloto, logo a esquerda da coluna de controle (figura 10.17). O sistema é ativado movendo-se os interruptores para a posição ARM. Quando o torque do motor estiver acima de 425 Lbs/pés, duas luzes verdes, localizadas imediatamente abaixo dos interruptores, vão acender e permanecerão acesas enquanto o sistema estiver armado. Cada interruptor deve ser levantado acima de um batente antes que ele possa ser comandado para a posição ARM ou para fora desta posição. Esse calço previne um movimento inadvertido para a posição OFF.

Se por alguma razão o torque do motor cair abaixo de 400 Lbs/pés, uma força energiza o ignitor do motor. Com isso, o anunciador IGNITION ON, no painel, vai acender indicando que o sistema de ignição está energizado. Ao mesmo tempo, a luz ARM vai se apagar dando uma indicação de que o sistema de ignição está funcionando. Durante a operação no solo, o sistema deve ser desligado para prolongar a vida útil das unidades ignitoras. A auto-ignição deve ser ligada para a decolagem, pouso, vôos em condições de gelo, e a noite, em vôos acima de 14.000 pés MSL. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA DE DEGELO ELÉTRICO DAS HÉLICES Duas configurações existem no King Air para o sistema de aquecimento das hélices. Cada um deles proporciona BOOTS aquecidos eletricamente para cada pá das hélices, anéis, conjunto de escovas, um temporizador (TIMER), interruptor ON-OFF, e um amperímetro. Entretanto, as diferenças estão nos Boots de aquecimento das pás das hélices, na seqüência do temporizador e no sistema de operação manual (figura 10.18).

Antes do Nº de série LJ-954, exceto LJ-670, LW-1 e seguintes: Cada Boot das pás das hélices é dividido em um segmento interno e um segmento externo. Quando a chave disjuntor está ligada, a seqüência é controlada pelo temporizador, controlando os elementos externos direitos, elementos internos direitos, elementos externos esquerdos e elementos internos esquerdos. Força elétrica é aplicada para os elementos em aproximadamente 30 segundos, cada. Para monitorar a operação normal do sistema de degelo elétrico na hélice, o amperímetro de degelo, localizado no painel inferior esquerdo do piloto, deve registrar: King C90A Î de 14 a 18 amperes, por aproximadamente 30 segundos. Uma leve trepidação e novamente estabiliza entre 14 e 18 amperes. Um ciclo completo deve precisar de aproximadamente 2 minutos para se completar. King C90B Î de 18 a 24 amperes, por aproximadamente 90 segundos. Uma leve trepidação e novamente estabiliza entre 18 e 24 amperes. Um ciclo completo deve precisar de aproximadamente 3 minutos para se completar. LJ-670, LJ-954 e seguintes: Quando o interruptor for ligado, o amperímetro registra a quantidade de corrente (14 a 18 ou 18 a 24 amperes) passando através do sistema. Se a corrente aumentar acima das limitações da chave, um disjuntor integral vai cortar a força para o temporizador do degelador. A corrente flui do temporizador através do conjunto das escovas para os anéis, onde eles vão distribuir para os Boots degeladores individuais das hélices. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

EM QUALQUER CONFIGURAÇÃO, O DEGELADOR DA HÉLICE NÃO DEVE SER OPERADO QUANDO AS HÉLICES ESTIVEREM PARADAS. AS SEQÜÊNCIAS DE AQUECIMENTO AOS BOOTS, A FIM DE IMPEDIR A FORMAÇÃO DE GELO NAS HÉLICES, ESTARÃO EM TOTAL EVIDÊNCIA DURANTE A OPERAÇÃO NORMAL. O calor produzido pelos elementos aquecedores nos Boots degeladores, permite que o gelo seja removido pela força centrífuga das hélices. Força para os Boots degeladores é ciclado em fase de 90 segundos. A primeira fase de 90 segundos aquece todos os Boots degeladores da hélice direita. A segunda fase aquece todos os Boots degeladores da hélice esquerda. O temporizador degelador completa um ciclo inteiro a cada 3 minutos. Quando o temporizador degelador se move de uma fase para a próxima, uma deflexão momentânea da agulha do amperímetro da hélice pode ser notada.

LUZES DE GELO DAS ASAS Luzes de gelo nas asas são proporcionadas para iluminar o bordo de ataque das asas a fim de determinar a formação de gelo em condições de congelamento. As luzes das asas são localizadas no lado externo de cada nacele. O interruptor está localizado no painel inferior direito do piloto no grupo LIGHTS, logo acima do grupo ICE PROTECTION (figura 10.19).

As luzes de gelo nas asas podem ser usadas como necessário em vôos à noite a fim de verificar o acúmulo de gelo nas asas. As luzes de gelo das asas operam a uma alta temperatura e por isso não devem ser usadas por períodos prolongados enquanto a aeronave estiver no solo.

PRECAUÇÕES DURANTE CONDIÇÕES DE CONGELAMENTO Existem algumas precauções as quais devem ser tomadas durante certas condições de congelamento ou no inverno. Uma aeronave precisa de cuidados especiais e inspeções antes da operação em climas frios ou que tenha um potencial de congelamento. Em adição a inspeção exterior normal, uma atenção especial deve ser tomada em áreas onde o gelo pode acumular. Os pilotos devem estar familiarizados com o prejuízo potencial que uma fina camada de gelo, aparentemente inofensiva, pode causar. Não é a espessura do gelo o problema, e sim sua textura. Uma superfície levemente irregular pode decrescer substancialmente o fluxo de ar adequado sobre as asas e estabilizadores. Nunca subestime os efeitos danosos do gelo. Todo gelo deve ser removido dos bordos de ataque das asas, estabilizadores e hélices antes de se mover a aeronave. As superfícies de controles, dobradiças, o pára-brisa, tubos de Pitot, tampas de tanque de combustível e ventilações devem ser verificadas se estão livres de gelo. O fluido de degelo deve ser usado quando necessário. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Os drenos de combustível devem ser testados quanto ao fluxo livre. A água no sistema de combustível tem uma tendência de condensar mais rapidamente durante os meses de inverno, e se não for checado, grandes quantidades de umidade podem acumular nos tanques de combustível. A umidade não é sempre assentada no fundo do tanque de combustível. Ocasionalmente uma camada fina de combustível pode estar abaixo de uma grande massa de água a qual pode enganar o testador. Tenha certeza de que uma amostra de uma boa quantidade de combustível seja drenada. Também é importante adicionar a quantidade correta de aditivo anti-congelante no combustível. Uma concentração muito grande de aditivo não assegura temperaturas de congelamento do combustível menores, e pode atrapalhar a performance do motor durante o vôo. Consulte a seção de Procedimentos Normais do livro de Operação do Piloto (POH) para determinar a quantidade correta. Os freios e os contatos dos pneus no solo devem ser checados quanto ao travamento. Nenhum lubrificante a base de óleo contendo solução anti-gelo deve ser usado nos freios. Se os pneus estiverem congelados no solo, use um fluido de degelamento não diluído ou um aquecedor no solo para derreter o gelo ao redor do pneu, então mova a aeronave tão logo os pneus estiverem livres. O aquecimento aplicado aos pneus não deve exceder 160ºF ou 71ºC. As amarras para as hélices devem ser instaladas para assegurar que não haja dano nos componentes internos do motor que não estão lubrificados quando os motores não estão operando. O giro das hélices também pode ser uma fonte de perigo para a tripulação, os passageiros e ao pessoal de suporte no solo. As pás das hélices seguras em suas posições de amarras canalizam a umidade para baixo das pás, passa o cubo das hélices, saindo através da pá inferior, dando assim uma maior eficiência do que em qualquer outra posição ou quando deixada sem as amarras. Durante as condições particularmente geladas no solo, os cubos das hélices devem também ser inspecionados quanto ao acúmulo de gelo e neve. Os tubos de Pitot devem sempre ser cobertos enquanto a aeronave estiver descansando. As coberturas devem somente ser removidas tendo a certeza de que ambos os tubos e drenos estejam livres de gelo ou água. Leituras falsas podem ser obtidas se eles estiverem obstruídos. Durante períodos extensos de taxi ou giro no solo, o sistema de auto-ignição deve ser desligado até um pouco antes da decolagem. Isto vai ajudar a prolongar a vida útil das unidades ignitoras. Neve ou água gelada diminui a performance da aeronave, tanto na decolagem como no pouso. Durante uma decolagem, maior o espaço de corrida será necessário para atingir a velocidade de decolagem necessária, enquanto que no pouso o espaço de corrida é maior devido à efetividade reduzida dos freios. Somente os degeladores das superfícies (BOOTS) são os degeladores verdadeiros. Os restantes são realmente anti-congelante e devem ser usados para prevenir a formação de gelo, não para derreter o gelo já presente. Gelo acumulado, mesmo para uma aeronave bem equipada, vai diminuir sua performance e modificar os cálculos de combustível e tempo usados nos planos de vôos. Uma velocidade mínima de 140 nós é necessária para prevenir a formação de gelo no lado inferior da asa, o qual não pode ser degelado adequadamente. Devido à distorção dos contornos das asas, a velocidade do ar para Estol deve ser esperada que aumente com o gelo acumulado na aeronave. Por essa mesma razão, os avisos de indicação de Estol não serão corretos e não devem ser levados em consideração. Mantenha uma margem confortável da velocidade do ar acima da velocidade do ar normal para o Estol quando o gelo estiver acumulado na aeronave. Para prevenir o acúmulo de gelo em superfícies não protegidas das asas, mantenha um mínimo de 140 nós durante operações em condições onde há a suspeita de congelamento. No caso de congelamento do pára-brisa, pode ser necessária uma redução na velocidade do ar. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Durante o vôo, as palhetas de remoção de gelo no motor (separador inercial) devem ser extendidas e as luzes anunciadoras apropriadas devem ser monitoradas quando: - Antes da unidade visível é encontrada em OAT +5ºC ou abaixo. - À noite, quando a liberdade de umidade visível não é assegurada e a OAT é +5ºC ou abaixo. Durante vôos em condições de congelamento, o aquecimento da ventilação de combustível, aquecimento do tubo de Pitot, degelador da hélice, aquecedor do pára-brisa e aquecedor de aviso de Estol devem todos estar ligados (ON).


CAPÍTULO 11 SISTEMA DE CONDICIONAMENTO DE AR INTRODUÇÃO Conforto e segurança conveniente aos passageiros são itens de fundamental importância, por isso este capítulo vem para ensinar os tripulantes sua operação de forma eficaz e dentro dos limites do sistema.

DESCRIÇÃO Esta seção descreve o sistema ambiental de forma a apresentar uma descrição detalhada do sistema de ar condicionado, sangria de ar, aquecimento e sistema de ar refrigerado. Cada sistema inclui uma descrição geral, princípio do funcionamento, controles, e procedimentos de emergência.

SISTEMA DE CONDICIONAMENTO DE AR O sistema de condicionamento de ar refere-se aos dispositivos nos quais se controla o condicionamento do ar, no caso de pressão. Além de assegurar uma circulação de ar, esse sistema controla a temperatura pela utilização de aquecedores e refrigeradores, conforme necessário. O sistema de condicionamento de ar consiste na pressurização do ar de sangria, sistemas de aquecimento e resfriamento e seus respectivos controles associados. O sistema de condicionamento de ar no King Air usa ar sangrado do motor da turbina para a pressurização e aquecimento da cabine. O sistema de condicionamento de ar (figura 11.1), comandado pelo sistema elétrico, proporciona ar frio para a cabine da aeronave. A seção de controle do sistema de condicionamento de ar, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto (Figura 11.2) proporciona um controle manual ou automático desse sistema. Essa seção contém todos os controles principais das funções de condicionamento, tais como: • • • • • •

Interruptor da válvula de sangria de ar; Interruptor de controle do ventilador de ar; Interruptor de temperatura manual para o controle da válvula de controle da temperatura da cabine no trocador de calor ar-ar; Controle de nível de temperatura da cabine; Interruptor seletor de modos de temperatura da cabine, para seleção automática de arrefecimento ou aquecimento, manual, automático ou desligado; Interruptor de controle de aquecimento elétrico. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Os controles manuais (figura 11.2), no painel inferior de instrumentos principais, podem ser utilizados para regular o conforto da cabine de comando quando a cortina de divisão da cabine de comando estiver ou não fechada e o nível de conforto da cabine for satisfatório. São eles: • Controle de ar do piloto (figura 11.3). • Degelador de ar (figura 11.4). • Controle de ar na cabine (figura 11.5). • Controle de ar do co-piloto (figura 11.6). Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Figura 11.3 – Controle de Ar para o Piloto

Figura 11.4 – Botões de controle de Degelo

Figura 11.5 – Controle de Ar na Cabine

Figura 11.6 – Controle de Ar para o Co-Piloto

A posição totalmente para fora de todos esses controles vai proporcionar o aquecimento máximo da cabine de comando e a posição totalmente para dentro vai proporcionar o aquecimento mínimo da cabine de comando.

O sistema de condicionamento de ar, pressurização e aquecimento operam em conjunto um com o outro ou como sistemas separados, independente, para manter a altitude pressão e a temperatura do ar da cabine. Os compartimentos ocupados são pressurizados, aquecidos ou resfriados através de arranjos de dutos comuns. A ventilação pode ser obtida durante um vôo não pressurizado através de uma entrada de ar de impacto localizada no lado lateral esquerdo do nariz do avião (figura 11.7). Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA DE VENTILAÇÃO E AR FRESCO NA CABINE A ventilação e o ar fresco na cabine são fornecidos de duas fontes distintas. A saber: • •

Tomada de ar no modo pressurizado. Tomada de ar no modo não pressurizado.

No modo pressurizado, o sistema de aquecimento do ar externo drenado é misturado com o ar interno da cabine, entrando na cabine do piloto através das tomadas tipo “globo ocular”, localizados no painel dos pilotos (figura 11.8) e através da tomada de ar do assoalho (figura 11.9). O volume de ar que entra pela tomada do assoalho é regulado usando-se o botão de controle de ar da cabine, situado no painel inferior do co-piloto.

Figura 11.8 – Tomada de ar “globo ocular”

Figura 11.9 – Tomada de ar do Assoalho

No modo não pressurizado, o ar ambiente é obtido através de uma fenda lateral localizada no lado esquerdo do nariz do avião (figura 11.10). Durante a operação pressurizada, um eletroímã, encontrada no interior do compartimento de instrumentos, força essa fenda lateral para a posição fechada (CLOSED). Durante o modo não pressurizado, o ar entra pela entrada de ar lateral esquerda, liberada pelo eletroímã. O ar circula na cabine forçado pelo ventilador do evaporador, misturando-se com o ar que vem de fora, e é canalizado em torno do aquecedor elétrico e misturado pelo duto da tomada do teto. O ar canalizado é distribuído individualmente a cada membro da cabine (figura 11.11) através de várias tomadas individuais do tipo “globo ocular”, uma unidade para cada indivíduo, no teto da cabine (figura 11.12) e pode ser direcionalmente controlada movendo o soquete do “globo ocular”. A vazão de ar é regulada torcendo no sentido horário ou anti-horário para abrir ou fechar a tomada.


Figura 11.11 – Ventilação aos Passageiros

Figura 11.12 – Ventilação aos pilotos

SISTEMA DE AQUECIMENTO DE AR DRENADO A pressão de ar para a pressurização e aquecimento da cabine de passageiros e dos tripulantes, para operação dos instrumentos, movimento dos lemes de direção e as superfície de degelo são obtidos através de ar drenando do estágio P3 do compressor de cada motor. Quando o ar é comprimido, sua temperatura aumenta. Conseqüentemente, o ar drenado extraído da seção P3 do compressor de cada motor, com propósito de pressurização, é quente. Este aquecimento é utilizado para o aquecimento da cabine. O ar de sangria P3 do motor é enviado do motor para a unidade de controle do fluxo, montada na parede de fogo. O ar sangrado de qualquer um dos motores vai manter o ar adequado para pressurização, aquecimento, sistema de degelo e instrumentos, mesmo no caso de um dos motores falharem. O ar sangrado e o ar ambiente da entrada da carenagem são misturados pela unidade de controle de fluxo, e são direcionados para a parte traseira da parede de fogo, do lado de dentro de cada nacele, e de lá para a seção central frontal da longarina principal. Quando o interruptor de segurança (micro-interruptor) do trem de pouso esquerdo estiver na posição retraída (posição solo), a válvula de ar ambiente, (figura 11.13) em cada unidade de controle de fluxo, estará fechada. Conseqüentemente, somente ar de sangria é liberado para o duto de ar de sangria do condicionamento de ar, quando a aeronave estiver no solo. A exclusão do ar ambiente permite um rápido aquecimento da cabine durante operações de tempo frio. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Em vôo, a válvula de ar ambiente está aberta, e quando o ar ambiente estiver com temperatura acima de 30ºF, será misturado ao ar de sangria do motor na unidade de controle de fluxo. Durante a operação em tempo quente, o ar de sangria do motor que vai para dentro da cabine, pode ser bloqueado pela colocação do interruptor da válvula de ar sangrado, localizado no painel inferior do co-piloto, na posição CLOSED. Fechando as válvulas de ar sangrado, previne que o ar de sangria quente entre na área da cabine, maximizando a operação do condicionamento de ar. O calor no ar pode tanto ser retido para aquecimento da cabine como dissipado para resfriamento, quando o ar passa através da seção central da fuselagem. Se a mistura de ar sangrado para o sistema é muito quente, para o conforto da cabine, a válvula de desvio do controle de temperatura da cabine (figura 11.14) direciona algum ou todo esse ar através do trocador de calor ar-ar, localizado na seção central da asa.


A posição do abafador na válvula de desvio do controle de temperatura da cabine é determinada pelo posicionamento dos controles do grupo ENVIROMMENTAL no painel inferior do co-piloto. Uma entrada de ar no bordo de ataque das asas internas leva o ar de impacto para dentro do trocador de calor para a refrigeração do ar sangrado. Dependendo da posição das válvulas de desvio do controle de temperatura da cabine, um maior ou menor volume de mistura de ar sangrado vai ser jogado através ou ao redor do trocador de calor. A temperatura do ar fluindo através do trocador de calor é mais baixa quando o calor é transferido para as aletas de refrigeração, as quais são resfriadas pelo fluxo de ar de impacto através das aletas do trocador de calor. Após deixar o trocador de calor, o ar de impacto é direcionado através de uma abertura no lado inferior da asa. O ar de sangria condicionado deixa ambas (direita e esquerda) válvulas de desvio do controle de temperatura da cabine é então direcionado para dentro de um silenciador simples, localizado sob a parte frontal direita da longarina principal, a qual assegura uma operação silenciosa do sistema de ar de sangria do condicionamento. A mistura de ar é então jogada do silenciador para dentro de um plenum misturador, localizado sob os pés do co-piloto. Uma partição divide o plenum misturador em duas seções. Uma seção abastece o duto de saída do chão e a outra abastece o duto de saída do teto. Ambas as seções recebem ar recirculado da cabine da ventoinha do ventilador. O ar passa através do evaporador, tal que ele irá ser resfriado se o condicionador de ar estiver operando. No caso da ventoinha do ventilador se tornar inoperante, algum ar vai ser circulado, através de um duto do lado de descarga do plenum misturador. O duto de ar de sangria de condicionamento é direcionado para dentro da seção do duto do chão do plenum misturador, então vira para trás para descarregar ar de sangria do condicionamento em direção à parte traseira da seção do duto do chão do plenum misturador. A frente final de descarga do duto do ar de sangria do condicionamento de ar quente (figura 11.15) é barrado e lançado para o topo do plenum misturador e é liberado para o duto de aquecimento do piloto/co-piloto, o qual é localizado abaixo do painel de instrumentos. Uma saída de cada final desse duto é proporcionada para liberar ar quente para o piloto e o co-piloto. Em cada saída de ar, um amortecedor, controlado mecanicamente, permite que o volume de fluxo de ar seja regulado. O amortecedor do piloto é controlado pelo botão PILOT AIR (figura 11.3) localizado no painel inferior esquerdo do piloto, na borda externa da coluna de controle. O amortecedor do co-piloto é controlado pelo botão COPILOT AIR (figura 11.6), localizado no painel inferior direito do co-piloto, na borda externa da coluna de controle. O botão de controle DEFROST AIR (figura 11.4) está localizado no painel inferior direito do piloto, na parte interior da coluna de controle. Este botão controla uma válvula na parte da frente do duto de aquecimento do piloto/co-piloto o qual admite ar para os dois dutos que liberam o ar quente para o degelador, localizado logo abaixo do pára-brisa, no topo do pára-sol. Um plenum de ar construído dentro do pára-sol alimenta a fonte de ar para as saídas tipo “globo ocular” do pára-sol do piloto e co-piloto, logo o uso do botão de controle DEFROST AIR também controla o ar para as saídas tipo “globo ocular”. O restante do ar do duto de ar sangrado do condicionamento é descarregado dentro da seção do duto de saída dos rodapés do plenum misturador e misturado com o ar recirculado da cabine. Essa mistura do ar passa através da válvula de controle de ar da cabine. Essa válvula é controlada pelo botão de controle CABIN AIR (figura 11.5) localizado no painel inferior do co-piloto, abaixo da borda da coluna de controle. Quando esse botão é puxado Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

para fora, somente uma quantidade mínima de ar vai ser permitida passar através da válvula, aumentando a quantidade de ar disponível para as saídas de ar do piloto e do co-piloto, e para o degelador. Quando esse botão é empurrado totalmente para dentro, a válvula é aberta e o ar do duto vai ser direcionado para os registros de saída dos rodapés na cabine.

AQUECEDOR ELÉTRICO

Um aquecimento adicional é disponível a partir de oito elementos aquecedores elétricos (figura 11.16), trabalhando a uma taxa de 1.000 watts cada. Os oitos elementos aquecedores elétricos (figura 11.17) são divididos em dois conjuntos com 4 elementos cada. Um desses conjuntos proporciona calor para operação normal em NORMAL HEAT e ambos os conjuntos combinados para operação em GROUND MAX HEAT. Também há uma saída máxima disponível somente na operação solo, em GROUND MAX HEAT e somente quatro elementos são disponíveis durante o vôo. O sistema elétrico da aeronave é protegido contra sobrecargas por um circuito de trava que previne o uso do aquecedor elétrico durante a operação do sistema de degelo das hélices ou dos pára-brisas.

O interruptor ELEC HEAT (figura 11.18), localizado no grupo ENVIROMMENTAL no painel inferior do co-piloto, tem três posições: GND – MAX – NORM – OFF. Esse interruptor é um solenóide seguro na posição GND MAX no Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

solo e cai para a posição NORM quando o micro-interruptor de segurança do trem de pouso estiver aberto. Isto proporciona um aquecimento máximo elétrico para o aquecimento inicial da cabine. Se o uso de todos os elementos aquecedores não é necessário para o aquecimento inicial, como na posição GND MAX, o interruptor pode ser colocado na posição NORM, usando somente 4 elementos. Na posição NORM os quatro elementos aquecedores, suplementa automaticamente o aquecimento do ar sangrado, em conjunto com o termostato da cabine. A posição OFF desliga todos os aquecedores elétricos, deixando somente o ar sangrado para abastecer o aquecimento da cabine.

SISTEMA DE REFRIGERAÇÃO A refrigeração da cabine é proporcionado pelo sistema de refrigeração de ciclo do refrigerante gás-vapor consistindo de: • • • • • • •

Um compressor comandado por uma cinta, instalado no nariz do avião. Um rolo condensador. Uma ventoinha condensadora. Um evaporador. Um receptor-secador. Uma válvula de expansão. & Uma válvula de controle de aquecimento da cabine.

O ar é mandado para o rolo condensador, depois ao receptor-secador, depois para a válvula de expansão, após para a válvula de controle de aquecimento da cabine, depois para o evaporador, os quais todos estão localizados no nariz da aeronave (figura 11.19). A taxa de saída da instalação normal no nariz da fuselagem é de 16.000 BTU.

O evaporador utiliza uma válvula de controle de aquecimento a gás-quente da cabine, e é operada por um solenóide a fim de prevenir o congelamento. Uma chave térmica de 33ºF no evaporador controla a válvula solenóide. A ventoinha do ventilador sopra o ar da cabine recirculando através do evaporador, dentro de um plenum de mistura, e dentro de ambas as saídas do rodapé e do teto (dutos). Se o modo refrigeração estiver operando, um refrigerante vai circular através do evaporador e o ar que sair vai passar a ser frio, dessa forma, todo o ar que entra no duto de saída do teto vai sair frio. Esse ar é descarregado através dos bicos de saída do tipo “globo ocular” na cabine de comando e de passageiros. Caba bico é móvel, de tal modo que o fluxo de ar pode ser direcionado como desejado. Quando o bico é r[girado, um abafador abre ou fecha para regular o volume do fluxo de ar. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

O ar frio vai entrar no duto de saída do rodapé, proporcionando pressurização para a cabine. Ar sangrado do condicionamento mais quente também pode entrar no duto de saída dos rodapés a qualquer hora, bastando que a válvula BLEED AIR esteja na posição OPEN. O ar pressurizado é descarregado nas saídas do teto e já não mais importa qual o modo de temperatura que está em uso. Uma ventoinha no condensador, na seção do nariz, leva ar ambiente através do condensador quando o condicionador de ar estiver funcionando. O receptor-secador e seu mostrado (figura 11.20) está localizado na parte superior do compartimento do trem de pouso.

A seção de controle do sistema de condicionamento de ar no painel inferior do co-piloto (figura 11.2) proporciona um controle automático ou manual do sistema. Essa seção contém todos os controles principais de função de condicionamento ambiental: • • • • • • •

Interruptor das válvulas de ar de sangria. Interruptor de controle de ventoinha do ventilador. Um interruptor manual de controle da temperatura para controlar a temperatura da cabine nos trocadores de calor ar-ar. Controle do nível da temperatura da cabine. Interruptor seletor da temperatura da cabine para seleção de aquecimento ou resfriamento automático. Aquecimento ou resfriamento, manual ou desligado. Interruptor de controle do aquecimento elétrico.

Quando os controles manuais adicionais no painel inferior dos instrumentos principais podem ser utilizados para a regulação parcial do conforto na cabine de comando, quando a cortina de partição da cabine de comando estiver fechada, o nível de conforto da cabine será satisfatório. Eles são: • • • •

Ar do piloto. Ar de degelamento. Ar da cabine. Ar do co-piloto.

A posição totalmente para fora de todos esses controles vai proporcionar o aquecimento máximo para a cabine de comando, e a posição totalmente para dentro vai proporcionar o aquecimento mínimo para a cabine de comando. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Para vôos em climas quentes, tais como vôos em baixa altitude e curtos no verão, todas as aberturas dos rodapés da cabine e das saídas do teto devem ser totalmente abertos para a refrigeração máxima. Para vôos em climas frios, tais como vôos em grandes altitudes, vôos à noite e vôos em clima frio, as saídas do teto devem estar todas fechadas e as saídas dos rodapés totalmente abertas para um aquecimento máximo da cabine.

MODO DE CONTROLE AUTOMÁTICO Quando o interruptor seletor CABIN TEMP MODE (figura 11.21), no painel inferior do co-piloto, estiver na posição AUTO, os sistemas de condicionamento de ar e aquecimento funcionam automaticamente. O sistema é conectado a uma caixa de controle por meio de um circuito ponte de balanceamento. Se a temperatura da cabine tiver Sido selecionada para mais quente, o controle de temperatura automático modula as válvulas de controle do aquecimento da cabine, uma de cada vez, para permitir que ar aquecido seja desviado dos trocadores de calor ar-ar, na seção central da asa. Esse ar de sangria quente é então trazido para dentro da cabine onde ele é misturado com o ar recirculado da cabine no duto do rodapé, no chão abaixo do co-piloto. O sistema de controle de temperatura automático vai então modular as válvulas de controle de aquecimento da cabine para manter a temperatura apropriada do ar da sangria que entra na cabine.

Figura 11.21 – Interruptor CABIN TEMP MODE

Figura 11.22 – Interruptor CABIN TEMP INCR

Quando o controle automático alterna entre o sistema de condicionamento no modo de aquecimento para o modo de resfriamento, as válvulas de controle de aquecimento da cabine se movem em direção a posição de refrigeração (o ar sangrado passa através do trocador de calor ar-ar). Quando a válvula esquerda alcança a posição totalmente fria, o sistema de condicionamento de ar vai começar o resfriamento. Quando a válvula de controle de aquecimento da cabine é movida em, aproximadamente, 30º em direção à posição de aquecimento, o sistema de condicionamento de ar desliga, prevenindo uma reciclagem desnecessária do sistema de condicionamento de ar. No C90 o controle CABIN TEMP INCR (figura 11.22), localizado no painel inferior do co-piloto, proporciona regulagem do nível de temperatura quando estiver selecionado o modo AUTO. Uma unidade sensora de temperatura na cabine, em conjunto com o ajuste de controle, inicia um comando de frio e calor para o controlador de temperatura, dependendo das necessidades de condicionamento de ar no vaso de pressão.

MODO DE CONTROLE MANUAL Quando o seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição MAN HEAT ou em MAN COOL, a regulagem da temperatura é acompanhada manualmente pela colocação momentânea do interruptor MANUAL TEMP (figura 11.23) para qualquer posição DECR ou INCR, caso desejado. Quando esse interruptor for liberado, ele vai retornar para o centro (sem mudanças). Movendo-se esse interruptor para as posições DECR ou INCR resulta na modulação das válvulas de controle de aquecimento da cabine nas linhas de ar sangrado. Permite, aproximadamente, 30 segunManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

dos por válvula (1 minuto, tempo total) para a válvula se mover de calor total para a posição frio total e somente uma válvula se move de cada vez. O movimento dessas válvulas varia com a quantidade de ar sangrado, que é mandado através do trocador de calor ar-ar. Conseqüentemente, a temperatura do ar sangrado que entra na cabine vai variar. Esse ar sangrado se mistura com o ar recirculado da cabine (o qual vai ser condicionado se o sistema de refrigeração estiver operando) no plenum misturador, e então levado para as entradas de ar dos rodapés. Como resultado, a temperatura da cabine vai variar de acordo com a posição das válvulas de controle de aquecimento da cabine, se o ar condicionado estiver ou não em funcionamento. Quando o seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição MAN COOL, o sistema de condicionamento de ar vai funcionar, até que se desligue ou quando o evaporador alcançar 33ºF, quando o sensor térmico do ar condicionado irá desligar.

Figura 11.23

Figura 11.24

Figura 11.25

CONTROLE DE AR SANGRADO DO MOTOR O ar sangrado que entra na cabine é controlado por dois interruptores (figura 11.24) com a inscrição BLEED AIR VALVES, posições OPEN e CLOSED. Quando esses interruptores estiverem na posição OPEN, a unidade de controle de fluxo e a válvula de ar dos instrumentos pneumáticos estarão abertas. Quando os interruptores estiverem na posição CLOSED, a unidade de controle de fluxo estará fechada e a válvula de ar dos instrumentos pneumáticos estará aberta. Para um máximo resfriamento, quando no solo, coloque os interruptores das válvulas de sangria de ar na posição CLOSED.

CONTROLE DA VENTOINHA DO VENTILADOR A ventoinha do ventilador frontal é controlada pelo interruptor do grupo ENVIROMMENTAL (figura 11.25) com a inscrição VENT BLOWER, posições HIGH, LO e AUTO. Quando esses interruptores estiverem na posição AUTO, a ventoinha do ventilador vai funcionar em baixa velocidade, desde que o seletor CABIN TEMP MODE esteja em qualquer outra posição que não seja a posição OFF. Quando o interruptor VENT BLOWER estiver na posição AUTO e o interruptor seletor CABIN TEMP MODE estiver na posição OFF, a ventoinha não vai funcionar. A qualquer hora que o interruptor VENT BLOWER estiver na posição LO, a ventoinha do ventilador vai funcionar em baixa velocidade, mesmo que o interruptor seletor CABIN TEMP MODE esteja na posição OFF (por exemplo: MANual COOL, MANual HEAT, ou AUTOmatic), com a seguinte exceção: Em qualquer momento em que o interruptor VENT BLOWER estiver na posição HIGH, a ventoinha do ventilador vai funcionar em alta velocidade, independentemente da posição do interruptor seletor CABIN TEMP MODE (por exemplo: MAN COOL, MAN HEAT, OFF, ou AUTO).


CAPÍTULO 12 - SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO INTRODUÇÃO A pressurização é import ant e na aeronave porque ele permit e que a alt it ude da cabine sej a menor que a alt it ude voada pela a aeronave, levando assim ao decréscimo ou eliminação da necessidade de oxigênio suplement ar. Nessa seção o pilot o irá aprender como operar, cont rolar e descobrir uma má função no sistema.

DESCRIÇÃO A seção de pressurização deste manual apresent a a descrição do sist ema de pressurização. A função de vários component es maiores, suas localizações físicas e a operação dos cont roles do sist ema de pressurização t ambém são discut idas. Quando necessário, referências serão feit as ao sist ema de condicionament o de ar e como ele afet a a pressurização.

SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO O sist ema de pressurização do King Air C90A/ B (figura 12.1) foi proj et ado para proporcionar uma condição ambient al na cabine com oxigênio suficient e para a respiração normal, independent e da altitude de vôo da aeronave, até certo teto determinado. Quando a aeronave sobe, a pressão do ar ambient e ext erno diminui em at é, aproximadament e, 12.500 pés, onde se pode suport ar uma respiração normal. O sist ema de pressurização mant ém uma alt it ude int erna na cabine proporcionalment e baixa. A pressão diferencial ent re a pressão int erna da cabine e a pressão do ar ambient e externa é medida em lbs/pol². Como o gráfico de alt it ude da cabine (figura 12.2) most ra sempre que a alt it ude da cabine e a alt it ude da aeronave são iguais, não exist e nenhuma pressão diferencial. Sempre que a pressão da cabine for maior que a pressão ext erna, a pressão diferencial será um número posit ivo. Se a pressão da cabine for menor que a pressão do ar ambient e ext erno, a pressão diferencial é um número negat ivo. O diferencial máximo é definido como uma medida de pressão diferencial posit iva, mais alta do que a estrutura da aeronave pode suportar por um longo período de tempo. O King Air C90A/ B, equipado com o mot or PT6A-21, mant ém um diferencial de 5,0 +/ - 0,1 PSI proporcionando uma alt it ude pressão na cabine de, aproximadament e, 8.500 pés com alt it ude da aeronave a 20.000 pés, e de 12.000 pés com o avião a 30.000 pés. Apesar do vaso de pressão do King Air ser proj et ado para suport ar um máximo diferencial normal maior que 5,0 +/- 0,1 PSI, o diferencial mínimo permissível é de 0. Ist o quer dizer que, a est rut ura da aeronave não foi proj et ada para suportar um diferencial de pressão negativa.

O sist ema de condicionament o de ar e pressurização (figura 12.1) opera em conj unt o, um com o out ro ou como sist emas separados, para mant er a alt it ude pressão e t emperat ura do ar na cabine em valores det erminados. Os compart iment os são pressurizados, aquecidos e resfriados at ravés de um sistema de tubulação comum.

“ Vaso de Pressão” significa a parte da aeronave proj et ada para suport ar pressão diferencial. No King Air, o vaso de pressão vai desde a caverna de pressão diant eira, ent re a cabine de comando e a seção do nariz at é a caverna de pressão t raseira, logo at rás do compart iment o de bagagem. O revestimento exterior faz o selo externo. As j anelas foram proj et adas para suportar esforço máximo. Todos os cabos, fiações elét ricas e t ubulações que passam at ravés das front eiras do vaso de pressão são selados para reduzir vazamentos.

SISTEMA DE DISTRIBUIÇÃO DE AR Ar sangrado da seção P3 do compressor de cada mot or é ut ilizado para pressurizar o vaso de pressão. Uma unidade de cont role de fluxo na nacele de cada mot or cont rola a pressão do ar sangrado e mist ura o ar ambient e com ele, a fim de proporcionar uma mist ura de ar mais frio na função de pressurização. A mistura flui para a válvula de corte de ar sangrado de condicionamento de ar, a qual contém uma válvula solenóide, normalmente fechada.

Essa solenóide é controlado pela chave com a inscrição BLEED AIR VALVES – LEFT ou RIGHT – OPEN – CLOSED no cont role ENVIRONMENTAL (figura 12.3), localizado no painel inferior esquerdo do copiloto. A válvula solenóide estará fechada e não haverá ar sangrado que possa entrar na unidade de cont role de fluxo ou na cabine. Quando a BLEED AIR VALVE estiver na posição OPEN, a válvula solenóide estará eletricamente aberta e a mistura de ar fluirá através da válvula para a unidade de cont role de fluxo. É necessário um controle elétrico para manter a solenóide com o fluxo aberto. Se houver uma complet a falha elét rica, a solenóide irá para a posição fechada. Não entrará mais ar sangrado no vaso de pressão e a pressão da cabine irá diminuir gradativamente. O ar que ent ra na aeronave flui at ravés do dut o de condicionament o de ar sangrado (figura 12.1). O ar nesse dut o de sangria é mist urado com o ar recirculado da cabine (o qual pode ou não ser ar-condicionado) no plenum mist urador; vai at ravés do dut o central para a direção front al at é o dut o de aquecimento de ar para a t ripulação, depois é direcionado para o dut o de saída no chão. Esse ar pressurizado é ent ão int roduzido na cabine at ravés do sist ema de condicionament o de ar. Finalment e, o ar sai do vaso de pressão através da válvula de saída (figura 12.4), localizada na caverna de pressão t raseira. Um silenciador nas válvulas de segurança (figura 12.5) e de saída assegura uma operação silenciosa.

A mistura de ambas as unidades de controle de fluxo de ar pressurizado é distribuída para o vaso de pressão a uma t axa de, aproximadament e, 14 lbs/ min, dependendo da t emperat ura ambient e e da alt it ude pressão. A pressão dent ro da cabine e a razão de mudança da pressão da cabine são reguladas pela válvula de saída de modulação pneumática (figura 12.6) a qual controla a taxa de ar que pode escapar do vaso de pressão. Uma válvula de segurança (a vácuo) é mont ada adj acent e a essa válvula de modulação pneumát ica e est á localizada na saída da caverna da pressão t raseira. Ela é utilizada para três funções: Proporcionar um alívio de pressão no caso de uma má função da válvula de saída normal.

Permitir a despressurização do vaso de pressão sempre que a chave de pressão da cabine for colocada na posição DUMP. Mant er o vaso de pressão sem pressurização enquant o a aeronave est iver no solo, quando o micro-chave de segurança do trem de pouso esquerdo estiver comprimido.

Uma função de alívio de pressão negat iva é t ambém incorporada em ambas às válvulas de segurança de saída de ar. Ist o previne que a pressão at mosférica ext erior exceda a pressão da cabine em mais que 0,1 PSI durante descidas rápidas, ou se o ar de sangria cessar. Quando a chave BLEED AIR VALVE, localizado no painel inferior esquerdo do co-pilot o, est iver na posição OPEN, a mist ura de ar da unidade de cont role de fluxo ent ra no vaso de pressão. Quando a aeronave est iver no solo, uma válvula solenóide at ua uma micro-chave de segurança no t rem de pouso esquerdo (figura 12.7a e 12.7b).

Cada unidade de cont role de fluxo de ar deixa o orifício de ent rada de ar ambient e fechado, permitindo somente que ar sangrado seja jogado no vaso de pressão.

Na decolagem, a válvula de segurança se fecha abrindo a válvula solenóide de corte de ar ambiente na unidade de cont role de fluxo de ar da esquerda em, aproximadamente, 6 segundos após a abertura da válvula solenóide (na unidade de controle de fluxo direto).

Conseqüentemente, durante a decolagem, são evitados baques excessivos de pressão pelo aumento do volume do fluxo de ar dentro do vaso de pressão nos estágios.

CONTROLE DE PRESSURIZAÇÃO DA CABINE Um cont rolador de pressurização aj ust ável na cabine de comando (figura 12.8) está mont ado no pedestal. Ele comanda a válvula de saída de fluxo de ar. Um inst rument o indicador, em escala dupla, está no cent ro do cont rolador de pressurização. A escala exterior (CABIN ALT) indica a altitude pressão interna da cabine a qual é ajustado para manter o controle da pressurização. A escala int erior (ACFT ALT) indica a máxima alt it ude pressão ext erna na qual a aeronave pode voar sem causar variações na alt it ude pressão interna da cabine ou uma subida acima do valor selecionado na escala ext erior do most rador. O valor indicado em cada escala é lido opost o à marca do índice na posição frontal, no topo do mostrador. Ambas as escalas giram juntas quando for girado o botão seletor de altitude da cabine.

A alt it ude da cabine é obt ida ajustando o cont rolador para a alt it ude de cruzeiro desej ada, observando a alt it ude da cabine na escala. A alt it ude da cabine pode ser qualquer uma entre -1.000 pés até +10.000 pés MSL.

O bot ão selet or de cont role da variação da alt it ude da cabine é inscrit o com RATE – MIN – MAX. A variação da razão de subida da cabine com a qual a alt it ude pressão da cabine muda de um valor para outro valor selecionado é cont rolada pela rot ação do bot ão selet or de cont role de variação, o botão CABIN ALT. A variação de mudança selecionada pode ser de, aproximadament e, 200 at é 2.000 pés/min. O ajuste normal do botão de variação vai de 10 horas para 1 hora. A alt it ude pressão da cabine (escala ext erior) e o diferencial da cabine (escala int erior) são cont inuamente indicados pelo alt ímet ro da cabine o qual é mont ado acima do pedest al. Imediat ament e à esquerda do alt ímet ro da cabine (figura 12.9) est á o indicador de velocidade vert ical da cabine CABIN CLIMB (figura 12.10), o qual cont inuament e indica a razão de subida na qual a alt it ude pressão da cabine está mudando.

A chave de pressão (figura 12.11) est á localizada à esquerda do cont rolador de pressurização no pedestal, com a inscrição CABIN PRESS DUMP – PRESS – TEST. Quando estiver na posição DUMP (com a alavanca à frente), a válvula de segurança estará na posição aberta, tal que a cabine vai despressurizar e/ou permanecer despressurizada. Quando ela est iver na posição PRESS (cent ro), a válvula de segurança est ará fechada em vôo e a válvula de saída será cont rolada pelo cont rolador de pressurização, t al que a cabine não vai se despressurizar. Quando a chave estiver na posição TEST (at rás), a válvula de segurança será fechada, e a micro-chave de segurança do t rem de pouso será desat ivada, facilitando o teste do sist ema de pressurização no solo.

Disjuntores de segurança para o sist ema (figura 12.12) estão localizados abaixo, no painel do lado esquerdo do co-piloto, no cabeçário ENVIRONMENTAL.

1. Indicador de posição dos flapes. 2. Razão de subida e descida da cabine. 3. Altitude da cabine e diferencial de Pressão. 4. Seletor de altitude da cabine. 5. Botão de razão de subida da cabine. 6. Botão de altitude da cabine. 7. Chave de teste de pressão da cabine. 8. Chave de controle direcional do leme de direção. 9. Chave do compensador do profundor.

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO DURANTE O PRÉ-VÔO Durant e o t áxi, o sistema de pressurização pode ser funcionalment e checado usando a chave de pressurização da cabine. Com ambas as válvulas de ar sangrado abert as (Bleed em OPEN), aj ust e o bot ão selet or de alt it ude da cabine de t al modo que o most rador CABIN ALT indique uma alt it ude de 500 pés abaixo da altitude pressão do campo. Gire o botão seletor de controle da variação RATE para um lugar indicado ent re 9 horas e 12 horas. Mova ambos as manet es de condição para marcha lent a alt a. Segure a chave de pressurização da cabine na posição TEST e cheque o indicador de razão de subida da cabine para uma indicação descendente. Libere a chave de pressão para a posição PRESS quando a pressurização for confirmada e mova ambas as manetes de condição para suas posições originais. Ant es da decolagem, o bot ão seletor de alt it ude da cabine (CABIN ALT) deve ser aj ust ado para que a escala no most rador do indicador indique uma alt it ude de, aproximadament e, 500 pés acima da alt it ude pressão de cruzeiro planej ada no plano de vôo. O bot ão selet or de cont role da razão de subida da cabine (RATE) pode ser aj ust ado como desej ado, aj ust ando a marca de índice ent re as posições 9 horas e 12 horas, o que vai proporcionar uma variação mais confort ável da razão de subida da cabine. A chave de pressão da cabine deve ser checada para assegurar se ela se encont ra na posição PRESS (no centro).

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO EM VÔO DE SUBIDA Quando a aeronave estiver subindo, a altitude pressão da cabine sobe a uma razão de variação préselecionada at é que a cabine alcance a alt it ude pressão selecionada. O sist ema ent ão irá manter a altitude pressão da cabine no valor selecionado.

Se a aeronave subir para uma alt it ude maior que o valor det erminado na escala CABIN ALT, o diferencial de pressão ent re a cabine e o ambient e ext erno vai aument ar at é que sej a alcançada o ajuste de alívio de pressão da válvula de saída na válvula de segurança. Qualquer uma ou ambas as válvulas vão t er aut oridade sobre o cont rolador de pressurização da cabine dent ro de um limit e de diferencial de pressão ent re a cabine e o ambient e externo para o diferencial de pressão normal de t rabalho. Se a alt it ude pressão interna da cabine alcançar o valor de 10.000 pés (12.500 pés para LJ-1353 e superior), uma chave sensora de pressão vai fechar. Isso causa a iluminação da luz anunciadora amarela ALTITUDE WARN, avisando ao pilot o que para essa operação requer o uso de oxigênio. Durante o vôo de cruzeiro, se o piloto necessit ar de uma mudança de alt it ude de 1.000 pés ou mais, mova a nova alt it ude para 500 pés acima da nova alt it ude no mostrador CABIN ALT.

VERIFICAÇÃO DA PRESSURIZAÇÃO EM VÔO DE DESCIDA Durant e um vôo de descida e em preparação para o pouso, aj ust e o selet or da alt it ude da cabine para indicar a alt it ude interna em, aproximadament e, 500 pés acima da alt it ude pressão do campo de pouso (t abela abaixo). Aj ust e o selet or de cont role da razão de descida da cabine como necessário, para proporcionar uma razão de descida da cabine mais confort ável em relação à razão de descida da aeronave de modo que a alt it ude da aeronave não se iguale com a pressão interna da cabine at é que a alt it ude int erna alcance o valor selecionado, o qual pode acont ecer ant es da aeronave alcançar a altitude pressão interna da cabine. A função de alívio de pressão negat iva modula as agulhas das válvulas de saída e de segurança em direção a posição t ot alment e abert a, equalizando a pressão int erior e ext erior do vaso de pressão. Como a aeronave irá cont inua a descer abaixo da alt it ude pressão da cabine pré-selecionada, a cabine vai ser despressurizada e vai seguir a variação de descida normal da aeronave para o pouso.

Tabela de ajuste de Controle de pressurização para pouso Ajuste de Altímetro 28.00 28.10 28.20 28.30 28.40 28.50 28.60 28.70 28.80 28.90 29.00 29.10 29.20 29.30 29.40

Adicionar à elevação do Aeródromo +2400 +2300 +2200 +2100 +2000 +1900 +1800 +1700 +1600 +1500 +1400 +1300 +1200 +1100 +1000

Ajuste de Altímetro 29.50 29.60 29.70 29.80 29.90 30.00 30.10 30.20 30.30 30.40 30.50 30.60 30.70 30.80 30.90

Adicionar à elevação do Aeródromo +900 +800 +700 +600 +500 +400 +300 +200 +100 0 -100 -200 -300 -400 -500

UNIDADE DE CONTROLE DE FLUXO DE AR SANGRADO A unidade de cont role de fluxo de ar sangrado, mont ada em cada nacele no lado front al da parede de fogo de cada mot or, cont rola o ar sangrado do mot or para o uso na pressurização, aqueciment o e ventilação. A função da unidade de cont role de fluxo (figura 12.13) é variar e balancear o fluxo de ar sangrado e ar ambient e para o uso de pressão na cabine. Isso é feit o por meio de sensores de pressão e temperatura e suas válvulas moduladoras. Quando os interruptores BLEED AIR, no painel inferior esquerdo do co-pilot o est iverem na posição OPEN, a válvula solenóide elétrica de corte de ar sangrado entra na unidade. A unidade de controle de fluxo vai ent ão aj ust ar o fluxo de ar sangrado mist urado com ar ambient e dent ro do vaso de pressão. O ar ambiente entra na unidade controladora de fluxo através de uma válvula moduladora, normalment e abert a, e serve para adicionar massa de ar e algum fluxo de ar sangrado para a refrigeração.

A válvula de ar ambient e, associada ao sensor de t emperat ura, t ambém é cont rolada pela microchave de segurança do t rem de pouso esquerdo. Quando a aeronave est á no solo, a válvula é direcionada para cort ar a font e de ar ambient e da válvula de cont role de fluxo. A exclusão do ar ambiente permite um rápido aquecimento da cabine durante operação em tempos frios. Após a decolagem, a liberação da micro-chave de segurança do t rem de pouso esquerdo faz com que abra a válvula moduladora de ar ambient e. Elas fazem uso seqüencialmente para prevenir a abertura simultânea das válvulas moduladoras e um surto repentino de pressão na cabine.

O pneumost at o (t ermost at o pneumát ico) proporciona uma ent rada de ar a cert a t emperat ura para a unidade de cont role de fluxo, o qual modula a quant idade de ar ambient e que ent ra na unidade de fluxo. O ar ext erno e quent e abre a válvula moduladora e permit e mais ar ambient e para a mistura. O ar frio fecha a válvula at é que se feche complet ament e at é uma t emperat ura prédeterminada. Uma válvula de cheque previne o ar de vazar para fora da entrada de ar ambiente. Uma cápsula aneróide, localizada pert o do at uador de cont role de fluxo do ej et or de ar sangrado, t em influência na quant idade de ar sangrado que ent ra na unidade de cont role de fluxo. Essa cápsula aneróide proporciona informações sent idas pela alt it ude para a unidade de cont role de fluxo, e combinando com a unidade pneumostática, proporciona uma entrada exata de ar sangrado para o vaso de pressão. A quant idade de fluxo de ar dent ro do vaso de pressão é influenciada diret ament e pela t emperat ura e pressão ambient e. Aument ando a t emperat ura e/ ou a pressão ambient e, vai causar um decréscimo no fluxo de ar sangrado ent rando no vaso de pressão. Uma diminuição em qualquer um dos dois (pressão ou temperatura ambiente) permite mais ar sangrado de entrar na cabine.

CAPÍTULO 14 SISTEMA DE TREM DE POUSO E FREIOS INTRODUÇÃO Uma compreensão do sistema de trem de pouso vai ajudar ao piloto a manipular os procedimentos de operação normal e de emergência do trem de pouso. Identificar pontos de inspeção e as circunstâncias anormais a ser considerados. Também inclui sistema de freios, trazendo uma melhor compreensão ajudando ao piloto a operar os freios com segurança e com um desgaste mínimo.

DESCRIÇÃO A seção do sistema de trem de pouso desse manual apresenta uma descrição do sistema de trem de pouso, controles, suas limitações e emergências, sistema de indicação, extensão do sistema, rodas, correções dos freios, freios de estacionamento, sua descrição, inspeção e detalhes.

CONJUNTOS DO TREM DE ATERRAGEM Cada conjunto do trem de pouso (principal e de nariz) consiste de um amortecedor, um joelho de torque, uma perna de arrasto, atuadores, roda e pneus, conjunto de freios e um amortecedor de vibrações (shimmy damper). Os conjuntos dos freios são localizados nos conjuntos do trem principal e o amortecedor de vibração (shimmy damper) é montado no conjunto do trem de nariz (figura 14.1 e 14.2).

O amortecedor de vibrações está montado no lado direito do amortecedor do trem de nariz e é um cilindro hidráulico balanceado que manda o fluido através de um orifício para amortecer as vibrações da roda do nariz. Os atuadores retraem e expandem o trem proporcionando um travamento no trem devido à fricção. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

A extremidade superior da perna de arrasto e dois pontos no amortecedor são fixados à estrutura da aeronave. Quando o trem é extendido, os braços de arrasto são componentes rígidos dos conjuntos do trem. O trem de pouso incorpora amortecedores de ar/óleo e são abastecidos com ambos os ares comprimido e fluido hidráulico. O peso da aeronave é amortecido pela carga de ar no amortecedor, no toque ao solo, a parte inferior de cada amortecedor é forçada para dentro do cilindro superior, isso move o fluido através de um orifício comprimindo a carga de ar e assim absorvendo o choque de pouso a ação do orifício também reduz o choque durante o pouso. Na decolagem, a parte inferior do amortecedor se extende até que um batente interno seja travado. Um joelho de torque conecta a parte superior a parte inferior do amortecedor, isso permite a compressão e extensão do amortecedor, mas resiste a forças rotacionais, dessa forma deixa as rodas alinhadas com o eixo longitudinal da aeronave. No conjunto do trem de nariz, o joelho de torque também transmite o movimento de direcionamento para a roda do nariz, e o movimento de vibração da roda do nariz para o amortecedor de vibração.

MECANISMOS DAS PORTAS DO COMPARTIMENTO DAS RODAS As portas do trem de pouso consistem de dois conjuntos de portas para o trem de pouso de nariz e dois conjuntos de portas para os trens de pouso principais. As portas do trem de pouso são atuadas mecanicamente pelo movimento do trem durante a extensão e recolhimento. São presas nas laterais e são empurradas, por meio de molas, para a posição aberta. Quando o trem é recolhido, um rolete (no lado direito do nariz) engata em um camo (em cada porta) e faz com que as portas se fechem atrás do trem. Na ação reversa, molas abrem as portas quando o trem de pouso é extendido. As portas dos trens principais são presas nas laterais e são conectadas ao conjunto do tubo de torque atuador localizadas na porta do trem de pouso (figura 14.3) com dois elos do tipo empurre/puxe.

O conjunto dos tubos de torques contém um conjunto de suporte de rolete de trava o trem em cima. Quando contatados pelo camo da trava em cima, no cilindro do amortecedor do trem principal, gira o tubo de torque para puxar as portas fechando-as durante o recolhimento do trem de pouso ou empurrando-as na posição aberta durante sua extensão. O movimento do rolete é transmitido através de um mecanismo para fechar as portas. Durante o abaixamento do trem de pouso, a ação do rolete reverte o movimento do camo para abrir as portas. Quando o camo tiver deixado o rolete, molas puxam o mecanismo sobre o centro para segurar as portas na posição abertas. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA DE DIRECIONAMENTO DA BEQUILHA Um mecanismo ligado direto dos pedais do leme de direção permite o direcionamento da roda do nariz da aeronave quando o trem de nariz estiver em baixo. Um elo fixado por molas no sistema absorve as forças aplicadas de algum dos pedais interconectados até que a roda do nariz esteja rolando. Nesse momento a força da resistência no pedal é menor, e maior movimento no pedal resulta em maior deflexão na roda do nariz. Desde que o movimento do pedal é transmitido por meio de cabos até o mecanismo do leme, a deflexão do leme ocorre quando a força é aplicada nos pedais do leme. Como o trem de pouso de nariz está recolhido, algumas dessas forças aplicadas em qualquer dos pedais do leme é absorvida pelos elos acionados por molas no sistema de direcionamento, só que não haverá movimento da roda do nariz, mas a deflexão do leme de direção vai ocorrer. A roda de nariz é auto-centrável durante seu recolhimento. Quando o esforço no pedal do piloto for aumentado pela ação dos freios, na roda principal, a deflexão da roda do nariz pode ser consideravelmente aumentada.

TREM DE POUSO HIDRÁULICO O trem de pouso é triciclo, retrátil, controlado eletricamente (figura 14.4) e atuado hidraulicamente. O sistema utiliza as cintas de dobramento, chamadas de “drag legs” ou “pés de arrasto”, e seu fechamento se dá quando o trem se encontra totalmente extendido.


Atuadores individuais no trem de pouso incorporam travas mecânicas internas que serve para travar o trem de pouso quando inteiramente prolongada. O trem de pouso é recolhido por pressão hidráulica. Um motor de 28 volts do tipo engrenagens, localizado no lado dianteiro da longarina principal da seção central, extende e retrai o trem de pouso. O motor incorpora um sistema de freios dinâmicos controlado com chaves limites de “em cima” e “em baixo”, quais em conjunto com o mecanismo de travamento do trem de pouso previne um curso maior que o normal do trem de pouso. A pressão hidráulica no sistema é fornecida por um bloco de energia hidráulica (figura 14.5). Um reservatório hidráulico localizado na seção esquerda central da asa fornece o líquido hidráulico ao bloco de comando. O reservatório incorpora um dip-stick para fornecer uma verificação visual do nível do fluido.

Uma válvula seletora atuada eletricamente controla o fluxo do líquido hidráulico aos atuadores individuais da engrenagem. A válvula seletora recebe a corrente elétrica através do interruptor de controle do trem de pouso. O recolhimento acidental do trem de pouso é impedido através dos interruptores de segurança situados nos trens de aterragem principais. Eixos de torque dirigem os atuadores dos trens principais, e correntes duplas dirigem o atuador do trem do nariz. Uma embreagem de sobrecarga de fricção atuada por mola na caixa de engrenagens previne danos à estrutura e Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

aos eixos de torque no caso de má função mecânica. Um disjuntor de 50 amperes localizado no painel de disjuntores do pedestal protege o sistema de uma sobrecarga elétrica. Um gancho e pratos de fixação, presos em cada braço de arrasto do trem de pouso principal atua sobre o centro do braço de arrasto do trem de nariz proporcionando um travamento do trem na posição DOWN. Um parafuso em cada atuador segura o trem na posição UP.

EXTENSÃO E RETRATAÇÃO DO TREM DE POUSO Os trens de pousos de nariz e principais são extendidos e retraídos por um bloco hidráulico em conjunto com seus atuadores hidráulicos (figura 14.6). O bloco hidráulico é situado no centro da seção central. Um atuador hidráulico é posicionado em cada perna do trem de aterragem.

O bloco de potência (figura 14.7) consiste de uma bomba hidráulica, um motor 28-VDC, um reservatório de fluidos em duas seções, telas de filtro, uma válvula seletora de quatro vias, um seletor solenóide ascendente, um sensor de fluido hidráulico e um interruptor de pressão. Para a extensão manual o sistema tem uma alavanca manual. O punho da bomba é posicionado no assoalho entre o assento de piloto e o pedestal. Três linhas hidráulicas (uma para a extensão normal, outra para o recolhimento e a terceira para a extensão da emergência, encontrados no pedestal) são distribuídas aos atuadores do trem de nariz e trem principal. As linhas de extensão normal e as linhas de extensão manuais são conectadas à extremidade superior de cada atuador hidráulico. As linhas hidráulicas para o recolhimento são montadas na extremidade mais baixa dos atuadores. O líquido hidráulico sob pressão (gerada pela bomba do bloco de potência e contida no acumulador) atua nas faces dos pistões dos atuadores (que são unidos as pontas de dobramento), tendo por resultado a extensão ou a recolhimento do trem de aterragem. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Quando os pistões dos atuadores forem posicionados para baixar o trem de pouso, um mecanismo interno no atuador do trem de nariz e a ação central excedente o trem de nariz arrastando e fechamento o conjunto da engrenagem de nariz para a posição inferior. Nesta posição, o mecanismo de travamento interno no atuador do trem de nariz atuará no interruptor do atuador para interromper a corrente ao motor da bomba. O motor continuará a funcionar até que todas as três pernas do trem estejam baixadas e travadas. Um conjunto de molas é montado na parte superior de arrasto da engrenagem principal, fornecendo ação positiva de travamento para o trem principal. Em vôo, com a alavanca de comando do trem de pouso na posição DN, com os movimentos do trem de pouso inteiramente na posição inferior, os interruptores são atuados, fazendo com que o relé do trem de pouso interrompa a corrente no motor da bomba. Quando a luz vermelha GEAR-IN-TRANSIT se apaga, as três luzes verdes NOSE – L - R se iluminam, e o trem de pouso vai estar na posição baixado e travado. Um solenóide montado na extremidade do corpo da válvula da bomba é energizado quando a alavanca de comando do trem estiver na posição UP, atuando a válvula seletora do trem, permitindo que o líquido hidráulico flua no sistema. A válvula seletora de trem e a mola na posição inferior mover-se-ão para a posição UP somente quando energizada. O atuador do trem de nariz destravará quando 200 a 400 PSI de pressão hidráulica forem aplicadas ao atuador do trem de nariz. O trem de pouso irá retrair somente após o atuador do trem de nariz destravado. A pressão hidráulica no sistema executa a função de travamento, prendendo o trem de pouso na posição em cima. Quando a pressão hidráulica alcançar aproximadamente 1.850 PSI; o interruptor de pressão da trava fará com que abra o relé do trem de pouso e interrompa a corrente ao motor da bomba. O mesmo interruptor de pressão fará com que a bomba atue caso a pressão hidráulica caia abaixo de, aproximadamente, 1.600 PSI. O circuito de controle do trem de pouso é protegido por um disjuntor de 2 ampères situado no Painel inferior interno do piloto. A força para o motor da bomba é fornecido através de um relé montado no trem de pouso e de um disjuntor de 60 ampères. Ambos estão situados sob o assoalho da cabine, na seção central da asa. O relé do motor é energizado pela corrente do disjuntor de 2 ampères e pelo interruptor de fechamento. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA INDICADOR DE FLUIDO HIDRÁULICO O sinal luminoso HYD FLUID LOW, localizado no painel de sinais luminosos (figura 14.9), se iluminará sempre que o nível do fluido hidráulico, no reservatório do bloco do trem de pouso, for baixo. O sinal luminoso é testado pressionando a tecla HYD FLUID SENSOR TEST, localizada no painel inferior do piloto.

Se o anunciador HYD FLD LOW aparecer, uma extensão normal pode ser tentada, mas o piloto deve estar preparado para uma extensão manual do trem de pouso em emergência.

CONTROLES E INDICADORES O motor do trem de pouso é controlado pelo movimento da alavanca de comando do trem de pouso com a inscrição LDG GEAR CONT – UP – DN, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto (figura 14.8). A alavanca deve ser puxada para fora sobrepondo um calço antes de poder ser movida a qualquer das posições UP ou DN.

Um micro-interruptor de segurança (figura 14.10), localizado na articulação do trem de pouso principal direito, interrompe o circuito de controle quando o amortecedor estiver comprimido. O micro-interruptor também atua Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

um solenóide o qual move o gancho da trava embaixo na chave LDG GEAR CONT para a posição travada. Esse mecanismo previne a alavanca do trem de pouso de ser levantada quando a aeronave está no solo. O gancho da trava em baixo automaticamente destrava quando a aeronave deixa o solo. No caso de uma má função do solenóide da trava em baixo ou no circuito do micro-interruptor, o gancho da trava em baixo pode ser liberado pela pressão do botão vermelho DOWN LOCL REL. O botão de liberação está localizado logo a esquerda da chave da alavanca do controle do trem de pouso.

A alavanca de comando do trem nunca deve ser movida para fora da posição DN com a aeronave no solo. Se isso acontecer, a buzina de aviso do trem de pouso irá tocar intermitentemente e as luzes GEAR – IN – TRANSIT vai acender (só se a bateria estiver em ON), avisando ao piloto para retornar a alavanca para a posição DN. A posição do trem de pouso é indicada por um conjunto de três luzes individuais localizados no painel inferior do piloto.

INDICAÇÃO DE POSIÇÃO DO TREM DE POUSO A posição do trem de pouso é indicada por um conjunto de três luzes em uma única unidade situada no painel inferior do piloto (figura 14.11). A unidade tem um transmissor marcado como NOSE – L - R. Bulbos luminosos para cada segmento, quando iluminados, indicam que o trem está baixado e travado. A ausência de iluminação pode indicar uma indicação insegura do trem de pouso (figura 14.12). O indicador de posição verde pode ser checado empurrando as luzes individualmente.


Duas luzes em um circuito paralelo (vermelhas), localizadas na alavanca do trem de pouso ilumina-se para mostrar que o trem está em trânsito ou destravado (figura 14.13). O trem de pouso em cima (UP), é indicado quando a luz vermelha se apaga. As luzes vermelhas na alavanca também se acendem quando a buzina de aviso do trem de pouso está atuando.

As luzes de controle vermelhas podem ser checadas pressionando-se o botão HOL LT TEST (figura 14.14), localizado adjacente à alavanca do trem de pouso.

Cada chave de posição em cima, normalmente fechada, está localizada na parte superior de seu respectivo compartilhamento da roda. Quando o trem está na posição totalmente recolhido, cada amortecedor atua em sua respectiva chave para cortar o circuito das luzes em trânsito ou no solo. Tão logo o trem se move da posição em cima, para acender as luzes em trânsito, proporcionando um caminho para baixo através da chave na posição em baixo. As luzes em trânsito vão se apagar quando o braço de arrasto, em cada trem de pouso, passa sobre o centro para atuar sua respectiva chave de posição em baixo para contatos momentâneos. Nessa posição, a chave corta o circuito das luzes GEAR – IN – TRANSIT e completa o caminho para DN, com as luzes na posição em baixo. A chave de posição em baixo, em cada trem, também funciona como uma chave de aviso do sistema. Obs.: As luzes do trem de pouso em trânsito (GEAR – IN – TRANSIT) indicam uma ou todas as seguintes condições: Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

a. A alavanca do trem de pouso está na posição em cima (UP) e a aeronave está no solo com o peso sobre o trem de pouso. b. Uma ou ambas as alavancas de potência estão retardadas abaixo de aproximadamente 79 +/- 2% de N1 e um ou mais trens de pouso não estão abaixados e travados. A buzina de aviso vai soar. c. Algum ou todos os trens de pouso não estão na posição totalmente recolhido ou na posição DN. d. A buzina de aviso foi silenciada e não vai operar com os motores abaixo de 79 +/- 2% de N1. e. Os flapes foram colocados na posição APPROACH (36% ou mais) com o trem de pouso na posição UP (LJ609 e seguintes, LW-74 e seguintes). Logo, a função das luzes de trem de pouso em transito (GEAR – IN – TRANSIT) é indicar que o trem está em transito. A posição do trem de pouso não é aquela da alavanca ou se a buzina de aviso do trem de pouso foi silenciada e não rearmada. As luzes permanecem acesas mesmo quando a buzina for silenciada. O indicador UP, DN e o silenciador da buzina de aviso são completamente independentes. Uma má função em qualquer um dos sistemas provavelmente vai deixar os outros dois sistemas inafetados.

SISTEMA DE BUZINA DE AVISO DE TREM DE POUSO O sistema de aviso de trem de pouso é proporcionado para avisar ao piloto que o trem de pouso não está em baixo e travado durante regimes de vôos específicos. No LJ-609 e seguintes e LW-74 e seguintes, vários modos de aviso são resultantes deste aviso, dependendo da posição dos flapes. Com flapes na posição UP ou APPROACH e uma ou ambas as manetes de potência recuadas abaixo de 79% N1, a buzina de aviso vai soar intermitentemente e as luzes da alavanca do trem de pouso vão acender. A buzina pode ser silenciada pressionando o botão WARN HORN SILENCE, adjacente a chave da alavanca LDG GEAR CONT. As luzes na chave da alavanca LDG GEAR CONT não podem ser canceladas. O sistema de aviso de trem de pouso vai rearmar se as manetes de potência forem avançadas suficientemente acima de 79% de N1. Com flapes na posição APPROACH, a buzina de alarme e as luzes da alavanca do trem de pouso vão acender, independentemente da posição das manetes de potência, e também não podem ser silenciadas. Posição do Trem Em cima (UP) Em cima (UP) Em cima (UP) Em cima (UP)

OPERAÇÃO DA BUZINA DE AVISO DO TREM DE POUSO Flapes Potência / N1 Buzina Em cima (UP) Maior que 77 a 81% Não Em cima (UP) Menor que 77 a 81% Sim APPROACH Menor que 77 a 81% Sim APPROACH ou mais Qualquer Sim

Modo de Silenciar Não aplicável Botão Silenciador Botão Silenciador Abaixar o trem

EXTENSÃO MANUAL DO TREM DE POUSO A extensão do trem de pouso manualmente (figura 14.15) é proporcionada através de um sistema comandado por correntes operado manualmente, totalmente separado. Puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado no painel inferior esquerdo do co-piloto, e tenha certeza de que o interruptor da alavanca do trem de pouso está na posição DN antes de extender o trem manualmente. Puxe a alavanca EMERGENCY ENGAGE, localizado no chão, e gire no sentido horário, travando nessa posição. Quando a alavanca EMERGENCY ENGAGE for puxada para cima, o motor de comando do trem de pouso é mecanicamente desconectado do sistema, e o sistema de emergência é travado na caixa de engrenagens. Quando o diretor de emergência for travado, a corrente é dirigida por uma catraca de ação contínua, a qual é ativada pelo bombeamento da alavanca adjacente à alavanca do sistema de emergência. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Para acoplar o sistema, puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado abaixo e a esquerda do punho de comando do trem de pouso, no painel inferior do piloto (figura 14.16), assegurando-se que o punho já esteja na posição DN.

Remova o grampo de fixação do punho da bomba de emergência, e bombeie o punho para acima e para baixo até que as luzes de indicação do trem de pouso NOSE – L - R se iluminem. Após, coloque o punho totalmente na posição inferior e fixe o grampo de retenção.

PARE DE BOMBEAR QUANDO AS 3 LUZES NOSE – L - R ACENDEREM. UMA MOVIMENTAÇÃO DA ALAVANCA APÓS ISSO PODERÁ DANIFICAR O MECANISMO DE ACIONAMENTO E PREVENIR UMA SUBSEQUENTE RECOLHIMENTO DO TREM ELETRICAMENTE.

SE POR ALGUMA RAZÃO, AS LUZES VERDES NOSE – L - R NÃO SE ILUMINAREM, NO CASO DE UMA FALHA ELÉTRICA, CONTINUE BOMBEANDO ATÉ QUE UMA RESISTÊNCIA SUFICIENTE SEJA SENTIDA PARA ASSEGURAR QUE O TREM DE POUSO ESTEJA EM BAIXO E TRAVADO, MESMO QUE ATRAVÉS DESSE PROCEDIMENTO POSSA CAUSAR UM DANO NO MECANISMO DE DIREÇÃO. Após uma extensão de emergência do trem de pouso, não coloque a alavanca da bomba na posição de recolhimento; não mova qualquer controle do trem de pouso ou recoloque qualquer interruptor ou disjuntor em seu luManual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

gar de origem, até que a aeronave esteja sobre macacos, desde que a falha possa ter sido no circuito do trem em cima, e o trem poderia retrair no solo. O trem de pouso não pode ser recolhido manualmente. Após uma prática de extensão manual, o trem de pouso pode ser retraído eletricamente. Gire a alavanca EMERGENCY ENGAGE no sentido anti-horário e empurre-a para baixo. Recolha a alavanca de extensão, empurre o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado no painel inferior do co-piloto, e retraia o trem de pouso de maneira normal, com a alavanca.

DIAGRAMA ESQUEMÁTICO DO SISTEMA HIDRÁULICO Os diagramas esquemáticos hidráulicos do trem de pouso mostrados são para o trem extendido, trem recolhido, extensão de emergência (bomba manual) e recolhimento no modo de manutenção. Força estará disponível aos contatos dos relés do trem de pouso. Quando o relé está aberto, a força vem de baixo do disjuntor de controle do trem, com interruptor de 2 ampères, do conjunto de controle do trem de aterragem e sobre três interruptores de abaixamento. Cada trem está baixado e travado, assim como estes três interruptores fazem parte do circuito de passagens abertas através deles. Esta é uma condição estática do sistema após uma extensão normal do trem de pouso.

RECOLHIMENTO DO TREM DE POUSO Quando o avião está no ar, o piloto seleciona GEAR UP (figura 14.17). Circuitos são formados do interruptor seletor do trem para a chave de pressão da trava em cima. O interruptor de pressão é fechado nesse momento, então o circuito será completo, nesse momento para o interruptor principal do trem em cima e para o relé de força remota do trem de pouso. Esse relé agora fecha e proporciona o circuito de força para o motor da bomba hidráulica. Voltando para o interruptor de pressão, um circuito é formado para o solenóide de cima da válvula seletora hidráulica. Força para esse solenóide vai proporcionar ao corpo da válvula seletora o direcionamento do fluido hidráulico em direção apropriada ao recolhimento do trem de pouso. Depois de aproximadamente 6 segundos, o ciclo de recolhimento estará completo. Somente quando o trem de pouso alcança o curso máximo em cima, cada atuador é parado fisicamente. A pressão nas linhas de recolhimento cresce rapidamente até a pressão alcançar aproximadamente 1.850 PSI. O interruptor de pressão da trava em cima abre nesse momento, quebrando o circuito de força para o motor da bomba, e parando a bomba hidráulica. Esse interruptor de pressão vai fechar periodicamente quando a pressão cai a aproximadamente 1.600 PSI, devido a um vazamento normal do sistema, e re-energiza a bomba para restaurar a pressão necessária para travar o trem em cima. Conseqüentemente, quando o trem de pouso for recolhido, a pressão será mantida entre aproximadamente 1.600 e 1.850 PSI para manter o trem de pouso em sua posição recolhida. Um acumulador pré-carregado com 800 PSI, localizado no interior da nacele da asa esquerda, é projetado para ajudar a manter a pressão do sistema no modo trem em cima.

EXTENSÃO DO TREM DE POUSO Para a extensão normal do trem de pouso, o piloto seleciona GEAR DOWN (figura 14.18). Um circuito é formado no conjunto de controle do trem de pouso através de qualquer uma dos interruptores dos atuadores em baixo, voltando através do conjunto de controle do trem de pouso, a válvula de serviço, e finalmente para o relé de força remota do trem de pouso. O relé de força fecha e proporciona um circuito de força ao motor da bomba. A válvula seletora necessita de força no caso de um recolhimento do trem de pouso. Desde que ele não está sendo energizado, o trem de pouso vai se extender. Então, o fluido abaixo da pressão da bomba é jogado através do corpo da válvula seletora na direção apropriada para extender o trem de pouso. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

O trem de pouso vem para baixo sob pressão do fluído até que cada interruptor do trem principal de trava em baixo e o interruptor de trava em baixo do atuador do trem de nariz seja despressionado. Quando todos os três trens de pousos estiverem em baixo e travado, o circuito de controle para o motor da bomba é quebrado, e a bomba é parada. Observe que nenhum interruptor de pressão está envolvido. Conseqüentemente, não existirá nenhuma pressão de trava em baixo a ser mantida. As travas mecânicas em baixo, em cada braço de arrasto do trem principal e uma trava mecânica interna no atuador do trem de nariz previne o recolhimento do trem.


EXTENSÃO MANUAL DO TREM DE POUSO Uma alavanca da bomba manual, com a inscrição LANDING GEAR ALTERNATE EXTENSION, está localizada no chão entre o assento do piloto, no pedestal. A bomba está localizada abaixo, no chão, abaixo da alavanca, e é usada quando a extensão da emergência do trem for necessária. Para engatar o sistema, puxe o disjuntor LANDING GEAR RELAY, localizado abaixo e a esquerda do interruptor da alavanca LDG GEAR CONT, no painel inferior do piloto, e assegure que o interruptor da alavanca LDG GEAR CONT está na posição DN (figura 14.19). Remova a alavanca da bomba do clip de segurança e bombeie para cima e para baixo até que as luzes indicadoras de trem em baixo NOSE - L - R se acendam. Uma grande resistência é sentida. Coloque a alavanca na posição toda para baixo e fixe o clip de retenção.


SE POR ALGUMA RAZÃO, O INDICADOR DE TREM EM BAIXO NOSE – L – R NÃO SE ACENDER (NO CASO DE FALHA ELÉTRICA), CONTINUE BOMBEANDO ATÉ QUE A RESISTÊNCIA SUFICIENTE SEJA SENTIDA PARA ASSEGURAR QUE O TREM ESTÁ EM BAIXO E TRAVADO. APÓS A EXTENSÃO DO TREM DE POUSO EM EMERGÊNCIA TENHA SIDO FEITA E A ALAVANCA DA BOMBA COLOCADA NO CLIP DE SEGURANÇA, NÃO MOVA QUALQUER OUTRO CONTROLE DO TREM DE POUSO, OU RECOLOQUE QUALQUER INTERRUPTOR OU DISJUNTOR ATÉ QUE A AERONAVE ESTEJA SOBRE MACACOS E A CAUSA DA MÁ-FUNÇÃO TENHA SIDO DETERMINADA E SANADA. A FALHA PODE SER NO CISCUITO DO TREM EM CIMA E O TREM DE POUSO PODE RETRAIR NO SOLO. Obs.: O trem de pouso não pode ser recolhido manualmente. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Após uma prática de extensão manual do trem de pouso, o trem pode ser recolhido hidraulicamente empurrando o disjuntor LANDING GEAR RELAY para dentro e movendo o interruptor da alavanca LDG GEAR CONT para a posição em cima (UP). Se uma extensão alternada do trem de pouso se torna necessária, não há nenhum limite à quantidade de ciclos que a engrenagem hidráulica pode ser bombeada. Durante uma falha elétrica completa ou parcial, as luzes do trem de pouso em baixo, luzes de trânsito e os avisos de advertência de trem em trânsito, podem não operar. Um método positivo para certificar que o trem de pouso esteja em baixo é com a resistência ao bombear o punho de extensão. Quando todas as três pernas do trem estiverem em baixo, a pressão hidráulica estará acumulada até que a válvula de escape de pressão abra, aliviando a pressão acumulada pelo punho. Isto pode ser sentido pelo piloto como uma grande resistência ao bombear.

RECOLHIMENTO E MANUTENÇÃO DO TREM DE POUSO Uma válvula do serviço (figura 14.20), localizada à frente do conjunto do bloco do motor, pode ser usada em conjunto com a bomba manual de recolhimento do trem de pouso para manutenções. Com o avião alimentado pela Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

fonte externa, solte o retentor articulado e levante-o no botão vermelho localizado sobre a válvula do serviço. A bomba manual pode então ser usada para levantar o trem de pouso para a posição desejada. Depois que a manutenção exigida for executada, abaixe o botão vermelho, e use a bomba manual para baixar o trem de pouso. Essa válvula não é acessível ao piloto. SE O BOTÃO VERMELHO DA VÁLVULA DE SERVIÇO ESTIVER ABAIXADO QUANDO O TREM DE POUSO ESTIVER RECOLHIDO, A CORRENTE ELÉTRICA ESTIVER EM ON E O PUNHO DE CONTROLE DO TREM DE POUSO ESTIVER NA POSIÇÃO INFERIOR (DN), O TREM DE POUSO BAIXARÁ IMEDIATAMENTE. Um reservatório de fluido hidráulico, localizado somente na nacele esquerda na parte dianteira, contém um conjunto de tampão e bocal facilmente acessível para facilitar a manutenção e verificação do nível fluido do sistema. Uma sonda na parte superior do reservatório hidráulico atua como um respiradouro.

PNEUS A roda do trem de pouso de nariz é equipada com pneu inflável, sem câmera, do tipo 6,50 x 10, com 6 camadas. Cada roda do trem principal é equipada com pneu inflável, sem câmara, do tipo 8,50 x 10, com 8 camadas. Para aumentar a vida útil de serviço de um pneu de 10 camadas pode ser instalado desde que seja 8,50 x 10. Cheque o livro de Operação dos Pilotos quanto à pressão correta dos pneus.

AMORTECEDORES Os amortecedores devem sempre ser inflados adequadamente. Não infle acima nem abaixo do normal, e nunca reboque ou faça taxi quando qualquer dos amortecedores estiver sem pressão. A inflação correta é de aproximadamente 3 polegadas para o amortecedor principal e de 3,9 a 3,5 polegadas para o amortecedor do nariz.

LIMITES DE OPERAÇÃO DO TREM DE POUSO VELOCIDADE DO AR Operação máxima do trem de pouso (VLO): Extensão: Recolhimento:

KIAS 182 (C90A) 163 (C90A)

Extensão máxima do trem de pouso (VLE):

182

PROCEDIMENTO Não estenda ou recolha o trem de pouso acima dessas velocidades Não exceda essa velocidade com o trem de pouso extendido.

SISTEMA DE FREIOS DAS RODAS DO KING AIR Os freios do King Air e servos são um sistema de freios hidráulicos não assistidos. As rodas do trem de pouso principal são equipadas com freios hidráulicos duplos do tipo multi-disco. Esses freios são atuados por pressão dos dedos dos pés, nos pedais, ou do piloto ou do co-piloto. A depressão de qualquer conjunto de pedais comprime a haste do pistão no cilindro máster fixada em cada pedal. A pressão hidráulica resultante do movimento dos pistões nos cilindros másteres é transmitida através de mangueiras flexíveis e tubos de alumínio fixados para os conjuntos de freios de disco nas rodas do trem de pouso principal. A pressão força os pistões do freio na roda para pressionar um com o outro nas pastilhas e nos discos do conjunto de freios. Como em qualquer aeronave, a tração apropriada e controle do freio não podem ser esperados ater que o trem de pouso esteja carregando o peso total da aeronave. Use um extremo quando freando para prevenir bloqueio, e assim, seções de desgastes nos pneus causados por esse bloqueio. A frenagem deve ser suave e constante durante todo o caminho para o final da rolagem no solo. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

SISTEMA DE FREIOS DE SÉRIE Os freios são equipados com uma válvula lançadora adjacente a cada conjunto de pedal (figura 14.21). Cada pedal do leme é fixado em seu próprio cilindro mestre. A válvula piloto do cilindro mestre permite mudanças da ação dos freios para reservar qualquer ajuste dos pedais para executar a ação de travamento.

As linhas hidráulicas dos cilindros mestres do piloto e do co-piloto são interconectadas por uma válvula lançadora em linha. O sistema tem a pressão de frenagem aplicada para reter o controle, pois a válvula lançadora bloqueia o outro sistema. Os pedais direito do piloto e do co-piloto controlam o freio do trem de pouso principal direito. Similarmente, os pedais esquerdos do piloto e do co-piloto controlam o freio do trem de pouso principal esquerdo. Esse arranjo permite uma frenagem diferenciada para táxi e manobras no solo.

FREIOS DE ESTACIONAMENTO O freio de estacionamento utiliza os freios regulares e um conjunto de válvulas (figura 14.22). Válvulas duplas de freio de estacionamento são instaladas adjacentes aos pedais do leme de direção entre os cilindros mestre dos Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

pedais do piloto e os freios das rodas. As duas válvulas do tipo alavanca são localizadas logo abaixo do compartimento de vôo, em baixo do piso do corredor central.

Um cabo empurre/puxe das alavancas de controle da válvula corre para o painel inferior esquerdo do piloto, terminando com um botão. O botão de controle das válvulas de freio de estacionamento, com a inscrição PARKING BRAKE – PULL ON está no canto superior esquerdo do painel inferior esquerdo do piloto. Para selecionar o freio de estacionamento use os pedais de freio para aumentar a pressão no sistema de freios, então desaperte o botão no centro de controle do freio de estacionamento e puxe a alavanca de controle para trás em ON. Esse procedimento fecha ambas as válvulas do freio de estacionamento simultaneamente. As válvulas de freio de estacionamento devem reter a pressão previamente bombeando dentro do sistema. O freio de estacionamento pode ser liberado do lado do piloto quando os pedais de freios são descomprimidos, para equalizar a pressão em ambos os lados da válvula, e a alavanca PARKING BREAK é empurrada para dentro, a fim de permitir que a válvula de freio de estacionamento se abra. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Para prevenir danos no sistema de freios de estacionamento, pneus e trem de pouso, o freio de estacionamento deve ser deixado solto, com calços nas rodas ou amarras instaladas nos pneus, caso o avião necessite ficar estacionado, pois o avião bem pode ser movido por pessoas em terra na ausência do piloto. Mudanças de temperatura ambiente também podem expandir ou contrair o fluido hidráulico do freio causando pressão excessiva ou alívio de pressão nos freios.

SERVIÇOS NO SISTEMA DE FREIOS O líquido de freio é fornecido aos cilindros mestres direto de um reservatório acessível através da porta de compartimento da aviônicos do nariz, LJ-1531 e antes. Nos modelos LJ-1531 e subseqüente à porta foi substituída por um painel de acesso (figura 14.23). O freio o reservatório fluido ficado situado no canto superior do lado esquerdo do compartimento de aviônicos do nariz. Os serviços no sistema são limitados primariamente para manter o nível de fluido hidráulico no reservatório. Uma vareta medidora serve para a medição do nível de óleo. Quando o nível no reservatório está baixo, adicione uma quantidade suficiente de MIL-H-5606 (fluido hidráulico) para encher o reservatório até a marca de cheio, na vareta. Cheque todas as conexões do trem de pouso quanto a sinais de vazamentos e corrija caso necessário. Não cheque o sistema enquanto o freio de estacionamento estiver entendido. Os freios normalmente usados nessa aeronave são equipados com ajustadores de freios automáticos. Os ajustadores de freios automáticos reduzem o arrasto do freio, permitindo assim uma rolagem sem obstrução. Aeronaves com ajustadores automáticos tendem a exibir um pedal mais macio e uma quantidade de acionamento do pedal mais longa.

LIMITES DE DESGASTE DOS FREIOS O ajuste das pastilhas de freio é automático, eliminando assim a necessidade de ajustes periódicos por folgas. Cheque o desgaste dos freios periodicamente para assegurar que a dimensão “A”, na ilustração de desgaste de freio (figura 14.24). Não alcance os limites mínimos como escritos no POH. Quando as pastilhas alcançarem esses limites, veja em “Referência”, na parte de Instrução de Manutenção e Serviços da BEECHCRAFT para as rodas e freios. O freio de estacionamento deve ser ajustado (pressão nos freios) antes que isso possa ser feito. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

OPERAÇÃO EM CLIMA FRIO Quando for operar em locais com clima frio, cheque os freios e o contato do pneu no solo quanto a travamento devido ao congelamento. Soluções anti-congelantes podem ser usadas nos freios ou pneus se ocorrer congelamento. Nenhuma solução anti-gelo a qual contenha lubrificantes, tais como óleo, devem ser usadas nos freios. Quando possível, o táxi em neve profunda ou lama deve ser evitado. Sob essas condições, a neve ou a lama podem forçar o conjunto de freios. Deixe os flapes recolhidos durante o táxi para evitar a ingestão de neve ou lama dentro do mecanismo dos flapes e minimizar os danos na superfície dos mesmos.





CAPÍTULO 15 SISTEMA DE CONTROLES DE VÔO INTRODUÇÃO A familiarização com a operação e os limites de sistema de flapes é necessária para conhecer melhor o desempenho durante decolagens, aproximações e pousos. Este capítulo identifica e descreve a ação dos flapes para que o piloto possa compreender sua operação, controles e limites, descrição básica sobre o sistema de controle do leme de direção, como funciona e como o sistema reage em situações de vôo monomotor, ajudando o piloto fazer um melhor uso de suas vantagens.

DESCRIÇÃO ]

Este capítulo apresenta uma descrição e um exame do sistema de flapes, seus controles e limites que são considerados com referência as operações como descritas no livro de “Operações do Piloto”. Os flapes são do tipo Fowler e são formados pelo conjunto de dois painéis em cada asa. São comandados por um motor elétrico através de uma caixa de engrenagens montada sobre o lado dianteiro da longarina traseira (figura 15.1). O motor incorpora um sistema de freios dinâmicos através do uso de dois ajustes no motor. Este sistema ajuda a prevenir um movimento anormal dos flapes (assimetria). A caixa de engrenagens comanda quatro eixos diretores flexíveis, cada um é conectado a um atuador tipo parafuso em cada flape.

SISTEMA DE FLAPES

Os flapes são operados por um controle manual localizado no pedestal, logo abaixo das manetes de condição de combustível (figura 15.2). O curso dos flapes vai de 0% (UP) até 100% (DOWN), é indicada em 20, APPROACH, 40, 60, 80 e DOWN em porcentagem de curso em um indicador elétrico no topo do pedestal (figura 15.3). Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

O controle da flape tem um sensor de posição quando for selecionado 30% (15º) - APPROACH. A deflexão total dos flapes é de, aproximadamente 43º. O indicador é operado por um potenciômetro dirigido pelo flape interna direito. As chaves de limite das posições do flape são dirigidas pelo flape interna direito.

OPERAÇÃO DOS FLAPES NO KING C90A Os flapes são selecionáveis em 3 posições: UP, APPROACH (15º) e DOWN (43º). Se uma arremetida for iniciada com as flapes totalmente retraído (DOWN), seu recolhimento para a posição APPROACH ou à posição UP pode ser realizada com uma única seleção de posição no interruptor do flape. Da posição UP para a posição APPROACH, os flapes não podem parar em nenhum ponto intermediário. Entre APPROACH e DOWN, os flapes podem parar como desejado pelo movimento da alavanca para a posição DOWN até que os flapes tenham movido para a posição desejada, então mova a alavanca de volta para APPROACH. Do mesmo modo, os flapes podem ser movidos para qualquer posição entre DOWN e APPROACH pela elevação da alavanca para UP até que o ajuste desejado seja alcançado, depois volte à alavanca para APPROACH. O calço da posição APPROACH atua como uma parada para qualquer posição maior que 35%. Movendo a alavanca de DOWN para APPROACH não vai retrair os flapes. Quando os flapes estiverem na posição de APPROACH e a alavanca for movida de APPROACH para a posição UP, os flapes se retraem completamente não podendo parar em posições intermediárias. O circuito de força para o motor do flape é protegido por um disjuntor de 20 amperes com a inscrição FLAP MOTOR, localizado no painel de disjuntores do pedestal (figura 15.4). Um disjuntor de 5 ampères, com a inscrição FLAP IND, para o circuito de controle do flape está localizado no painel inferior direito do co-piloto.

SISTEMA DE ALERTA DO TREM DE POUSO O sistema de alerta de trem de pouso é proporcionado para avisar ao piloto que o trem de pouso não está em baixo ou travado durante regimes específicos de vôo. A buzina de aviso sonoro vai tocar continuamente quando os flapes forem baixados para a posição de aproximação (APPROACH 35%). Independentemente do ajuste da manete de potência, até que o trem de pouso seja extendido ou os flapes sejam retraídos. Apesar do sistema de aviso de trem de pouso ser afetado pela posição dos flapes, isso será discutido mais completamente na seção de “Trem de Pouso” desse manual. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

LIMITE DE VELOCIDADES OPERACIONAIS DOS FLAPES As indicações no velocímetro mostram as marcações de velocidades máximas e a gama de operação dos flapes, Vfe (figura 15.5). O triângulo branco indica a velocidade máxima para uso dos flapes extendidos ou limite para aproximação (30%). O limite superior do arco de marcação branco é a velocidade máxima permissível com os flapes extendidos na posição APPROACH (acima de 30%). A velocidade de aproximação com flapes a 30% é de 184 KIAS. Além da posição APPROACH, a velocidade máxima é de 148 KIAS. Baixar as flapes produzirá os seguintes resultados: • • • •

ATITUDE Î Nariz para cima; VELOCIDADE NO AR Î Reduzida; VELOCIDADE DE ESTOL Î Baixada; COMPENSADOR Î Necessário ajuste de nariz “em baixo” para manter a atitude.

SISTEMA DE COMANDO DO LEME DE DIREÇÃO O sistema de controle do leme de direção (figura 15.6) é necessário no auxílio do piloto em manter o controle direcional no caso de uma falha em um motor ou de uma grande variação de potência direcional entre os motores. O sistema é formado por cabo no leme e dois servos de impulso pneumáticos que atuam nos cabos para fornecer pressão no leme a fim de ajudar a compensar a pressão assimétrica. O sistema de impulso do leme de direção consiste em atuadores pneumáticos localizados na empenagem que fornecem deflexão exigida ao leme quando houver uma perda de motor. Um interruptor de pressão diferencial, montado no distribuidor pneumático, gerencia a sangria de ar P3 dos motores. No caso de perda de ar sangrado P3 em um motor (inoperante), este interruptor de pressão energizará um solenóide que atuará no sistema pneumático desviando ar sangrado do outro motor ao atuador apropriado. Durante sua operação, um interruptor sensor de diferencial de pressão faz sangrar ar drenado dos motores. Se o diferencial de pressão do ar drenado exceder a, aproximadamente 50 PSI de pressão diferencial, um sinal proveniente deste interruptor de pressão diferencial abre uma válvula solenóide a uma das linhas do leme de direção, impulsionando somente um dos servos. Com isso, somente um servo pressurizado atuará então sobre um dos cabos do leme. Molas de tensão na conexão entre os servos e o leme os cabos diminuem as folgas no cabo do leme quando um ou outro servo é atuado.


A pressão de ar drenado do motor esquerdo atuará no servo e no pedal direito do leme de direção, movendo-se para frente. A pressão de ar drenado do motor esquerdo atuará no servo e no pedal esquerdo do leme de direção, movendo-se para frente. Um movimento oposto no pedal faz mudar o sentido de atuação do servo. Este sistema somente serve para ajudar a compensar a pressão assimétrica. Deve-se fazer uso dos compensadores do leme de direção para regular um comando apropriado. O sistema é controlado por uma alavanca localizado abaixo da manete de potência (figura 15.7), um botão interruptor com a descrição RUDDER BOOST - OFF, localizado abaixo do compensador do aileron e sua posição correta deste interruptor, antes do vôo, é RUDDER BOOST.


O circuito do RUDDER BOOST é protegido por um disjuntor de 5 ampères, localizado no painel lateral direito. Uma verificação pré-vôo no sistema deve ser executada durante o período preparatório da aeronave, retardando a potência em um dos motores para marcha lenta, e avançar a potência do motor oposto até atingir o diferencial de 50 PSI, o bastante para fechar o interruptor que ativa o sistema de impulso no leme de direção. Movimente o pedal do leme apropriado (motor esquerdo em marcha lenta - pedal direito do leme) para notar o pedal ir para frente, quando o interruptor se fechar, indicando que o sistema está funcionando corretamente, por causa da baixa potência do motor nesse lado. Repita a verificação com os motores opostos, ajustando a potência dos motores a fim de também poder verificar se há o movimento do pedal de leme oposto.


CAPÍTULO 17 SISTEMA DE OXIGÊNIO INTRODUÇÃO Segurança e conforto dos passageiros e pilotos são de primeira importância na operação da aeronave. A tarefa é ensinar aos tripulantes a usar o sistema de oxigênio com total segurança e efetividade, sempre que necessário, dentro dos requerimentos aplicáveis pela FAR´s.

DESCRIÇÃO A seção do sistema de oxigênio inclui sua descrição geral, princípio de operação, controles e procedimentos de emergência. O uso do gráfico de duração do oxigênio envolve problemas simulados de trabalho sob várias condições de vôo. Requerimentos do FAR para as necessidades dos passageiros e tripulantes são parte em discussão, assim como os tipos e disponibilidade das máscaras de oxigênio. Procedimentos de serviços locais referidos no Livro de Operação do Piloto também são incluídos.

SISTEMA DE OXIGÊNIO De acordo com o FAR, a qualquer aeronave que pretenda voar acima de 25.000 pés, o sistema de oxigênio deve estar imediatamente, disponível para a tripulação e os passageiros. O sistema do King Air C90A/B está de acordo com esse requerimento. O sistema de oxigênio (figura 17.1) do King Air C90A/B é do tipo de fluxo constante baseado em um fluxo adequando para uma altitude de 30.000 pés. As máscaras dos tripulantes e passageiros e o gráfico de duração de oxigênio (disponível na seção de procedimentos normais do POH) são baseados em 3.7 LPM NTPD. A única exceção é a máscara opcional da tripulação do tipo diluidora-por-demanda quando usada no modo 100%. Para a computação da duração do suprimento de oxigênio, cada máscara, sendo usada no modo 100%, é contada como duas máscaras e 3.7 LPM NTPD, cada.

SISTEMA MANUAL DE COLOCAÇÃO DA MÁSCARA DE OXIGÊNIO O sistema de colocação manual (plug-in) é do tipo fluxo constante (figura 17.2 e 17.3). Cada tomada das máscaras são equipadas com seus próprios orifícios reguladores. As máscaras de oxigênio do piloto e do co-piloto são máscaras de oxigênio de acesso rápido e são conectadas diretamente às linhas do abastecimento de oxigênio (figura 17.4). Quando as máscaras por demanda não estão em uso, ficam penduras em um suporte atrás da cabeça do piloto e do co-piloto. As máscaras dos passageiros são colocadas em bolsas, na parte de trás dos assentos, com exceção das máscaras instaladas no alto da cabine (couch). As saídas da cabine do C90A/B estão localizadas nas cavidades cobertas em ambos os finais dianteiros e traseiro na linha das cabeças, na cabine. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Figura 17.2 – Máscara dos Passageiros

Figura 17.3 – Máscaras dos Tripulantes


Para usar as máscaras, coloque (cubra) o nariz e a boca e ajuste o elástico ao redor da cabeça para segurar a máscara firmemente no lugar. Todas as máscaras são facilmente ligadas nas suas respectivas tomadas pela colocação do plug no orifício empurrando firmemente e girando por aproximadamente ¼ de volta no sentido horário. Para desconectar a máscara facilmente, faça a operação reversa.

O cilindro de abastecimento de oxigênio está localizado na área despressurizada traseira da fuselagem (figura 17.5). O regulador de pressão do sistema de oxigênio e a válvula de controle são fixados ao cilindro, e são ativadas por um botão empurre/puxe remoto, localizado na parte traseira do painel de controle de luzes do teto da cabine de comando (figura 17.6).

Quando esse controle é empurrado para dentro, nenhum abastecimento de oxigênio estará disponível para o interior da aeronave. Quando esse controle for puxado para fora, o sistema de oxigênio será abastecido com oxigênio, pronto para uso, desde que o cilindro de abastecimento de oxigênio não esteja vazio. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

O mostrador de pressão do abastecimento de oxigênio está localizado no painel interior do lado direito do copiloto (figura 17.7).

O controle de oxigênio deve ser puxado para fora antes de alcançar 18.000 pés, a fim de assegurar que o oxigênio vai estar imediatamente disponível a qualquer hora, quando for necessário. O suprimento de oxigênio pode ser interrompido descendo-se abaixo de 18.000 pés.

MÁSCARAS DE OXIGÊNIO DILUIDORA POR DEMANDA (OPCIONAL) A tripulação é provida com máscaras de oxigênio de ação rápida, diluidora por demanda (figura 17.4). Essas máscaras são presas na parte traseira da cabine de comando, atrás dos assentos do piloto e do co-piloto. Elas estão seguras na posição armada, por clips de mola de tensão, e podem entrar em funcionamento imediatamente com o uso de uma das mãos. As máscaras da tripulação liberam oxigênio para o uso somente por inalação. Conseqüentemente, não haverá nenhuma perda de oxigênio quando as máscaras forem conectadas e a alavanca PULL ON for puxada para fora, através da qual o oxigênio é imediatamente colocado em disponibilidade. Uma pequena alavanca em cada máscara de oxigênio permite a seleção de dois modos de operação: •

NORMAL – O ar da cabine é misturado com o oxigênio abastecido através da máscara. Isto reduz o consumo da quantidade do suprimento de oxigênio e também é mais confortável do que o uso do oxigênio em 100%.

•

100% - Usado quando há fumaça ou vapores na cabine de comando. Esta posição deve ser usada para prevenir a inalação de ar contaminado. Por esta razão a alavanca seletora sempre deve ser deixada na posição 100%, quando as máscaras não estão sendo usadas de modo que elas estarão sempre prontas para o uso máximo em emergência. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

As máscaras de oxigênio dos passageiros na cabine (figura 17.2) foram projetadas para serem ajustáveis ao uso de uma pessoa normal com uma vazão mínima de oxigênio. Para usar a máscara, cubra a boca e o nariz com a face da máscara e ajuste o elástico ao redor da cabeça para assegurar a máscara no lugar. Coloque a conexão em uma das saídas de oxigênio, empurrando firmemente para dentro, e gire por aproximadamente ¼ de volta no sentido horário para travá-la no lugar. Se o oxigênio estiver disponível (o sistema está ligado e o cilindro de oxigênio está carregado), o indicador de fluxo vermelho (ou laranja) vai mover e a porção verde vai entrar no campo de visão. O saco de mistura vai inflar com a respiração. Respire normalmente. A eficiência do sistema é determinada pela adaptação da máscara de oxigênio. Tenha certeza de que as máscaras de oxigênio estejam ajustadas adequadamente e estão em boas condições. O plug da mangueira deve ser conectado para parar o fluxo de oxigênio. Estas considerações são importantes a qualquer hora que o oxigênio estiver em uso. Não use produtos inflamáveis próximo ao oxigênio. Itens comuns como batons, maquiagem de mulher, protetores de lábios ou cera para bigode podem inflamar espontaneamente na presença de oxigênio. Esses itens devem ser removidos antes de fazer uso do oxigênio. Não é permitido fumar na aeronave quando o oxigênio for usado. As seguintes precauções devem ser tomadas quando for fazer serviços no sistema de oxigênio: 1. Não faça nenhuma operação que possa criar faíscas. Deixe cigarros acesos ou fogo longe da vizinhança da aeronave quando as saídas de oxigênio estão em uso. 2. Inspecione a conexão de abastecimento quanto à limpeza antes de fixá-la na válvula de abastecimento. 3. Tenha certeza que suas mãos, ferramentas e roupas estão limpas, particularmente de graxa ou óleo. Esses contaminantes são extremamente perigosos em vizinhanças com oxigênio. 4. Como uma precaução maior contra fogo, abra e feche todas as válvulas de oxigênio vagarosamente durante o abastecimento.

ABASTECIMENTO DO CILINDRO DE OXIGÊNIO Quando for abastecer o sistema de oxigênio, use somente oxigênio para respiração de aviador, MIL-0-27210.

NÃO USE OXIGÊNIO MEDICINAL. ELE CONTÉM SIÓXIDO DE CARBONO, NÃO APROVADO PARA VÔO.

ENCHA O SISTEMA DE OXIGÊNIO VAGAROSAMENTE PELO AJUSTE DA TAXA DE RECARREGAMENTO COM A VÁLVULA REGULADORA DE PRESSÃO NO CILINDRO DE SERVIÇO PORQUE O OXIGÊNIO, NO SOLO SOB ALTA PRESSÃO, VAI CAUSAR UM CALOR EXCESSIVO NA VÁLVULA DE ABASTECIMENTO. ENCHA O CILINDRO (CILINDRO DE 22 PÉS CÚBICOS) PARA UMA PRESSÃO DE 1.800 +/- 50 PSI A UMA TEMPERATURA DE 70ºF. ESSA PRESSÃO PODE SER AUMENTADA COM UM ADICIONAL DE 3,5 PSI PARA CADA GRAU DE AUMENTO NA TEMPERATURA, SIMILARMENTE, PARA CADA GRAU DE DIMINUIÇÃO DA TEMPERATURA, REDUZA A PRESSÃO DO CILINDRO DE 3,5 PSI. O SISTEMA DE OXIGÊNIO, APÓS O ABASTECIMENTO, VAI NECESSITAR DE UM RESFRIAMENTO E ESTABILIZAÇÃO POR UM CURTO PERÍODO ANTES DE UMA LEITURA CORRETA NO MOSTRADOR PARA QUE POSSA SER OBTIDA. OS CILINDROS DE 49 E 66 PÉS CÚBICOS PODEM SER CARREGADOS COM UMA PRESSÃO DE 1.860 +/- 50 PSI A UMA TEMPERATURA DE 70ºF. QUANDO O SISTEMA É CARREGADO ADEQUADAMENTE, DESCONECTE A MANGUEIRA DE ABASTECIMENTO DA VÁLVULA DE ABASTECIMENTO E RECOLOQUE A CAPA PROTETORA NA VÁLVULA DE ABASTECIMENTO. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

CILINDROS DE OXIGÊNIO O oxigênio para o vôo em altas altitudes é abastecido por um cilindro montado atrás da caverna de pressão traseira, fora do vaso de pressão (figura 17.5). O cilindro é abastecido por uma válvula acessível através de uma porta de acesso do lado direito traseiro da fuselagem. O sistema de alta pressão tem dois mostradores de pressão, um localizado no painel do lado direito do co-piloto, na cabine de comando para uso em vôo (figura 17.7), e um adjacente a válvula de abastecimento, que serve para checar a pressão do sistema durante operação de abastecimento no solo (figura 17.8).

O cilindro de oxigênio é disponível em três diferentes capacidades: • • •

22 pés cúbicos. 49 pés cúbicos. 66 pés cúbicos.

Um regulador de válvula de corte, localizado no cilindro de oxigênio, é comandado por um controle de corte empurre/puxe localizado no teto da aeronave entre os assentos do piloto e do co-piloto (figura 17.6). Empurrando para dentro a alavanca ativa o suprimento de oxigênio. O regulador é do tipo fluxo constante o qual alimenta com oxigênio de baixa pressão através de tubulações de alumínio para as saídas.

A ALAVANCA PULL ON DEVE SER PUXADA PARA FORA PARA ARMAR O SISTEMA DE OXIGÊNIO ANTES DE ALCANÇAR 18.000 PÉS, POIS O CABO DA GARRAFA DE OXIGÊNIO OU O MECANISMO DA GARRAFA PODEM CONGELAR. SE ESSE CABO OU MECANISMO CONGELAR QUANDO A ALAVANCA ESTIVER NA POSIÇÃO OFF (EMPURRADA PARA DENTRO), A ALAVANCA NÃO PODE SER PUXADA PARA FORA E O OXIGÊNIO NÃO ESTARÁ DISPONÍVEL.

AUTONOMIA DO OXIGÊNIO NO CILINDRO Um dos itens do pré-vôo é checar o oxigênio disponível, considerando o número de passageiros e de membros da tripulação, para assegurar que seja suficiente para descendentes de 12.500 pés, ou até que uma perda de pressão na aeronave possa ser corrigida e a pressão da altitude da cabine seja restaurada. A pressão do sistema de oxigênio cheio é de 1.800 +/- 50 PSI em 70ºF para o cilindro de 22 pés cúbicos, e de 1.850 +/- 50 PSI para Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

cilindros maiores. Primeiro, leia o mostrador de pressão de oxigênio e anote a pressão. Determine do gráfico OXIGEN AVAILABLE WITH PARTIALLY FULL BOTTLE a porcentagem da capacidade usável. Para obter a duração em minutos de abastecimento, obtendo a duração para a garrafa cheia da OXYGEN DURATION TABLE, considerando o número de pessoas a bordo, multiplique a duração da garrafa cheia por uma porcentagem disponível da garrafa cheia para obter a duração em minutos do oxigênio disponível. Nas aeronaves C90A/B, a duração de oxigênio é para um sistema de oxigênio o qual usa a máscara de colocação com cor codificada vermelha, taxada de 3.7 SLPM NTPD (Standard Liters PR Minute – Normal Temperature Pressure) de fluxo. Ambas são aprovadas para altitudes de ater 30.000 pés.

CÁLCULO DA DURAÇÃO DO OXIGÊNIO Nessa computação simples, a duração do oxigênio é computada para um sistema de oxigênio Puritan – Zep, o qual utiliza máscaras de coloração de cor codificada vermelha, que são taxadas a 3.7 SLPM de fluxo e é aprovada para altitudes de até 30.000 pés. Essa tabela é também usada para as máscaras de oxigênio de tripulação diluidora de demanda de ação rápida opcional. Quando selecionada para o modo 100%, o número das máscaras da tripulação em uso deve ser dobrado para a computação. Para computar a duração de oxigênio para 4 passageiros e 2 tripulantes, usando suas máscaras em modo 100%, consideramos 8 pessoas usando oxigênio.

Para calcular a duração em minutos de oxigênio disponível para 8 pessoas, assume-se o mostrador de pressão mostrando 1.500 libras. Entre no gráfico PERCENT OF USABLE CAPACITY (figura 17.9) em 1.500 libras e leia na interseção da diagonal de 32ºF, então desça para ler 85% de capacidade útil. Para calcular a duração disponível, entre no gráfico DURATION IN MINUTES (tabela 17.1) para a coluna 8 pessoas usando e leia em baixo para 55 minutos disponíveis para a garrafa de abastecimento de 66 pés cúbicos. Agora pegue 85% de 55 e ache a duração disponível de oxigênio correta de aproximadamente 46 minutos.


TEMPO DE CONSCIÊNCIA APROVEITÁVEL No caso de descompressão a uma altitude, a necessidade primária é para oxigênio para prevenir hipóxia. Hipóxia é uma falta de oxigênio necessário para manter o cérebro e outros tecidos do corpo funcionando apropriadamente. Os primeiros sintomas de hipóxia, tal como uma sensação de bem-estar, rapidamente resultando em reações lentas, fadiga não usual e dores de cabeça. A tripulação deve agir rapidamente para usar as máscaras de oxigênio e abastecer oxigênio para os passageiros antes dos sinais de hipóxia. O anunciador ALTITUDE WARN se ilumina quando a altitude interna da cabine excede 10.000 pés (12.500 pés para LJ-1353 e superior), quando o anunciador amarelo ALTITUDE WARN se ilumina devido a uma pressão inadequada da cabine, ou perda de pressurização em altas altitudes. A tripulação e passageiros devem usar as máscaras de oxigênio imediatamente e descer a aeronave para uma altitude segura. A tabela TABLE OF USEFUL CONSCIOUSNESS (tabela 17.2) mostra o tempo médio de consciência aproveitável disponível em várias altitudes. Esse tempo vai dos primeiros sinais de hipóxia até a perda da performance efetiva. Indivíduos podem diferir dos valores mostrados na tabela. Usando o procedimento EMERGENCY DESCENT na seção EMERGERNCY PROCEDURE do POH, uma descida muito rápida pode minimizar os efeitos de hipóxia.

TESTE DO CILINDRO DE OXIGÊNIO Os cilindros de oxigênio usados no King Air C90A/B são de dois tipos conhecidos: Cilindros de peso leve – Estampados com “3HT” no prato lateral, deve ser testado hidrostaticamente a cada 3 anos e a data do re-teste está estampada no cilindro. Essa garrafa tem uma vida de serviço de 4.380 pressurizações ou 15 anos, o que ocorrer primeiro, e então deve ser descartado. Cilindros de peso regular – Estampados com “3 A” ou “JAA”, devem ser testados hidrostaticamente a cada 5 anos e a data do re-teste está estampada no cilindro. A vida de serviço desse cilindro não é limitada.

TREINAMENTO FISIOLÓGICO O que é isso? Î O treinamento Fisiológico é um programa dirigido para a compreensão e a sobrevivência no ambiente de vôo. Cobre os problemas corporais das variações de altitudes e recomenda procedimentos para impedir ou minimizar os erros do fator humano que ocorrem em vôo. Quem precisa fezê-lo? Î O curso é muito benéfico aos tripulantes. São igualmente recomendado para todos os outros profissionais ligados à aviação, controladores aéreos, examinadores, médicos da aviação e outras pessoas do sistema nacional da aviação. Onde posso fazer este curso?


Î O curso de formação fisiológica pode ser feito em qualquer escola de aviação que tenha algo voltado diretamente aos problemas da aviação civil (figura 17-10). Instalações militares e corpos de bombeiros ministram um programa residente para pessoais não ligadas ao sistema.

Quanto tempo dura o curso? Î O curso dura um dia inteiro. Qual o conteúdo programático do curso? Î Muitos tópicos são cobertos pelo curso. Inclui o ambiente ao qual o tripulante será exposto, quais as funções fisiológicas do corpo ao nível do solo e alterações de algumas destas funções por mudanças ambientais. Quanto mais alto se voa, mais crítico se torna a necessidade de oxigênio suplementar. Esta necessidade é discutida de modo que o aluno compreenda porque um piloto não pode voar em segurança em alturas superiores a 12.500 pés por um período prolongado com baixa oxigenação, mesmo em aviões pressurizados. São discutidos os equipamentos de oxigênio e a pressurização. Quando os pilotos são confrontados com determinadas situações fatigantes, há uma tendência a respirar demasiadamente rápido. Este tópico (hiper-ventilação) e os métodos do controle também são discutidos. Dores no canal auricular durantes as descidas e outros problemas com gases no corpo e procedimentos para impedir ou minimizar esses problemas são explicados. O álcool, o cigarro e as drogas são discutidos enquanto se aplica ao vôo. A vertigem é discutida e demonstrada de modo que o aluno compreenda porque um piloto nunca deve tentar voar entre nuvens e em outras situações de tempo onde a visibilidade é reduzida. Os cursos residentes incluem um vôo em câmaras de altitude, onde os alunos experimentem sintomas individuais da deficiência do oxigênio assim como a descompressão. Este vôo demonstrará: 1. O equipamento de oxigênio apropriado e seu uso protegerão um indivíduo da deficiência do oxigênio. 2. O indivíduo pode experimentar e reconhecer os sintomas encontrados em vôo real e saberem qual ação necessária para impedir a perda de julgamento e de consciência. 3. A descompressão não é um acontecimento perigoso. As ações apropriadas são planejadas e tomadas quando forem necessárias. Quais são as condições prévias para esse treinamento? Î Os interessados devem estar com o exame do CCF válido pela ANAC. Uma taxa de vinte dólares é exigida. O pretendente deve ser dezoito anos de idade ou mais. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

CAPÍTULO 18 PROCEDIMENTOS DE EMERGÊNCIA Obs.: Todas as velocidades aerodinâmicas (IAS) assumem erros zero no instrumento.

DESCRIÇÃO



CRM CREW RESOURCE MANGEMENT ( GERENCIAMENTO DE RECURSOS DA CABINE )

CLR

COMMAND, LEADERSHIP, RESOURCE MANAGEMENT ( COMANDO, LIDERANÇA E GERENCIAMENTO DE RECURSOS ) INTRODUÇÃO Boa parte dos acidentes ocorrem em fases críticas do vôo e a aproximação não estabilizada responde pela maioria deles, nessa fase. Gerenciamento de cabine mal feito, com PF não muito democrático, pode determinar o evento final, ou eventos finais vários. Eventos que vão desde um "over run", perda do eixo da pista e derrapagens, dependendo da fase do vôo e da quantidade de combustível e ocorrências mais graves com fogo a bordo. Uma grande porcentagem dos acidentes são causados por erros dos tripulantes, podendo ser ligada a uma falta da liderança e dos trabalhos de equipe na cabine de pilotagem. É devido a este fato de que a liderança e a gerência de recurso da cabine do piloto têm componentes exigidos tornados de cada programa de formação da linha aérea.

DESCRIÇÃO Focando a segurança de vôo, o treinamento de CRM envolve conhecimentos e atitudes da tripulação para tomadas de decisões e solução de problemas. Um trabalho em equipe que demanda uma comunicação efetiva com disciplina. Em simuladores ou no interior da cabine, em vôo, o gerenciamento de cabine é realizado num ambiente realista, melhorando a imersão no vôo e trazendo mais resultados ao treinamento. Como piloto é sua responsabilidade para com você e aqueles que voam com você, para com os outros pilotos e para com terceiros no solo, voar prudentemente e com segurança.

GERENCIAMENTO CORRETO DE CABINE Para maior segurança proceda uma intenso gerenciamento de cabine da seguinte forma: a) Defina quem é o piloto em comando. b) Planeje quem faz o que em caso de emergência. c) Mantenha a cabine (cockpit) organizada com um lugar definido para cada coisa. d) Armazene adequadamente a bagagem e não deixar objetos soltos, principalmente no piso da aeronave.

FAÇA: − Familiarize-se com sua aeronave, conheças as limitações dela e as suas! − Esteja atualizado e habilitado em sua aeronave, ou voe com um instrutor qualificado até estar atualizado e habilitado. − Planeje antecipadamente todos os aspectos do seu vôo, incluindo condições atmosféricas na rota e reserva de combustível adequada. − Utilize os serviços de meteorologia disponíveis: Boletins Informativos de Meteorologia, Informativos de tempo (meteorologia) em Vôo e Estações de Meteorologia de Serviço Aeronáutico. − Faça uma cuidadosa inspeção de pré-vôo. − Utilize uma Checklist aprovado. − Tenha mais combustível do que o necessário para decolagem, viagem e reserva para alternativa. − Tenha certeza de que o limite de carga e de C.G. não estão sendo ultrapassados. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

− Os pilotos devem usar os cintos de segurança abdominal e peitoral o tempo todo. − Cientifique-se de que todos os itens carregados para bordo e bagagem estão devidamente presos. − Verifique se os comandos estão livres e correspondentes antes da decolagem. − Mantenha as velocidades recomendadas para decolagem, subida, descida e pouso. − Evite a turbulência de esteira dos aviões maiores. − Planeje antecipadamente ao início do vôo a utilização dos tanques e as transferências de combustível. Utilize o tanque auxiliar somente em vôo de cruzeiro. − Pratique os procedimentos de emergência em altitudes e velocidades seguras, preferencialmente com assistência de um qualificado piloto instrutor, até que as ações requeridas passem a ser instintivas. − Mantenha sua aeronave em boas condições mecânicas. − Esteja informado e alerta: voe de uma maneira cônscia.

NÃO FAÇA: − Não decole em situação de congelamento, gelo ou neve na aeronave. − Não decole com menos combustível que o recomendado adicionado das reservas adequadas e não deixe o tanque zerar antes de fazer a transferência. − Não voe imprudentemente, com exibicionismo ou descuidadamente. − Não voe em tempestades ou condições atmosféricas severas. − Não aplique os controles de maneira abrupta ou com forças que possam exceder os limites de carga de projeto da aeronave. − Não voe em condições meteorológicas para as quais você não está habilitado ou estejam acima da sua capacidade atual. − Não faça qualquer decolagem ou pouso sem usar o CheckList. − Não voe quando estiver física ou mentalmente exausto ou abaixo de sua capacidade normal. − Não acredite na sorte! Existe uma enorme quantidade de informações disponível para o piloto gerada com a exclusiva finalidade de tornar seu vôo mais seguro, fácil e rápido. Tire vantagem deste conhecimento e esteja preparado para enfrentar uma emergência na eventualidade que uma venha a ocorrer. Você como piloto tem responsabilidades perante as regulamentações governamentais. Elas foram estipuladas para sua proteção, proteção de seus passageiros, proteção dos outros pilotos e de terceiros no solo. O cumprimento a tais regulamentos é obrigatório. ELEMENTOS DO CLR COMANDO Autoridade do capitão. Treinamento e Desenvolvimento

LIDERANÇA Definição dos problemas. Inquérito. Defesa. Tomada de decisão.

GERENCIAMENTO DE RECURSOS Comunicação. Planejar para coordenar. Resolução de conflitos. Autocrítica.

ELEMENTOS DA LIDERANÇA Motivação a tarefa preliminar. Reconhecimento do reforço do desempenho desejado pode modificar hábitos e comportamento. Exemplo que demonstre o comportamento e o desempenho desejados. Manter os membros da tripulação para atender às relações pessoais, às disputas de resolução, a harmonia encorajadora e a cooperação entre estes e segurando uma comunicação eficaz. Alocamento do papel dos deveres, particular significativos administrativos durante a carga de trabalho ou situações de emergência elevadas.

Ao discutir CLR/CRM, em particular interesse temos dois elementos: Dilemas do Comandante - autoridade contra a dependência. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Como um bom comandante, você não deve desejar a dependência de seus tripulantes. Visa somente a participação. Teambuilding Os estudos encontraram que que capitão faz durante as actas de reunião primeiras seu grupo tem um impacto significativo no desempenho total do ’ s do grupo em equipa. Os capitães eficazes constroem o – eficaz das equipes Criam uma atmosfera que incentive uma circulação da informação livre e aberta. Capitães menos eficazes Crie uma atmosfera que, para uma multidão de razões, iniba a circulação da informação. Resolvendo o dilema do ’ s do capitão - instruções Para segurar aquelas actas de reunião críticas primeiras/de dar forma seu … dos grupos O ’ eficaz s do capitão começou com uma instrução. Instruções Em geral, quando dois ou mais povos vêm junto executar uma tarefa, dão forma a um grupo. Durante esse processo da formação há três coisas que o grupo precisa de saber o …. o Tarefas - que são nós supor para fazer? o Limites - quem está no grupo, que não é? o Normas - que comportamento é esperado de nós? Breves membros de grupo nas seguintes situações: o Incomun o Emergência o Ambíguo Normas As normas referem o tipo de comportamento que é esperado e aceitável dentro de qualquer grupo. O ’ eficaz s do capitão comunicado a seus grupos que tipo de comportamento sentiram era importante. Fizeram esta em uma variedade de maneiras. Sugestões subtis do comportamento - uma comunicação é importante. Exemplos: “Eu estou escutando” “Eu espero-o falar-me” Instruções - especificamente indic normas o Indicações explícitas sobre como pretenderam trabalhar como o capitão. o As indicações diretas sobre o grupo trabalhariam em determinadas situações. Normas - os três grandes o Segurança o Comunicações eficazes o Cooperação entre crewmembers Limites Os capitães eficazes expandem os limites da cabina do piloto para incluir outro como parte do grupo. Uma boa instrução - realiza o seguinte: o Estabelece a competência o Organizado o Tècnica competente o Social competente o Disavowal da perfeição o Acopla o grupo Elementos adicionais • Introduza-se • Aperto de mão Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

Contato de olho Confiável Equipe orientada CONCESSÃO Vá sobre papéis junto Efeito de atitudes do líder em cima do desempenho do grupo. • • • • •


TRABALHO EM EQUIPE – CRM / CLR Um estudo 1988 da NASA determinou que a atitude do capitão teve um efeito profundo no desempenho do grupo. O estudo mediu o desempenho do grupo no curso de um desengate de cinco dias. Os capitães com uma orientação de 9.9 grades fizeram o melhor trabalho de teambuilding e seus grupos mantiveram os níveis os mais elevados de desempenho de todos os grupos durante o período de cinco dias inteiro. Os capitães com uma orientação de 9.1 grades não começ o mesmo nível de desempenho de seus grupos no início do desengate. No segundo dia, o desempenho dos grupos mergulhou significativamente e melhorou então durante todo o restante do desengate, terminando a quase mesmo nível que os grupos conduzidos por 9.9 capitães. Os capitães com uma orientação de 1.1 grades começaram seus desengates com os mais baixos níveis de desempenho do grupo. Em o segundo dia seus grupos sofreram uma diminuição do desempenho similar aos 9.1 capitães. A diferença principal era que os grupos conduziram por 1.1 capitães nunca repercutiriram. Seus níveis de desempenho permaneceram significativamente mais baixos durante o restante do desengate.


O estudo sups que os grupos conduziram por 9.1 capitães adaptados ao estilo orientado desempenho. Talvez o objectivo comum de maximizar o desempenho ajudado a manter o grupo. O grupo conduziu pelos 1.1 que o capitão deu basicamente acima a tentativa melhorar o desempenho. Talvez foram estados relacionados mais com simplesmente a sobrevivência do desengate e a obtenção do repouso. Atitudes para trabalhos de equipa - a grade, um frame de referência Baseado nos exercícios da liderança você terminou para os exercícios 4 dos trabalhos de casa - 7, você deve poder determinar seu estilo dominante da grade. ( figura 19.x) O estilo da grade de um indivíduo pode ser usado para determinar sua atitude para a liderança. O que a grade é o Uma ferramenta para descrever atitudes e comportamento. o Um tipo da estenografia para representar um teste padrão de comportamento geral. Que o ’ t do Isn da grade o Uma avaliação psicológica o Um mecanismo evaluativo a: o Categorize ou coloc indivíduos em “entalhes” O que nós podemos aprender da grade Aplicar a grade à cabina do piloto pode ajudar a indivíduos em explorar as possibilidades alternativas de comportamento que não podem ter sido desobstruídas a elas. Torna-se um membro da equipa mais eficaz A compreensão do conceito da grade pode permitir uma pessoa de classificar para fora o comportamento doentio ou menos do que inteiramente eficaz e de substitui-lo com o comportamento mais eficaz. Suposições Um estilo da grade do ’ s não define características de uma personalidade do ’ s. O estilo da grade reflete suposições sobre a realidade. As orientações, as atitudes, e as aproximações de uma pessoa são baseadas em suas suposições sobre o mundo em torno delas. Freqüentemente estas suposições são falsas. As orientações, as atitudes, e as aproximações do ’ um s da pessoa são instruídas e podem ser mudadas. Dominante contra o estilo alternativo Os estilos dominantes da grade são geralmente consistentes sobre uma escala das situações. Os indivíduos alternativos do – do estilo tendem a reverter a seu estilo alternativo da grade quando: o Sob a pressão, a tensão ou a tensão o Frustração o Fatiga o Situações do conflito que não podem ser resolvidas em uma maneira característica.

PERGUNTAS E RESPOSTAS 1. Um tripulante com uma orientação dominante 1.1: a. Presta atenção e emula a o que outros membros de grupo estão fazendo a fim evitar a exposição sendo diferentes. b. Abraça objetivos de organização como meios da sobrevivência pessoal. c. Faz um pouco de mais do que a média para assegurar uma posição segura. d. Alcançou um estado de ajuste e de acomodação onde o comportamento pessoal perdeu o significado real. e. Cultiva as habilidades de estar atual ao permanecer uninvolved. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

2. A um piloto que emprega uma aproximação 1.9, a eficácia pessoal com membros da tripulação articulase sobre: a. b. c. d. e.

Mantendo uma disposição ensolarada Fazendo o trabalho pareça um prazer Começ mais trabalho feito do que qualquer um outro Sendo gostado por povos Moral elevada de manutenção

3. A um piloto que utiliza uns 9.1, a orientação, uma aproximação comum aos erros de controlo é: a. b. c. d. e.

Faça um exemplo do partido culpado. Rache-se para baixo neles rapidamente e duramente Relate-os a uns níveis mais elevados, explicando porque ou não são pessoal culpado. Advirta o indivíduo que a acção disciplinar estará tomada se any more os erros ocorrem. Tome a ação corretiva que eliminará as causas de tais erros no futuro.

4. O emprego de uns 9.9 orientou a aproximação na cabina do piloto: a. Coloca um prêmio na participação produtiva de todos os membros de grupo na resolução de problema. b. Conduzirá provavelmente à maior eficácia entre membros de grupo no prazo mas provavelmente não no a curto prazo. c. Fá-lo mais provavelmente que a ação estará adiada em uma circunstância dada um pouco do que o deslocamento para uma outra aproximação. d. _ tender para estar mais demorado mas também mais rewarding e produtivo. e. Coloca mais ênfase na motivação e a participação de primeiros e segundos oficiais e de capitães. 5. a. b. c. d. e. 6. a. b. c. d. e. 7. a. b. c. d. e.

Um piloto demonstra uma orientação 5.5 quando ou tratam os sentimentos hostis tentando: Alivie-os sem necessariamente resolver as edições mais profundas. Vindo ao acordo com o membro de grupo nas maneiras em que podem melhorar seu relacionamento. Escute até que a hostilidade se esgote. Persuada o membro de grupo ver um conselheiro profissional. Ajuste o ambiente do trabalho de modo que o membro de grupo esteja sob menos pressão. A estrutura da grade da gerência do comando/liderança/recurso é usada: Descreva e estude o comportamento. Investigue os aspectos inspiradores do desempenho. Identifique características individuais da personalidade. Preveja a conseqüência de tipos particulares de ações. Classific o desempenho individual. Um estilo alternativo de membro de grupo é: Esse empregado o mais tipicamente quando o estilo dominante não está sendo empregado. Geralmente menos eficaz do que o estilo dominante. Empregado raramente se o estilo dominante é forte. Mudado mais facilmente do que o estilo dominante desde que tende a ser mais fraco. Revelado raramente a outro excetue sob circunstâncias adversas.

Responda que os seguintes preenchem as perguntas em branco usando os termos exatos do comunicado da grade. 8. Na matriz da grade, o represents__________________________________ da linha central de X. 9. Na matriz da grade, a linha central de Y representa o __________________________________. Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

10. De acordo com o comunicado da grade, quando os membros de grupo trabalham junto em uma maneira problem-solving tais que seus esforços combinados rendem um resultado que fosse maior do que a soma do que cada um pode os fazer individualmente conseguiram o _________________. http://www.avia141.com/CRM__overview.htm


King Air C90 AB Pilot Training Manual

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