King C90 - Resumo Do Manual

M A N U A L C O M P R O P Ó S IT I T O D E T R E IN IN A M E N T O

NOTA IMPO IMPO RTANTE

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 B eechcraft eechcraft King Air C -90A/B. AVISO

O material contido neste manual é baseado em informações obtidas dos manuais do piloto fornecidos fornecidos pelo pelo fabricante da aerona aeronave ve e dos dos manua anuais is de manu manutençã tenção. o. Ele deve deve ser usado usado som ente com o propósito propósito d e fam iliari iarização e treinamento. treinamento. No m om ento da im i m pressão deste manu al, ele estava estava com pletam pletam ente atuali atualizado. No caso de

um conflit conflitoo entre entre as informaç informaçõe õess contida contidass aqui aqui e as publicaç publicaçõe õess emiti emitida dass pelo pelo fabrican fabricante te ou pela FAA, prevalecem às informações informações do fabricante fabricante e da F AA.

Quero uero que que você você tenha tenha o melhor aprove aproveititam amen ento to possível. possível. Agrade Agradeço ço qualqu qualquer er sugestão sugestão que possa ser enviado para que eu possa melhorar ainda mais este manual ou para qualquer outro aspecto do program a de treinamento treinamento B eechcraft. eechcraft. A reprodução total ou imparcial, imparcial, xérox ou encadernam ento deste manu al é permiti permitida m esm o sem autorização autorização expressa de quem o fez.

***** INFORMAÇÕES GERAIS KINK AIR C90A/B ***** 1. LIMITAÇÕES DE VELOCIDADES NORMAIS (9.650 lbs) Velocidade máx. de vento cruzado demonstrado . demonstrado ............. .......................... ............................ ........................... ........................ ........... ...... 25 Nós Velocidade de Stall (Vs - flapes Full / Full / Power Off) Off) ........................... ......................................... ........................... ........................... ................. ... 76 Nós Velocidade de Stall (VS - flapes UP) ........................... ......................................... ............................ ............................ ........................... ..................... ........ 89 Nós Velocidade de Rotação (flapes UP) ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................ ...................... ........ 97 nós Velocidade mín para vôo com 1 motor inoperante intencionalmente (Vsse) .............................. .............................. 97 nós Velocidade melhor ângulo de subida bibi-motor (Vx) .......................... ........................................ ............................ .......................... ............ 101 Nós Velocidade para abortar a decolagem ............................ ........................................... ............................. ........................... ........................... ................. ... 101 nós Velocidade de Rotação (flapes UP + obstáculo a 50 pés) ........................... ......................................... ............................ ................ 104 nós Velocidade melhor razão de subida bi-motor bi-motor (Vy) ............................ .......................................... ............................ .......................... ............ 11 2 Nós Velocidade de pouso (flapes UP) ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ........................ .......... 115 Nós Velocidade de pouso a 9.600 lbs/4.354 kg (flapes DOWN) DOWN) ....................... ............................................... ................................ 115 Nós Velocidade máxima de de aproximação com fullfull-flap (Vfe – (Vfe – Flap Flap--Down) ........................... ..................................... .......... 148 Nós Velocidade de manobras (Va) ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................ ............................ .............. 153 Nós Velocidade de penetração em turbulência ............................ .......................................... ............................. ............................. ....................... ......... 161 Nós Velocidade máxima para recolher o trem de pouso (Vlo) ........................................ ........................................... ................ ............... 163 Nós Velocidade máxima para baixar o trem de pouso (Vlo) .................... .................................. ............................ .......................... ............ 182 Nós Velocidade máxima para trem de pouso estendido (Vle) ........................................ ....................................................... ................... 182 Nós ................................. 184 Nós Velocidade de aproximação com flapflap-approach (Vfe - triângulo branco) ................................. Velocidade máxima operacional (Vmo) ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................ .............. 226 Nós Velocidade Max para voar em condição de congelamento ................................... .................................................. .................... ..... 226 nós Mach máximo operacional (Mmo) ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ...................... ........ Mach .46 Velocidade de subida subida (MSL (MSL até FL100) ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................ .............. 150 Nós Velocidade de subida (FL100 até FL200) ............................ .......................................... ............................ ............................. ......................... .......... 130 Nós Velocidade de subida (FL200 até FL250) FL 250) ........................... ......................................... ............................ ............................ .......................... ............ 120 Nós Velocidade de subida (FL250 até FL300) ............................ .......................................... ............................ ............................. ......................... .......... 110 Nós

2. LIMITES DE VELOCIDADES DE EMERGÊNCIA Velocidade mínima de controle no ar (Vmca / Red Line) Line) .......................... ........................................ ............................ ................... ..... 90 nós Velocidade de melhor ângulo de subida monomotor (Vxse) (Vxse) ............................. ............................................ ................... ...... 100 Nós Velocidade de aproximação final monomotor (flape down) d own) .................................... .................................................. .................. .... 100 Nós Velocidade de melhor razão de subida monomotor (Vyse (Vyse – – blue line) ................................... ....... 10 7 Nós line) ............................ Velocidade mínima mínima de subida em rota monomotor .......................... ........................................ ............................ .......................... ............ 10 8 Nós Velocidade mínima de aproximação monomotor (flape approach) ..................................... .......................................... ..... 125 Nós Velocidade de melhor distância de planeio ........................... ........................................ ........................... ............................ ........................ .......... 125 Nós Velocidade de descida em emergência e mergência ....................................... ..................................................... ............................ ............................ ................. ... 182 Nós

3. PESOS MÁXIMOS CERTIFICADOS Peso Básico (PB) ........................... ......................................... ........................... ........................... ............................ ............................ ............................ ..................... ....... 6.500 lbs Peso Máximo de Rampa (PMT) ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ .................. ......... 9. 9 .710 lbs Peso Máximo de Decolagem (PMD) ............................ .......................................... ............................ ............................ .......................... ............ ..... ..... 9.650 9.650 lbs Peso máximo de pouso (PMP) ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................. .......................... ........... 9. 168 lbs 168 lbs

Peso máximo zero combustível (PMZC) .......................... ........................................ ............................ ............................. .................... ..... sem limit ação Peso máximo nos compartimentos de bagagem (traseiro (traseiro)) .................. ................................ ............................ ........................ .......... 350 lbs Peso máximo nos compartimentos de bagagem (nariz) .................................. ................................................ .......................... ............ 350 lbs

4. LIMITES DE CARGAS (aprovado pelo FAA) Toda a carga tem que ser fixada corretamente usando sistema de amarração de cargas. carg as. A carga deve ser arranjada de tal maneira que deixe disponível acesso livre das saídas nor normais e de emergência aos pilotos.

5. PRESSÃO DOS PNEUS Trem Principal (8.50 x10) x 10) ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ............................ .................. .... 52 a 58 5 8 lbs Trem dianteiro (6.50 x10) .......................... ........................................ ............................ ............................ ........................... ........................... .................... ...... 51 a 55 lbs

6. CARREGAMENTO ESPECÍFICO Carregamento de asa .............................. ........................................... ........................... ............................ ............................ ............................ .................. .... 32.8 Lbs/pés² Power Loading ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ............................ ............................ ..................... ....... 8.8 Lbs/HP

7. GRUPO MOTOPROPULSOR Número de motores .......................... ........................................ ............................ ............................ ............................ ........................... ........................... ............................ ................. ... 2 Tipo de motor ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ........................... ........................... .................. Pratt & Whitney Modelo do motor …………………………………….………………………………… …………………………………….…………………………………...…….…….. ...…….…….. PT6A-21 PT6A- 21 Potência do motor .......................... ........................................ ............................ ............................ ............................ ........................... ........................... ..................... ....... 550 SHP Número de eixos eixos ……………………………….....…………...… ……………………………….....…………...….. 2 (1 compressor de gás e 1 da turbina) Tipo de estágios dos do s compressores ................................... ........................................ ..... 3 estágios axiais e 1 estágio centrífugo Tipo de câmara de combustível ............................ ........................................... ............................ ........................... ............................ ........................... ................. Anular Estágio dos compressores ....................................... ..................................................... ............................ ................. ... Estágio simples de fluxo axial Estágio da turbina de potência ............................ ................................. ................... .................... ...... 2 estágios de turbina com co m fluxo axial Potência disponível ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ........................... ...................... ......... 550 SHP cada Limite de rotação do compressor Ng ....................... ................................ ......... Máx. Dec/Cont./Sub. 101.5% (38.100 RPM) Limite de rotação da hélice N1 …….……………................. …….……………...........................….. ..........….. Máx. Dec/Cont./Sub. 2.200 RPM Vida útil dos motores (ciclo de inspeção) ...................................... .................................................... ............................. ........................ ......... 3.500 h oras Nível mínimo de óleo no motor .................................... .................................................. ............................ ............................ ............................ ................ 1,5 Us Gal

8. LIMITE DAS PARTIDAS DOS MOTORES (bateria interna) Primeira partida (ON) aguardar (OFF) ................ .............................. ........................... .......................... ............. 20 seg. ON / 120 seg. OFF Segunda tentativa (ON) aguardar (OFF) ...................................... .................................................... .............. 20 seg. ON / 120 seg. OFF Terceira tentativa (ON) aguardar (OFF) ...................................... .................................................... .................. .... 20 s eg. ON / 60 min. OFF

9. LIMITE DAS PARTIDAS DOS MOTORES (fonte externa) Primeira partida (ON) aguardar (OFF) ............................. ........................................... ............................ ................ 40 seg. ON / 60 seg. OFF Segunda tentativa ( tentativa (ON) ON) aguardar (OFF) ............................ .......................................... .......................... ............ 40 seg. ON / 60 seg. OFF Terceira tentativa (ON) tentativa (ON) aguardar (OFF) .......................... ........................................ ............................ .................. 40 s eg. ON / 30 min. OFF

10. HÉLICES Número de hélices ................ ............................. ........................... ........................... ........................... ............................ ........................... ........................... ............................ .................. 2

Fabricante das hélices ..................................... ................................................... ................ Hartzell Propeller Company, Inc. (Piq ua, OH) Número de pás das hélices .......................... ........................................ ............................ ........................... ........................... ............................ ............................ ................... ..... 4 Modelo das hélices ............................ .......................................... ............................ ........................... ........................... ............................ ................... ..... Hartzell HC -E4N Vida útil das hélices ........................... ......................................... ............................ ........................... ........................... ............................ ........................... ............. 3.000 h oras Diâmetro máximo das hélices ........................... .......................................... ............................. ........................... ........................... ...................... ........ 93 poleg adas Diâmetro mínimo das hélices ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ...................... ........ 92 poleg adas Tipo de hélice ................................. ..................................... .... Rotação constante, reversível, contra peso, atuação hidráulica Escala do passo normal da hélice (STA 30) ............................ .......................................... ............................ ............................ .................... ...... 84º a 85º Escala do passo reverso da hélice (STA 30) ................................... ................................................. .................. .... ................ -9º a +/ - 0,5º Rotação transiente (não exceder a 5 segundos) ........................................ ...................................................... ......................... ........... 2.420 RPM Rotação no reverso ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................. ............................. .......................... ............ 2.100 RPM Rotação em todas as condições normais n ormais ................................... ................................................. ............................ ........................... ............. 2.200 RPM Observações importantes: O limite máximo de velocidade da hélice é 2.420 RPM (limitado a 5 segundos). Velocidade excessiva acima de 1.900 RPM poderá indica falha no governador primário da hélice. Velocidade de hélice superior a 2.288 RPM poderá indicar falha primária e/ou excesso em ambos os governado governadores, primário e secundário (Overspeed (Overspeed Governor Governor). Nunca armar o reverso com velocidade inferior a 80 KIAS. Operação no solo com rotação de hélice entre 400 e 1.100 RPM são proibidas. Operação entre 0 e 400 RPM hélice é permitido apenas com hélice em passo bandeira. Operação estável, no solo, dentro de uma gama alta de RPM de hélice, pode gerar tensões e resultar em uma fadiga na hélice e perda de controle da aerona aeronave.

11. COMBUSTÍVEL Combustíveis normais de uso ........................... ......................................... ............................ ............................ ......................... ........... Jet A, Jet A -1, Jet B Combustíveis especiais de uso .................................... ............................................. ......... JP 4, MIL T -5624, MIL II-27886 (Anti(Anti-Ice) Gasolina de Aviação Aviaçã o (limitado a 150 hr. para TBO) ................................. ............................................... ........................ .......... GAV 100/120 Fungicida (concentração entre 135 a 270 ppm) .................................... .................................................. ............................ .................. BIOBOR JF Combustível utilizável total ..................................... ................................................... ............................ ........................ .......... 384 galões / 2.572,8 l ibras Observações Obser vações Importantes: A pressão do combustível em operação, em cada motor, com seu respectivo anunciador FUEL PRESS “aceso” PRESS “aceso” será limitado a 10 horas de vôo entre revisões da respectiva bomba mecânica (Engine Dri Driven Fuel Pump). Não decole com a indicação de quantidade de combustível inferior a 265 265 libras libras em cada asa. Alimentação cruzada só é permitida quando ocorrer falha na bomba Boost ou falha no motor. mo tor. Operação com gasolina de aviação é limitada a vôos até 8.000 pés de alt. pressão com a bomba Boost inoperante (Vôos acima deste nível com a Boost inoperante requer alimentação cruza cruzada).

12. TRIPULAÇÃO MÍNIMA Operação pela norma n orma “FAR Part 91” ............................ .......................................... ............................ ............................ ............................ .................... ...... 1 pil oto Operação pela norma “FAR Part 135” (VFR) ....................................... ..................................................... ............................ ........................ .......... 1 pil oto Operação pela norma “FAR Part Pa rt 135” (IFR) ................................. ................................. 2 pilotos, ou 1 piloto + PA aprov ado

13. LIMITE MÁXIMO DE OCUPANTES Operação pela norma “FAR Part Pa rt 91” ............................. ........................................... ............................ ............................ ......................... ........... 8 ocupan ocupantes Operação pela norma “FAR Part 135” ........................... ......................................... ............................ .................... ...... 9 passageiros + 1 pil 1 pilooto

14. LIMITE MÁXIMO DE OPERAÇÃO DO SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO Operação normal ............................ .......................................... ............................ ............................ ........................... ........................... ............................ ................. ... 30.000 pés Operação com YD inoperante ............................. .......................................... ........................... ............................ ............................ ........................ .......... 17.000 17.000 pés pés Diferencial máximo de pressão ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ............................ ................ 5.1 PSI Altitude de vôo 30.000 pés ............................ ......................................... ........................... ......................... ........... Altitude da cabine = 12.000 pés Altitude de vôo 25.000 pés ............................. ........................................... ............................ ......................... ........... Altitude da cabine = 9.400 pés Altitude de vôo 20.000 pés .............................. ............................................ ............................ ........................ .......... Altitude da cabine = 6.100 pés Altitude de vôo 11.200 pés ...................................... .................................................... ............................ ....................... ......... Altitude da cabine = 0 pés

15. LIMITE MÁXIMO DE OPERAÇÃO DE TEMPERATURA DO AR EXTERNO Nível do mar até 25.000 pés ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ .............. ISA + 37ºC (98,6ºF) 37ºC (98,6ºF) Acima de 25.000 pés ........................... ......................................... ............................ ............................ ............................ ......................... ........... ISA + 31ºC (87,8ºF) 31ºC (87,8ºF)

16.. LIMITE DO SISTEMA DE DEGELO 16 Temperatura mínima (limite) do ambiente para operar “De-icing “De-icing Boots” ............................ .................................... ........ – – 40ºC 40ºC Velocidade aerodinâmica mínima para vôo em formação de gelo ................... ............................................ ......................... 140 140 nós nós Observações Importantes: Vôos com flapes estendidos em circunstâncias de congelamento são proibidos, mas podem ser usados usados na situação de aproximação e pouso em superfícies congeladas. Os “RIGHT ICE VANE” VANE” e “LEFT ICE VANE” VANE” poderão ser estendidos durante operação em temperaturas temperaturas ambientes entre +5°C +5°C ou menor, quando o vôo com umidade u midade não pode ser evitado. evitado. Os “RIGHT “RIGHT ICE VANE” “LEFT ICE VANE” VANE” e “LEFT VANE” devem ser recolhidos em operações de decola decolagem e vôo nas tempe temperaturas ambientais de +15°C ou maior.

17.. LIMITE DE USO DO PILOTO AUTOMÁTICO (FAR Part. 135) 17 Operação mínima ....................................... ..................................................... ............................. ............................. .......................... ............ em rota 500 pés (MSL) Aproximação acoplada .......................... ...................................... .......................... ............................ ........................... ........................... ................ na DH ou na MDA

18.. LIMITE DE USO DO BATENTE IDLE EM VÔO 18 Condição padrão (MSL) ............................ .......................................... .......................... ............ 500 (+/ - 60) 60) lbs lbs de Ng a 1.900 1.900 RPM RPM de N1

19. LIM LIMITES ITES DE RAZÃO DE SUBIDA (9.650 lbs) Razão de subida bimotor (MSL + ISA) ............... ............................. ........................... ........................... ............................ .................... ...... 2.150 pés/min Razão de subida monomotor (MSL + ISA) .................................... .................................................. ............................ ....................... ......... 625 pés/min Razão de subida monomotor (elev. De 5.000 pés + ISA) .................................. ................................................ .................. 510 pés/min

20. TETO DE SERVIÇO Teto de serviço bimotor (100 pés/min) ........................... ........................................ ........................... ............................ ........................... ............. 30.000 pés Teto de serviço monomotor (50 pés/min) ............................ .......................................... ............................ ............................ ..................... ....... 16.500 pés

21. ALCANCE DE VÔO (Dep/Arr MSL + TOP 20.000 pés) Alcance máximo (2 pilotos + 4 paxs 4 paxs + 200 lbs de bagagem) ........................... ......................................... ......................... ........... 688 NM Máxima potência (2 pilotos + 4 paxs + 200 lbs de bagagem) ba gagem) ................................ ............................................... ................... .... 577 NM Alcance máximo (2 pilotos + 2 paxs + 100 lbs de bagagem) bagagem) ........................... ......................................... ......................... ........... 961 NM Máxima potência (2 pilotos + 2 paxs + 100 lbs de bagagem) ba gagem) ................................ ............................................... ................... .... 806 NM

Alcance máximo (2 pilotos + 3 paxs + 150 lbs de bagagem) .............................. ............................................ ...................... ........ 824 NM Máxima potência (2 pilotos + 3 paxs + 150 lbs de bagagem) ba gagem) ................................ ............................................... ................... .... 691 NM

***** CABINE DE COMANDO DOS PILOTOS *****

PILOTO EM COMANDO - EFIS

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 MCSMCS-65s) 5. Interruptores de controle EADI/EHSI 6. RMI com VOR (Collins dual) 7. Velocímetro 8. Horizonte Artificial Collins EFDEFD-84 EADI (EFIS) 9. EHSI Collins EFDEFD-84 (EFIS) 10. Interruptor do Sincronismo de hélice 11. Medidor de Distância DME (Dual Collins DMEDME-42s) 12. Indicador de Razão Vertical TCAS I (Honey (Honeywell) 13. Altímetro (Collins) com Seletor e Alerta de Altitude Alt itude 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 TDRTDR-94s) 21. Rádio VOR 1 (Collins VIRVIR-32s) 22. Rádio COMM 1 (Collins VHFVHF-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)

***** SEGURANÇA DA CARGA E PASSAGEIROS ***** O carregamento, a princípio, deve ser feito de modo que carga e/ou passageiros pesados sejam posicionados na parte dianteira do avião, e os leves, na parte traseira. Adicionalmente à segurança dos passageiros, é responsabilidade do piloto certificar-se, antes do vôo, que a carga a ser transportada transportada está acondicionada de modo seguro. Uma aeronave, cujo carregamento faz com que o CG fique localizado à frente do limite dianteiro, diante iro, apresenta uma leve dificuldade para rotação durante a decolagem e para o arrendamento durante o pouso. Se o CG está localizado além do limite traseiro, a aeronave tenderá ao rodar prematuramente, prematuramente, dependendo do ajuste do compensador. A aeronave apropriadamente carregada (balanceada) apresentará uma performance normal.

TABELAS E GRÁFICOS Durante a pesagem da aeronave, que pode ser efetuado sobre rodas ou sobre macacos, é preenchi preenchida a “Ficha de Pesagem da Aeronave”, na qual é registrada todos os dados para a obtenção do momento e do braço do CG para o Peso Vazio Básico. A partir de então, deve-se calcular o momento de cada carga, bagagem e passageiros, bem como o do combustível, em função de sua localização dentro da aeronave (braço). Para isso, os gráficos e tabelas e devem ser consultados. Após realizado o levantamento de todos os momentos (inclusive o da aeronave com Peso Vazio Básico Básico e do combustível), a sua somatória é dividida pelo peso total; o resultado será o cumprimento do braço do CG em relação relação ao plano de referência. Para se expressar a localização do CG em termos de porcentagem de CMA, subtrai se o resultado obtido acima, com a distância do plano de referência ao bordo de ataque da asa (início da CMA), divide divide--se pelo comprimento da CMA e multiplica multiplica--se por 100. Podemos ver, portanto, o cálculo CG em termos de braço e em termos de porcentagem de CMA. Ele também pode ser realizado por meio de réguas apropriadas, diagramas ou ábacos práticos, desen desenvolvidos para agilizar e sistematizar esse processo. processo. Obs 1.: O uso do método gráfico permite uma mais rápida determinação do Peso e Balanceamento de uma aeronave, simplificando o planejamento pré-vôo. A vantagem do uso dos gráficos é que eles tornam desnecessário o cálculo de momentos e tornam mais fácil a determinação do peso e balan balanceamento. Obs 2.: Em uma “Ficha “Ficha de Pesagem” Pesagem” o gráfico de peso e balanceamento apresenta um índice de momento para cada componente, fazendo com que não haja necessidade de cálculos. O Envelope de CG usa índices de momento ao momento ao invés de braços e momen momentos. Obs 3.: Nos gráficos devemos ter a mais absoluta certeza de que a aeronave deva estar dentro dos limites do CG, e devemos atentar que, ao fato que o peso de decolagem, muitas vezes acima do peso de pouso, o retorno imediato da aeronave para pouso torna isso quase impossível. Nas áreas tracejadas tracejadas dos envelopes (Ficha de Pesagem) recomenda que, em caso de pouso dentro daquele CG, o avião deverá voar e gastar combustível até que fique dentro do envelope de pouso, para que seu peso peso seja reduzido até estar dentro dos limites permiti permitidos para pouso.

Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 8 Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

***** SISTEMAS ***** O Beech C-90B é uma aeronave metálica, asa baixa, bimotor, turbo-hélice com trem de pouso retrá retrátil, com descrição dos seguintes sistemas:

1. SISTEMA DE MOTORIZAÇÃO PRATT & WHITNEY PT6APT6A-21 P – Propeller – Propeller (hélice) T – Turbina – Turbina 6 – Número – Número de Série A – Dois – Dois estágios de redução 21 – Power – Power Output (550 SHP)

TIPO: Leve, turbinas livres, fluxo reverso; 4 estágios (3 axiais e 1 centrífugo); Taxa de compressão 7:1; Peso de Peso de 170 Kg; Sentido de rotação da hélice – hélice – horário; horário; Possui 14 bicos injetores, sendo um duplo (divisor) e duas velas.

Descrição Geral do Grupo Motopropulsor O PT6A21 é um motor de duas turbinas livres e independentes. Uma aciona a hélice através do do PT6A-21 sistema sistema de engrenagem de redução e a outra aciona o compressor. Ambos estão localizados, aproximadamente, aproximadamente, no centro do motor com seus eixos se estendendo em direções opostas. Esta característica característica simplifica os procedimentos de inspeção e instalação. São limitados a uma potência de 550 SHP (ca (cada) e possui um compressor com um estágio centrífugo e três axiais dirigido por uma turbina de rea reação de um está estágio. O ar de admissão entra no motor através de uma câmara anular, formada pela entrada da carcaça do compressor. compressor. O compressor é formado de três estágios axiais combinados com um centrífugo, unidade e p rovê uma compressão de 7:1. monta montados em uma única unidade e provê O ar admitido passa pelos estágios axial e centrífugo, e é dirigido para os tubos difusores, que invertem invertem a sua direção em 90º, convertendo sua energia cinética em pressão para ser dirigido à câma câmara de combustão. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 9 Traduzido por: Fred Mesquita – [email protected]

A câmara de combustão é do tipo anular, com vários orifícios que permitem a entrada do ar do compressor. compressor. O fluxo de ar muda 180º de direção no interior da câmara onde se mistura com o combustí combustível. A expansão dos gases resultantes da ignição ar/combustível é dirigida para as turbinas. O combustível é injetado na câmara de combustão através de 14 bicos injetores. Um excitador de ignição ignição (ignition exciter) e duas velas de ignição (instaladas na camisa da câmara) inflamam a mistura mistu ra ar/combustível para iniciar a combustão. Os gases resultantes vão de encontro das guias estoladoras estoladoras onde é direcionado à turbina do compressor (CTVR) em um determinado ângulo para que haja um melhor aproveitamento e perda mínima de energia, e após vão para a turbina de potência (PT (PTVR). Um sistema de controle de fluxo de combustível pneumático (FCU) mantém o nível de potência seleciona selecionado pela respectiva manete. A velocidade da hélice se mantém constante devido a atuação do governador governador de hélice, exceto no ângulo beta, onde a velocidade máxima é controlada por uma seção hidráulica hidráulica no governador de hélice. Os gases em expansão são dirigidos para a atmosfe atmosfera pela turbina de potência através através do ducto de escapamento. Na seção traseira do motor encontra-se a caixa de acessórios (gear box). Ela proporciona força para acionar a bomba de combustível, FCU, bomba de óleo, starter generator e tacômetro. Neste local, a velocidade do N1 é a verdadeira no compressor, ou seja, 37.500 RPM a 100% de N1 e seu limite máximo é de 38.000 RPM a 101.5% de N1. Uma exceção é feita ao governador de sobrevelocidade, governador governador de hélice e taco gerador de N2 N2 (N (Nh h) que são montados na parte dianteira do motor. A turbina de gases, através de um eixo, gira o compressor e todos os acessórios da caixa de acessórios. acessórios. A turbina de potência aciona a hélice através de uma caixa de redução que possui dois está estágios de engrenagens “planetárias” localizado na parte frontal do motor.

Seções do Motor

A) CAIXA DE ACESSÓRIOS – Consiste de engrenagens acionadoras (gerador, bombas de combustível, combustível, de óleo e hidráulica) e tacogerador. B) GERADOR DE GASES – Tanque de óleo, entrada de ar do compressor, compressor, tubos difuso difusores, carcaça geradora de gases, “bleed valve” (válvula de sangria) e rolamentos 1 e 2. C) SEÇÃO QUENTE – QUENTE – Câmara de combustão, duct large, duct small, guias estatoras da turbina de N1 (CTVR) e turbina de N2. D) SEÇÃO DE POTÊNCIA – POTÊNCIA – Guias estatoras da turbina de Nf (PTVR), turbina de Nf, conjunto T5, rolamentos rolamentos 3 e 4 e ducto exaustor. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 10 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

E) SEÇ SEÇÃO ÃO REDUTORA – Dois estágios de redução (planetárias), governador de velocidade e sobrevelocidade, sobrevelocidade, torquímetro e rolamento 5 e 6.

Acessórios do Motor Os acessórios do motor, na sua maioria, estão localizados na caixa de acessórios, atrás do motor. Eles são movidos pela turbina do compressor através de uma haste central. É localizada na parte mais baixa do do tanque de óleo e é do tipo engrenagem. engrena gem. A) BOMBA DE ÓLEO – ÓLEO – É localizada B) BOMBA DE COMBUSTÍVEL – COMBUSTÍVEL – Está Está posicionada na parte superior direita da caixa de acessórios. O combustível, após aquecido, passa por uma tela de 74 mícrons e chega à bomba mecânica. A partir partir de então, com alta pressão, passa por um filtro de 10 mícrons e chega à unidade de controle de combustível. combustível. Uma válvula “BY “BY--PASS” PASS” abre passagem no caso de bloqueio do filtro. C) TACO-GERADOR TACO-GERADOR DE N1 – Está localizado na parte inferior da direita da caixa de acessórios e produz corrente elétrica que, em associação com o indicador de N1, indica a percentagem de RPM da turbina dos gases. D) TACO-GERADOR TACO-GERADOR DA HÉLICE – HÉLICE – Está localizado na parte dianteira da caixa de redução e produz corrente elétrica que alimente o indicador de RPM da hélice. E) TORQUÍMETRO – É um dispositivo hidro-mecânico, localizado dentro do primeiro estágio da engrenagem engrenagem de redução, que fornece uma indicação precisa da potência de saída do motor. F) STARTERSTARTER-GERADOR – GERADOR – Localizado na parte superior da caixa de acessórios acessórios,, funciona como um motor para girar a turbina do compressor durante a partida e, após, como um gerador para suprir o sistema elétrico (capacidade de 28 volts, 200 amperes). Quando estiver estiver operando como motor de par partida, um sensor de velocidade desconecta desconecta o mesmo (proteção contra sobrevelocida sobrevelocidade). G) SENSOR DE TEMPERATURA INTERTURBINAS – INTERTURBINAS – É um termômetro termopar que fornece uma indicação precisa da temperatura entre as turbinas do compressor e da potência. Está localizado na parte posterior do motor e é acionado por meio de uma correia co rreia H) ALTERNADOR – ALTERNADOR – Está ligada ao eixo de acionamento dos acessórios. É a fonte secundária de energia. Fornece 27,5 volts/75 amp e supre o sistema elétrico quando o gerador deixa de alimentar a barra de distribuição.

Estações do Motor 1. Admissão. 2. Admissão do compressor. 3. Estágio do Compressor. 4. Descarga do Compressor. 5. Descarga da Combustão. 6. Estágio Interturbina. 7. Ducto de Exaustão. 8. Saída de Exaustão. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 11 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Limites de Operação do Mo Motor As seguintes limitações devem ser observadas. Cada coluna apresenta limitações. Os limites apresen apresentados não são necessariamente necessariamente ocorrer simultaneamente. Consultar o manual “Pratt & Whitney Engine Maintenance” Maintenance” para ações específicas necessárias quan quando alguns limites forem ultrapassados. forem ultrapassados. POTÊNCIA

SHP

Torque / lbs

ITT / ºC

Ng / RPM

Ng / %

N1 / RPM

T. ÓLEO ºC

P. Óleo ºC

Partida Low Idle High Idle Decolagem & Max contínua Subida & Máx. Cru Cruzeiro Max. Reverso Reverso (1 min) Transiente

----------

----------

1.090 (2 s) 660 ----

----------

---51% (min) 70% (aprox)

----------

- 40 (min) -40 a 99 0 a 99

--------

550

1.315

695

38.100

101,5

2.200

10 a 99

550

538

1.315

695

38.100

101,5

2.200

0 a 99

550

----

----

695

----

88

2.100

0 a 99

550

----

1.500

825 (2 s)

38.500

102,6

2.420

0 a 99

---

Notas Importantes:

O torque máximo permissível é de 1.315 lbs. Um controle na velocidade ve locidade de rotação da hélice deve deve ser aplicada para não exceder exceder as as limitação limitação de potê potência. ncia. Quando a velocidade da turbina (Ng) estiver acima de 72% e a temperatura do óleo estiver entre 60ºC e 70ºC, a pressão normal de óleo ficará entre 80 e 100 PSI. Pressão de óleo entre 40 e 80 PSI é indesejável; Deve ser tolerado somente para completar o vôo e depois somente com a potência reduzida. Pressão abaixo de 40 PSI é inseguro; é recomendado que se desligue o motor ou pouse o mais rápido possível usando o mínimo de potência para completar o vôo. Para aumentar a vida útil do óleo (viscosidade), recomenda-se recomenda-se uma temperatura entre 74ºC a 80ºC. É recomendado manter uma temperatura mínima de 55ºC para o aquecedor de combustível combustí vel na potência de decola decolagem. Elevada temperatura ITT no solo pode ser corrigida reduzindo a carga dos acessórios ou aumen aumentando a N1. Operar o motor esquerdo ou direito com luz da pressão de combustível acesa (L FUEL PRESS ou R FUEL PRESS), está limitado ha 10 horas. Após isso, substitua a bomba de combustível por uma nova. nova. Em vôo, não operar a manete de potência em movimentos bruscos e nunca trazer a mesma abaixo de IDLE, pois pode resultar em um movimento brusco no nariz do avião para baixo e tornar uma razão de descida que seja extremamente difícil sua sua recupera recuperação ção.. Isto pode conduzir a danos no avião e ferimentos nos pilotos e passageiros. passageiros.

2. SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO Este sistema é destinado a manter um constante suprimento de óleo para a lubrificação dos rolamentos, rolamentos, engrenagens de redução, torquímetro, hélice e todas as engrenagens de acionamento dos aces acessórios. O óleo lubrifica e resfria os rolamentos, retirando qualquer material estranho pelo filtro principal. Um “spray” de óleo calibrado é usado nos rolamentos para garantir a manutenção e uma ótima lubrifica lubrific ação em todas as condições de operação do motor. A bomba principal de pressão está localizada dentro Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 12 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

dos tanques, e fornece óleo para a caixa de acessórios, através de um tubo externo, para a seção geradora de gases e caixa de redução. O motor é equipado com um sistema de suspiro e com um impelidor impelidor centrífugo, que serve para eliminar eventuais bolhas de ar que venham do compartimento dos rolamentos. rolamentos. Um trocador de calor óleo/combustível é usado para pré-aquecer o combustível, antes mesmo de entrar entrar no FCU FCU.. A capacidade de todo o sistema de óleo é de 14,2 quartos. O tanque de óleo está localizado entre a carcaça de admissão do compressor e a tampa da caixa de acessórios, e sua capacidade é de 9,2 quartos quartos e 5 quartos indicados pela vareta de óleo para verificações de níveis. Aproximadamente 1,5 quartos quartos é requerido para completar as linhas e o radiador de óleo. O bocal de abastecimento possui uma vareta medidora com marcações. Na parte superior encontramos “MAX “MAX HOT”, HOT”, que é o nível com óleo quen quente, e uma segunda marcação “MAX “MAX COLD”, COLD”, que é o nível com óleo frio. O filtro de óleo é constituído de um elemento filtrante metálico do tipo cartucho removível e descartável. descartável. O alojamento do filtro possui duas válvulas, uma de retenção, que evita o escoamento do óleo do tanque para o motor, quando o mesmo está parado e permite a troca do filtro sem que haja necessidade necessidade de drenar o óleo; e uma válvula de derivação, que normalmente está fechada, abre-se abre-se quando o filtro é obstruído e aumenta a pressão do óleo, fazendo com que o óleo seja fornecido ao motor sem ser filtrado. A pressão do sistema de óleo é controlada por uma válvula de alívio que mantém a pressão dentro de uma faixa de valor pré-determinado, no mínimo 40 PSI (ideal 85 a 100 PSI), sendo que o óleo em excesso desta pressão é devolvido ao tanque. O valor desta pressão é regulado através da quantidade quantidade de arruelas-calço que modificam a tensão da mola interna da válvula. Estas arruelas podem variar em número de, no mínimo 3 e no máximo 6, aumentando ou diminuindo a pressão de aproxi aproximadamente em 6 PSI.

Radiador de Óleo

Na parte frontal do motor podemos encontrar o radiador de óleo, que é essencialmente um trocador de calor, e tem por finalidade resfriar o óleo que circula por dentro dos tubos separados por uma série de aletas. O radiador é constituído por dois tanques coletores, um de entrada e outro de saída, ligados entre si por um conjunto conjunto de tubos, e é equipado ainda com um tubo de derivação ligando os dois tanques a uma válvula termostática termostática instalada junto ao coletor de saída. Esta válvula permanecer aberta, fazendo com que o óleo percorra o menor caminho, enquanto ele estiver com uma temperatura de até 60ºC. A partir daí, a válvula começa a fechar, fazendo com que o óleo circule pelo radiador. Com, aproximadamente, 70ºC a válvula encontraencontra-se totalmente fechada. fechada.

3. SISTEMA DE IGNIÇÃO E PARTIDA Consiste de um starter-gerador com de 2 velas de centelhamento (localizadas na câmara de combustão), combustão), 1 caixa de ignição, 2 cabos de alta tensão, 1 luz monitora de ignição, 1 interruptor de ignição (IGNITION) e 1 interruptor de partida (STARTER). Estas velas são energizadas pela caixa de Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 13 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

ignição (la (lado direito do compartimento do motor), que transmite energia por meio desses cabos de alta tensão. tensão. O acionamento do motor é feito pelo interruptor interruptor IGINTION and ENGINE START, imagem ao lado. Colocado para baixo na posição STARTER ONLY, podemos podemos desafogar o motor sem a ignição ou para a lavagem do compressor. Movendo o interruptor para posição ON ativa ambos starter e ignition e a respectiva luz IGNI IGNITION ON acenderá. Após a partida, quando a rotação do motor acelerar para 51% de N1 ou acima, a ação de partida deve ser encerrada movendo o interruptor para posição central, OFF para desliga a ignição e os circuitos de partida e ativar o starter-gerador na fun função de gera gerador. O Starter-gerador funciona como um motor para fazer girar a turbina do compressor até atingir o valor de 46% de N 1 (após essa rotação, o ciclo de partida é, automaticamente, interrom interrompido). O Starter, durante a partida, cai entre 700 a 1.000 ampères e depois sobe rapidamente em torno de 300 ampères quando o motor alcança 20% de Ng. A operação do starter é indicada no painel MASTER CAUTION, CAUTION , L IGNITI IGNITION ON ou R IGNITION ON. ON.

Ignição Auto Automática mática O sistema de auto-ignição poderá ser usado para vôos em condições de congelamento e congelamento e proporciona proporciona ignição automática para prevenir perda de potência por causa de uma falha de combustão. Se por qualquer motivo o torque dos motores cair abaixo de aproximadamente 400 lbs a vela de ignição será será energizada e a luz IGNITION ON acenderá. A ignição é controlada por meio do interruptor de ignição e do interruptor de partida, partida, localizados no painel de interruptores e disjuntores. O interruptor de ignição possui duas op opções: ARM – Provê ignições contínuas, usadas para partidas em vôo, sem arran arranque, operação em pistas em pistas molhadas, vôo sob forte chuva e/ou gelo. ge lo. OFF – OFF – Usado durante as partidas no solo e partidas em vôo com arranque. arranque.

4. SISTEMA DE DUTO DE AR DO MOTOR O motor PT6A-21 tem um sistema de fluxo de ar reverso. O compressor recebe ar que o envia para o motor através de uma entrada de ar localizado na parte dianteira inferior da nacele do mo motor. A medida que a velocidade aumenta a pressão de ar de impacto, também aumenta compressão de ar dentro do duto. Depois o fluxo de ar entra em uma câmara de entrada de ar anular localizado na parte traseira do motor, logo após, passa por uma tela protetora e entra para a ventoinha do compressor primário onde on de será comprimido. O ar será forçado por um anel estator e pelo segundo e terceiro estágio do compressor compressor axial e, depois, será comprimido dentro do estágio do compressor centrífugo sendo descar descarregado dentro da turbina de força. O ar vindo da turbina de força entra na câmara de combustão anular que é misturado com o combustível vindo dos 14 bicos injetores. A mistura ar/combustível queima dentro da câmara de combustão e os gases quentes se expandem para frente saindo da Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 14 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

câmara de combustão passando pelo estágio da turbina do compressor, da turbina de força e finalmente para atmosfera pe pelos escapamentos.

5. SISTEMA DE SEPARAÇÃO INERCIAL E PROTEÇÃO DE GELO Sua finalidade é prevenir a ingestão de partículas sólidas e líquidas quando da operação da aeronave aeronave em pistas não pavimentadas ou durante vôo sob condições de chuva forte ou granizo. É também usa usada com a temperatura do ar externo abaixo de 4ºC. O sistema está locali localizado dentro da entrada de ar de cada motor. As entradas de ar dos motores são aquecidas com gases quentes do escapamento para prevenir formação formação de gelo e por conseqüência afetar o fluxo de entrada de ar. Por isto, sua utilização acarreta uma redução de potência do motor e, conseqüentemente, aumento de tem temperatura interturbina - ITT. ITT. Durante operação normal, alhetas móveis dirigem o fluxo total de ar para dentro dos motores. Para a operação em condições gelo a posição dess dessas as alhetas mudam para desviar o fluxo de partículas para não entrarem nos motores. Elas são controladas por interruptores localizado no painel esquerdo inferi inferior (ENGINE (ENGINE ). Os interruptores dos atuadores possuem duas posições para ANTIANTI-ICE ICE). seleção seleção (MAIN (MAIN ou ou STANDSTAND-BY BY)) que são atuados por dois motores. As aletas só podem ser estendidas ou retraídas; não há nenhuma posição intermediária intermediária.. O recolhimento do separador inercial só deve ser realizado com temperatura externa a +15ºC ou acima, para assegurar uma refrigeração de óleo mais ade adequada. A operação do separador inercial é indicada no painel MASTER CAUTION, CAUTION, L ICE VANE EXT e R ICE VANE EXT. EXT. O controle de aquecimento de combustível (fuel control) estará ligado estará ligado em todas em todas as operações de vôo, vôo, sempre sempre que as manetes de condição forem forem tiradas da posição CUTOFF. CUTOFF. Este aquecedor é um trocador trocador de calor tipo óleo/combustível, localizado na caixa de acessórios do motor é operado continuamen continuamente e controlado automaticamente prevenindo o congelamento de qualquer porção de água no combustível e evitando que não se acumule gelo no FCU FCU.. Cada linha de controle de combustível é protegida por um colete aquecido eletronicamente (quando movemos as manetes).

6. SISTEMA DE GOVERNADOR DE HÉLICE Hélice A hélice do Super King Air é de quatro pás totalmente articuladas, velocidade constante, com contra contrapesos, pesos, tipo reversível reversível,, controladas por pressão de óleo do motor através de movimentos simples, acionadas por um governador de hélice. As pás de hélices são ajustadas e fixadas ao flange do ei eixo. Contrapesos centrífugos auxiliam a mola de embandeiramento, movendo as pás para baixo RPM (passo máximo) até a posição de embandeiramento. A pressão de óleo do motor, bombeada através do governador, move a hélice para a alta RPM (passo mínimo), até o batente hidráulico e posição de reverso por meio de um pistão servo. A hélice não tem batente de baixo RPM (passo máximo), isso permite às pás irem para o bandeira após o corte do motor.

Controle do Governador Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 15 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Dois governadores, um de velocidade constante e outro de sobrevelocidade sobrevelocidade controlam o RPM da hélice. hélice. O governador de velocidade constante, montada na parte superior da caixa de redução, controla controla a hélice em todo seu alcance angular. Sob condições normais de vôo, o governador atua como uma unidade de velocidade constante e mantém a velocidade da hélice, selecionada pelo piloto, através da variação de passo da pá, para igualar a carga do torque do motor, ou resposta às mudanças das condições de vôo. Se o governador de velocidade constante (ou governador primário) falhar e a hélice exceder 2.200 RPM um governador de sobrevelocidade sobrevelocidade corta a rotação em 2.288 RPM e esvazia o óleo do meca mecanismo da hélice. Durante a operação normal de impulso frontal, a seção governadora de Nf, do governador da hélice, protege o motor contra uma possível sobrevelocidade da turbina de força, numa eventual falha da hélice. hélice. O governador de N2 limitará a RPM da hélice para 6% acima da velocidade de Nf por san sangramento da pressão de Py da unidade de controle de combustível (FCU (FCU). ). Um solenóide, atuado pelo interruptor (PROP ( PROP GOV TEST) TEST) é provido para manter o governador de sobrevelocidade sobrevelocidade entre 1.900 e 2.100 RPM para que o sistema possa ser testado. Durante a operação do reverso o governador de Nf é automaticamente ajustado para manter a RPM da hélice em 95%, através do sangramento da pressão Py da unidade de controle de combustível (FCU FCU)) para 5 +/- 1%, antes que a mesma alcance um ângulo negativo. Entretanto, Entretanto, o governador pri primário sempre perceberá uma condição de baixa rotação e direcionará pressão de óleo para o pis pistão servo da hélice para permitir ope operações beta e reverso.

Modo de Operação O governador da hélice consiste de um governador mecânico, uma válvula beta de controle e um governador governador pneumático de Nf.

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O governador opera nas seguintes modo modos: VELOCIDADE – Com manete de controle posicionada para a RPM designada, a condição de SUB-VELOCIDADE – SUBsubsub-velocidade ocorrerá quando a RPM da hélice cair abaixo da posição prépré-estabelecida pela referida referida manete ou não tenha alcançado alcançado a velocidade desejada. NA VELOCIDADE CORRETA – CORRETA – Operando na condição de velocidade correta, com tração para frente, as forças atuantes no motor, hélice e governador da hélice estarão em estado de equilíbrio com a manete de controle da hélice (posicionada para a RPM desejada) e as pás estarão no correto ângulo de passo para absorver a potência desenvolvida pelo motor. SOBREVELOCIDADE – Com a manete de controle de hélice na RPM desejada, uma sobrevelocidade sobrevelocidade ocorrerá quando a RPM da hélice for impulsionada acima da velocidade préselecionada. Isto pode ocorrer durante as mudanças de altitude de vôo, bruscas mudanças no nível de potência e devi devido a rápidas mudanças nas condições atmosféricas. EMBANDEIRAMENTO – EMBANDEIRAMENTO – A A válvula piloto do governador da hélice é levantada mecanicamente pa para diminuir (drenar) a pressão de óleo na hélice. Sob a influência da mola de retorno e dos contrape sos, as pás são giradas para a posição “FEATHER “FEATHER”. ”. FAIXA BETA – BETA – Este modo de operação está fora de controle do governador. A pressão de óleo para o governador é medida pela alavanca de controle beta, através de controles mecânicos da manete manete e anel de retorno.

Faixa Beta e Reverso Durante a operação de baixa potência, se o ângulo das pás da hélice continuarem a diminuir, abaixo aba ixo de uma especificação positiva de ângulo da pá, o anel deslizante começará a se mover para frente. A válvula beta estar estaráá atuando através do anel e movimentos articulados da manete. O fluxo de alta pressão de óleo para hélice posicionará o pistão para impedir a diminuição do ângulo das pás da hélice. hélice. A esta altura, a válvula beta atua como um batente hidráulico de passo de hélice, de hélice, mantendo mantendo a a um certo certo ângulo da pá da hélice. O batente hidráulico de passo tem origem na faixa de beta e continuará a con controlar o trolar o ângulo da pá da hélice até o ângulo de pá máximo reverso. Os ângulos mínimos das pás e ângulos reversos da hélice são controlados por uma caixa de cames e sistema de cabos que são conectados à manete de potência. O movimento da manete de potência através da faixa beta, move o bloco dos cames e manetes como como se fosse uma completa integração dos ângulos das pás da hélice e a aplicação da potên potência.

Governador de Sobrevelocidade O governador de sobrevelocidade da hélice está instalado em paralelo com governador da hélice e montado, aproximadamente, na posição dez horas no alojamento frontal da caixa de engrenagem de redução. O governador de sobrevelocidade foi incorporado ao sistema para controlar qualquer condição condição de sobrevelocidade através de um by-pass by-pass (desvio) imediato de pressão de óleo do mecanismo mecanismo servo da hélice para o cárter da caixa de engrenagem de redução. o governador de sobreveloci sobrevelocidade é regulado para 104% de N 2 (2.000 (2.000 RPM – RPM – ver o valor correto). correto). Quando ocorre uma condição de sobrevelocidade no motor, o aumento da força de centrífuga sentida sentida pelos contra-pesos, vence a tensão da mola, levanta a válvula piloto e drena (by-pass) o óleo do mecanismo de mudança de passo da hélice para a caixa de engrenagem de redução, através do chan chanfrado do eixo virado. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 17 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Isto permite as forças combinadas dos contra-pesos e a mola de retorno, mover as pás para uma posição posição aumentada de passo absorvendo a potência do motor.

Teste do Governador de Sobrevelocidade Uma válvula solenóide, a qual reajusta o governador para um valor abaixo da sobrevelocidade normal nor mal regulada, é incorporada ao governador de sobrevelocidade para permitir testes da unidade no solo. Durante os testes governadores sobrevelocidade é reajustado para 1.725 +/ - 50 RPM. O interruptor de teste do governador de sobrevelocidade está localizado no lado esquerdo do painel de instrumento. O interruptor é usado para testes do governador de sobrevelocidade da hélice durante durante o teste do motor (SOMENTE NO SOLO). Para cheque do governador, pressione o interruptor (uma válvula solenóide irá limitar a RPM) e avance avance a manete de potência até que a RPM da hélice estabilize. A rotação não deverá ultrapassar 1.725 +/ - 50 50 RPM. RPM.

Luz de Aviso Beta Uma luz âmbar (BETA) localizada no painel de alarme, irá acender quando o ângulo da hélice (passo) (passo) estiver na faixa BETA (ângulo BETA (ângulo menor que 9°).

7. SISTEMA DE EMBANDEIRAMENTO AUTOMÁTICO AUTOMÁTICO O sistema de embandeiramento automático (AUTOFEATHER) proporciona um tipo de esvaziamento de óleo do servo da hélice para acionar a mola de embandeiramento e os contrapesos para iniciar a ação de embandeiramento das pás das hélices na possibilidade de uma falha de motor. Porém é necessário armar o sistema pelo interruptor do AUTOFEATHER que será completado quando as manetes de potência avançar acima de 90% de N1 e ainda, acenderá as luzes L AUTOFEATHER e R AUTOFEATHER AU TOFEATHER que indicará que o sistema está totalmente armado. O torquímetro de pressão de óleo de cada motor deverá cair abaixo de um determinado valor, o óleo esvaziará do servo e as molas farão com que as pás das hélices avancem para a posição de emban embandeiramento e o sistema de de embandeiramento do outro motor será desarmado observando que a luz do respectivo motor se apagará.

8. SISTEMA DE SINCRONISMO DE HÉLICE O sincronizador de hélice serve para equaliza a RPM dos dois motores com a intenção de diminuir o barulho na cabine de comando. Pode ser usado para pousos e decolagens, como uma opção do pi piloto (o limitado alcance do sincro sincronizador será reduzido perto da RPM máxima da hélice). Para todas as operações, ele deverá ser desligado antes de ajustar a RPM. Faça o sincronismo manualmente manualmente e depois ligue-o. ligue-o. Isto fará com que o sistema trabalhe nos seus limites de alcance. alcan ce.

9. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL O sistema de combustível do C 90-A consiste em dois sistemas independentes conectados por um sistema de alimentação cruzada. O sistema consiste de quatro tanques integrais (ventilados com válvulas válvulas unidirecionais), dois sistemas de alarme, dois reservatórios de alimentação, duas bombas ejetoras, ejetoras, duas bombas auxiliares elétricas (ou de reforço), dois reservatórios de distribuição, duas válvulas de corte (na parede de fogo de cada motor), dois filtros de combustível, duas bombas de Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 18 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

combustível do motor, duas unidades de controle de combustível, dois divisores de fluxo e duas tubulações tubulações duplas com 14 bicos injeto injetores. O combustível para cada motor flui por gravidade proveniente dos quatro tanques interconectados, em cada asa, com um total de 192 galões utilizáveis e que fornece alimentação ao reservatório de alimentação alimentação (para cada motor individualmente). Os tanques externos alimentam o tanque da seção central da asa também por gravidade e o tanque da nacele (reservatório de alimentação) é alimentado pelo tanque central da asa. Sendo o tanque central, mais baixo que os outros da asa, fornece o combustível à nacele através de uma bomba de transferência (transfer pump) localizado na parte mais baixo do tanque central. Dos tanques para o reservatório de alimentação (para cada motor individualmente), através de duas válvulas de corte, uma em cada tanque principal, comandadas eletricamente por duas seletoras rotuladas como "LEFT FIREWALL SHUTOFF VALVE” e "RIGHT "RIGHT FIRE FIREWALL SHUTOFF VALVE” VALVE” e são localizadas no painel de combustível (no lado esquer esquerdo do 1P). Dentro de cada tanque principal, que sempre deve estar cheio de combustível para evitar cavitação, cavitação, está localizada uma bomba ejetora e uma bomba auxiliar elétrica, que bombeiam o combustí combustível para o reservatório de distribuição. A bomba ejetora atua por fluxo induzido, proveniente da unidade de controle controle de combustível, que produz tal fluxo durante o funcionamento do motor. No caso de falha da bomba ejetora, a bomba auxiliar elétrica irá, automaticamente, entrar em operação, suprindo o com combustível para o motor. A bomba auxiliar elétrica é sempre usada para suprir o fluxo de combustível durante durante a partida. Após o reservatório de distribuição, o combustível passa pela válvula de corte de combustível, localizada localizada atrás da parede de fogo. A válvula permite que o piloto corte o fornecimento de combustível do devido motor. Depois de passar pela válvula de corte, o combustível é encaminhado ao filtro de combustível, que incorpora uma derivação (BY-PASS). Esta derivação se abre automaticamente num eventual entupimento entupimento do filtro, permitindo a passagem de combustível não filtrado. Uma bandeirola vermelha bandeirola vermelha,, em cima do filtro, informa tal situação. Em seguida, o combustível no motor é encaminhado ao aquecedor aquecedor de combustível, e após, a bomba de combustível do motor, de onde prossegue sob pressão à unidade de controle de combustível, onde é medido e dirigido ao divisor de fluxo, que distribui o combustível aos 14 bicos injetores, localizados na câmara de combustão. Após o corte dos motores, o combustível residual é drenado, por gravidade, para um depósito localizado localizado na parte esquerda à frente da parede de fogo, junto ao filtro de combustível. Ele deve ser drenado drenado antes da inspeção preliminar ou a cada 6 cortes dos motores, a fim de evitar transbordamen transbordamento. A ventilação do sistema é essencial para sua operação. Um bloqueio de ventilação pode resultar em decréscimos de fluxo de combustível, podendo causar um eventual apagamento do mo motor. Os tanques principais possuem um sensor de baixo nível de combustível, o qual faz iluminar uma luz no painel anunciador de alarme quando a quantidade de combustível do respectivo tanque for de 25 galões galões ou menos. As linhas de ventilação (suspiros) são independentes entre si, bem como aos reservatórios reservatórios de combustível. Cada sistema possui duas bocas de abastecimento, uma localizada no bordo de ataque da asa e outra na nacele. Para assegurar que o sistema está totalmente cheio de combustível, abasteça o tanque da nacele primeiro e, depois, o da asa. Uma válvula de alimentação cruzada localizada no sistema de combustível combustível da asa esquerda possibilita a conecção dos dois sistemas. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 19 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Este sistema possui um suspiro, localizado na parte inferior da asa (perto da nacele), acoplado com um suspiro externo aquecido para prevenir formação de gelo e, ainda, trabalham um como substituto su bstituto do outro em caso de entupimento. Existe um filtro de combustível no lado posterior da parede de fogo. Do filtro o combustível passa pelo transmissor de fluxo, pelo aquecedor de combustível (que utiliza calor vindo do óleo do motor para aquecer o combustível), pela bomba de combustível e depois para o FCU. Saindo do FCU ele é direcionado direcionado por um manômetro duplo de combustível para os 14 bicos injetores e, finalmente, para câmara de combustão anular. A pressão de combustível é monitorado por um interruptor de pressão localizado no filtro de combustível. combustível. Estes interruptores ativa as luzes L FUEL PRESS e R FUEL PRESS. PRESS. Quando a pressão de combustível cai abaixo de um determinado valor, o interruptor é ativado e a luz anunciadora acende acenderá.

Notas Importantes:

O total de combustível utilizável é de 384 Galões. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 20 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Um sistema de calibração de capacitância de combustível utiliza um único liquidômetro para cada sistema de combustível. Este instrumento pode ser selecionado para indicar o combustível total da nacele ou de todo o sistema (lado direito ou esquerdo). O sistema direito é idêntico ao esquerdo exceto que o posterior contenha a válvula de alimentação alimenta ção cruzada. 28 Galões de combustível não serão transferidos por gravidade. Um botão vermelho no topo do filtro de combustível indica uma contaminação do filtro, quando ele aparecer indica que o filtro precisa de manutenção ou troca. Entupimento no filtro causará um desvio do fluxo de combustível para o motor por meio de passagens internas e válvulas de alívio localizadas no filtro. Ele poderá ser drenado com uma chave de fenda ou uma moeda na parte inferior da nacele do motor. RESERVATÓRIO DE COMBUSTÍVEL – COMBUSTÍVEL – O reservatório está localizado abaixo do piso da cabine em um compartimento isolado. Contém uma bomba auxiliar de combustível, uma bomba injetora principal principal e um sensor de baixo nível de combustível do reservatório. Uma válvula "FLAPPER "FLAPPER", ", de uma única direção, está instalada em cada uma das quatro tubulações. A capacidade do reservatório é de, aproximadament aproximadamente, e, 3 galões. RESERVATÓRIO DE DISTRIBUIÇÃO – Possui um conjunto de tubulação de distribuição de combustível combustível localizado na saída da linha de combustível do reservatório. O combustível é suprido para uma das entradas de admissão do conjunto através da bomba auxiliar durante a partida do motor. O fluxo é suprido para uma segunda entrada do conjunto através da bomba injetora durante a operação normal. O conjunto contém um sensor de pressão, o qual põe em funcionamento a bomba auxiliar auxi liar quando a pressão for inferior inferior a 4,75 PSI e o interruptor da referida bomba estiver na posição normal. BOMBA INJETORA ou BOOST (de pressão) – pressão) – Está localizada no interior do reservatório da nacele do motor. São submersas, rotatórias, de impulso que utiliza palhetas rotativas montadas montadas excentricamente excentricamente para induzir o combustível e forçá-lo através da linha de combustível, atuadas eletricamente durante a operação normal. O princípio de funcionamento da bomba injetora baseia baseia--se na queda de pressão do combustível no “ventury” aumentando a velocidade do mesmo, originando assim assim o fluxo induzido. BOMBAS DE TRANSFERÊNCIA DE COMBUSTÍVEL – São Submersas, atuadas eletricamente, bombas de impulso, localizadas na parte inferior dos tanques da seção central, proporciona força motiva para transferir combustível para os tanques da nacele. Será transferido automaticamente quando estiver na posição AUTO. O tanque da nacele será suprido sempre que o combustível alcançar o limite superior de transferência transferên cia e uma bóia desligará a bomba. Como os motores queima queimam m combustível dos tanques das naceles (60 galões cada), o combustível da seção central é transferido sempre que o nível das naceles cair abaixo de aproximadamente 10 galões. Quando estiver usado 131 galões galões de de cada asa um sensor, após 30 segundos, desligará a “transfer” e o anunciador NO FUEL XFR acenderá. O mesmo deverá ser apagado movendo-se o interruptor da “transfer” para a posição OFF. A posição OVERRIDE deve ser usado sempre que houver uma pane nas bóias de transferência de cada nacele. Nesta posição posição a transferência será atuada continuamente. Se os tanques das naceles estiverem cheios, o excesso retornará para as asas pelas linhas dos suspiros. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 21 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Se as “transfers” falharem durante o vôo será executado transferência por gravidade. Quando o nível do tanque da nacele cair aproximadamente 150 libras (22 gal), a porta de gravidade do tanque da nacele abrirá e começará o fluxo por gravidade . Todo combustível das asas será transferido, exceto 28 gal.(191 libras). painel BOMBA AUXILIAR ELÉTRICA (FULE BOOST) - O interruptor da bomba auxiliar, localizado no painel de interruptores a esquerda do piloto, possui três posições "OFF, "OFF, NORM e ON". Na posição "OFF" a bomba auxiliar está inoperante. Na posição "NORM" a bomba auxiliar está armada e entrará em operação operação quando a pressão de combustível do reservatório de distribuição cair abaixo de 4,75 PSI. Esta é a posição em condições normais de vôo. Na posição "ON "ON", ", a bomba auxiliar passa a operar continuamente. continuamente. Esta posição é usada na partida do motor ou quando a pressão de combustível combustível fornecida pela bomba injetora principal cair para valores abaixo de 4,75 PSI. INDICADOR DE FLUXO DE COMBUSTÍVEL - Está localizado na parte central do painel e indica o consumo de combustível do motor em libras por hora, o baseado no combustível "JET A". O fluxo é medido após o combustível passar pela unidade de controle de combustível, antes de ser encaminhado encaminhado ao divisor de fluxo. Está protegido por um disjuntor intitulado "FUEL FLOW". Na falta de ener energia elétrica o ponteiro do instrumento apontará para "OFF "OFF"" (abaixo de zero). INDICADORES DE QUANTIDADE DE COMBUSTÍVEL - A quanti quantidade de combustível é medida por 8 transmissores (4 em cada tanque). Os indicadores são elétricos e são calibrados em libras (baseado (baseado no peso do "JET A" em um dia padrão) e em galões. A indica indicação de tanque vazio está na parte inferior do arco amarelo, e o combustível remanescente não utilizá utiliz ável é de 2,5 2,5 galões. galões. combustí vel TOTALIZADOR DE COMBUSTÍVEL - Sua finalidade é auxiliar o piloto com relação ao combustível consumido durante o vôo. Utiliza o mesmo circuito do indicador de fluxo de combustível, indicando o total de combustível consumido em libras. Possui um mostrador com 5 dígitos, um botão que zera o mostrador e uma trava para o referido botão. O totalizador está localizado na parte superior direita do painel de instrumentos. FCU - FUEL CONTROL UNIT é um dispositivo hidrohidro-mecânico que dosa a quantidade correta de combustível a ser fornecida ao motor, para que este, por sua vez, forneça a potência exigida pelo comando enviando a partir da manete de potência. A unidade de controle de combustível combustível está dividida em duas seções – a pneumática e a governadora. governadora. Figura ao lado lado A função da seção pneumática é sentir a descarga do compressor compressor (P3). A função da seção governadora governadora é a de regular o fluxo de combustí combustível para o motor. A unidade do governador pneumático (Py), está localizado na linha sensora de pressão de descarga do compressor (P3). Os elementos aquecedores do FCU são eletricamente alinhados pela barra geral (2), e diretamente desligados de um circuito “brakers” de 10A com seu respectivo interruptor chamado “FU combustível). FUEL EL CONT HEAT” HEAT” (aquecedor do controle de combustí


BOMBA DE COMBUSTÍVEL - A bomba de combustível é do tipo engrenagem de um só estágio e encontra encontra-se -se instalada entre o FCU e a caixa de acessórios do motor. É acionada pela caixa de acessórios acessórios através de um eixo de acoplamento estriado. Outro eixo estriado, na parte traseira da bomba, aciona a seção governadora do FCU fornecendo o sinal de rotação (N1). Normalmente a bomba admite o combustível proveniente da bomba de recalque recal que do sistema de combustível de alívio através de um filtro metálico localizado na sua entrada e descarrega descarrega o combustível sob pressão através de um filtro de papel na sua saída. LINHAS DE COMBUSTÍVEL E INJETORES – As linhas de combustível, primária e secundária, fornecem fornecem um fluxo constante de combustível em alta pressão aos injetores primários e secundários. Os motores são equipados com 14 bicos injetores, sendo: 10 primários, 3 secundários e 1 secundário duplo, duplo, cada um. Os injetores, do tipo simplex, são montados em adaptadores individuais interligados entre si por tubos de transferência de combustível. O injetor é posicionado no adaptador de forma a produzir uma descarga contínua e tangencial em relação relação ao próximo injetor. As blindagens possuem orifícios junto à base de fixação que permitem a entrada de ar proveniente do compressor provendo a refrigeração do bico injetor e auxiliando a automatização do combustível. combustível. A camisa da câmara de combustão é suportada pelas blindagens dos injetores que ficam firmemente na parte dianteira da câmara. Os adaptadores primários são identificados por dois pontos de solda na parte exterior e os secundá secundários com um só ponto. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 23 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Os bicos injetores estão montados na câmara de combustão em uma seqüência que, vista da cabine, cabine, são: 5 primários, 3 secundários, 5 primários e 1 secundário. O conjunto divisor de fluxo e válvula dreno é montado no DIVISOR DE FLUXO E VÁLVULA DRENO – DRENO – O adaptador de entrada do conjunto de tubulação de combustível localizado na posição seis horas da carcaça geradora de gases. Tem como função a de verificar a qualidade do combustível ou alguma con contaminação. O divisor de fluxo dosa a quantidade de combustível vinda do FCU FCU para as linhas primárias e secundá secundárias através de uma válvula de transferência. A válvula de transferência interconecta as linhas mantendo-se fechadas para assegurar a pressurização pressurização da linha primária na fase inicial da partida, abrindo depois, com o aumento para a linha secundá secundária, ainda durante a fase da partida. Durante a partida, o combustível medido é fornecido aos bicos primários. Aproximadamente entre 25% 2 5% e 30% de N1. O fluxo de combustível e a pressão aumentam até que a válvula de transferência transfe rência abra e abra e inicie a pressurização da linha secundária, a fim de atingir a rotação de marcha len le nta. Quando a válvula de corte do FCU FCU é fechada durante o corte do motor, uma mola operadora na entrada entrada do divisor sobrepõe-se à pressão de combustível e desloca a válvula de transferência no sentido de bloquear o mesmo. Através desse comando o fornecimento de combustível para as duas linhas é cortado cortado e o residual é drenado para o exterior através da válvula dreno.

10. SISTEMA DE AQUECIMENTO DE COMBUSTÍVEL Tem a finalidade de aumentar a temperatura temperatura do combustível antes do mesmo entrar no FCU FCU.. O aquecimento do combustível é feito por uma bomba conjugada com o FCU e tem uma capacidade FCU e de 850 PSI. Está localizado na parte superior da caixa de acessórios. Este trocador de calor utiliza o óleo quente quente do motor para o aquecimento do combustí combustível.


O controle de temperatura do combustível é feito por uma válvula deslizante, que permite o fluxo de natherm ) que reage com a óleo através do aquecedor, ou retornando-o por um elemento térmico (ve r r natherm variação variação de temperatura do combustível. Quando o combustível atinge a temperatura de 21ºC, a válvula começa a fechar, e quando atinge 32ºC, ela estará totalmente fechada, dando passagem do óleo direto para o tanque. tan que. Gerenciamento no Abastecimento de Combustível Não pôr combustível nos tanques auxiliares a menos que os tanques principais estejam chei che ios. O desequilíbrio máximo permissível de combustível entre as asas é de 1.000 lbs. Não consumir o combustível abaixo do indicador do “arco “ arco amarelo” amarelo” (cerca de 265 lbs) de cada tan tanque principal. O cruzamento de combustível só poderá ser feito quando um motor estiver inoperante. O painel de combustível utiliza indicador de quantidade de combustível para cada lado e é lido dire diretamente em libras.

1. Bomba de combustível combustível esquerda (Standby) 2. Válvula auxiliar esquerda de transferência de combustível 3. Luz de aviso de falha na transferência de bombas esquerda de combustível 4. Medidor esquerdo de quantidade de combustível (tanques principais e auxiliares) 5. Válvula de abertura de cruzamento de combustível 6. Seletor de quantidade individual de combustível (alterna entre principal e auxiliar) 7. Medidor direito de quantidade de combustível (tanques principais e auxiliares) 8. Bomba de combustível direita (Standby) 9. Válvula auxiliar esquerda de transferência de combustível 10. Luz de aviso de falha na transferência de bombas direita de combustível 11. Válvula “Shutoff” esquerda da parede de fogo 12. Válvula “Shutoff” direita da parede de fogo


Obs.: Este avião é aprovado para a decolagem com a uma bomba de impulso inoperante (standby boost pump). Em tal caso, o cruzamento de combustível não estará disponível do lado da bomba que estiver inoperante. eletricamente Bomba de Combustível STANDBY – STANDBY – é um tipo de bomba de combustível de reserva, eletricamente operada, e que fica submersa em cada tanque da nacele do motor. Serve como unidade de “backup” “bac kup” para a bomba mecânica do motor. Essas bombas deverão estar em OFF durante as operações normais. normais. Poderá ser usada durante a operação de cruzamento de combustível (crossfeed) para bombe bombear o combustível de um tanque da nacele ao motor oposto. Interruptores do Painel de Combustível Interruptores das bombas de combustível tipo “standby” - Dois interruptores localizados no painel painel “STANDBY inferior do piloto – piloto – “ STANDBY PUMP ON / OFF”, OFF”, controlam individualmente as bombas de combustível combustível posicionadas e submersas no tanque correspondente de cada nacele do motor. Durante a operação normal do avião, ambos os interruptores devem estar em OFF, pois as bombas mecânicas dos moto motores estarão em ON. ON. Quando houver uma falha na bomba principal de combustível (do motor), fará acender uma ”luz rmelha” no no painel de aviso do “Master Warning” – Warning” – como como L FUEL PRESS ou PRESS ou R FUEL PRESS. PRESS. Neste vermelha” ve caso, então, a bomba de combustível “standby” deverá ser posta em funcionamento (ON) para suprir a perda de pressão de combustível, e alternar a bomba (standby) para ON, fará com que essa luz, (no Master Warning) se apague. Avisos luminosos continuarão a ser indicados, e devem ser ma manualmente restaurados (resetados). Obs.: Ambas as bombas de combustível “standby” (esquerda e direita) deverão estar em OFF durante a operação de cruzamento de combustível, devido à possibilidade de perda de pressão de combustí combustível, o que induz à falha do motor. Interruptor Interruptor de cruzamento de combustível - A válvula de cruzamento de combustível, localizada no painel inferior do piloto, é controlada por um interruptor de 3 posições: cruzamento do tanque esquer esquerdo, OFF, e cruzamento do tanque direito (CROSSFEED FLOW e OFF). Sob circunstâncias de vôo normais, o interruptor deve estar na posição OFF. OFF. Durante uma operação de emergência, com um único único motor operante, pode tornar-se necessário fornecer o combustível ao motor bom, do tanque de combustível do lado do motor inoperante (oposto). Nesse caso, o sistema “crossfeed” é acionado para selecionar a alimentação adequada no painel de controle do combustível. Para a operação correta de cruzamento de combustível, mova o interruptor da bomba de combustível combustí vel “standby” para OFF e acione o interruptor de cruzamento para CROSSFEED FLOW (do lado do motor inoperante). Durante a operação de cruzamento de alimentação de combustível, com a válvula “Shutoff” da parede parede de fogo em OFF, não poderá haver o cruzamento do tanque de combustível auxiliar, só o tanque principal. principal. Quando o modo “crossfeed” é energizado, o aviso “FUEL CROSSFEED” CROSSFEED” (luz verde) acen acenderá no painel do “Master Caution”. Com o “CROSSFEED” na posição AUTO, o suite de pressão de combustível fica conectado com o circuito de controle de alimentação cruzada. Na eventualidade de uma falha de uma bomba Boost, causando uma queda de pressão de combustível, estes suítes abrirá a válvula de alimentação cru cruzada permitindo que a Boost remanescente forneça combustível para ambos os motores. A alimentação cruzada só pode ser feita quando um motor estiver inoperante. Obs.: A Obs.: Interruptor de leitura individual de quantidade de combustível - Um interruptor no painel de gerenciamento gerenciamento de combustível, controla o sistema de leitura individual de combustível remanescente Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 26 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

em cada tanque de combustível (principal ou auxiliar). Quando o interruptor estiver na posição TOTAL TOTAL, teremos a leitura da quantidade de combustível total nos tanques principais (esquerdo e direito). direito). Quando o interruptor estiver na posição NACELE, NACELE, teremos a leitura da quantidade de combustí combustível total nos tanques auxiliares (esquerdo e direito), cuja função é de verificar a quantidade de combustível na nacele durante operações com o NO FUEL XFR aceso onde é indicado para monitorar a transferência transferência por gravidade. Interruptores de transferência de combustível dos tanques auxiliares – Dois interruptores no painel painel de gerenciamento de combustível, controlam a transferência automática e individual das bombas bombas de transferência de combustível (esquerda ou direita). Durante a operação normal, ambos os interruptores interruptores deverão estar no modo AUTO, AUTO, onde permite ao sistema ser atuado automaticamente. Se um ou outro sistema de transferência de bombas não atuar, esta condição será indicada por uma “luz amarela” ama rela” no no painel de gerenciamento de combustível, indicado pelo aviso NO TRANSFER. TRANSFER. Muito Cuidado - Não use a válvula “shutoff” da parede de fogo para cortar o motor, exceto em uma emergência. A bomba mecânica de combustível (do motor), sempre manterá uma correta lubrific l ubrificação ação essencial ao fluxo de combustível. Quando o motor estiver operando, esta bomba pode ser, severamente, danificada (durante a cavitação) caso a válvula “shutoff “shutoff”” da parede de fogo seja cortada antes que a manete de condição seja levada para a posição posição FUEL CUTOFF. CUTOFF. Válvulas Shutoff da parede de fogo - O sistema de combustível incorpora de uma válvula de corte de combustível (Shutoff Valve) montada atrás de cada parede de fogo do motor. Os dois interruptores, interruptores, de comando dessas válvulas estão localizados no painel esquerdo do piloto, no painel dos dis juntores (abaixo do painel de controle de combustível) e são indicadas pelos seguintes comandos: FIREWALL SHUTOFF VALVE OPEN / OPEN / CLOSED LEFT / LEFT / RIGHT. RIGHT. As válvulas “shutoff “shutoff”” da parede de fogo recebem sinais elétricos elétricos para seu funcionamento, da barra principal e da barra quente da bate bateria, que também é conectada diretamente à bateria. O sistema de combustível incorpora duas válvulas de corte controlado por dois interruptores locali localizado no painel de combustível e combustível e fornecem força elétrica da barra “TPF”.

11.. SISTEMA 11 SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO NO MOTOR Consiste de um sensor de calor dentro do compartimento do motor, uma luz de alerta (ENGINE FIRE) FIRE) no painel anunciador e uma buzina de alerta no painel do piloto. É formado por três presi presilhas fechadas e uma caixa de controle. O sistema é acionado quando apresenta temperaturas acima de 218ºC na parede de fogo, 329ºC no sistema de exaustão e 232ºC na caixa de acessó acessórios. Um interruptor de teste, denominado “FIRE DETECT TEST”, está localizado próximo ao painel anunciador anunciador (Master Warning). Quando pressionado, a luz “ENGINE FIRE” acende e o alarme sonoro soa, indi indicando que o circuito está operacional.

SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO DA CABINE 12. SISTEMA 12. Ajuste de Controle de pressurização para pouso Ajuste de Altímetro 28.00 28.10 28.20 28.30 28.40

Adicionar à eleva elevação do Aeródromo Aeródromo +2400 +2300 +2200 +2100 +2000

Ajuste de Altímetro 29.50 29.60 29.70 29.80 29.90

Adicionar à eleva elevação do Aeródromo Aeródromo +900 +800 +700 +600 +500


28.50 28.60 28.70 28.80 28.90 29.00 29.10 29.20 29.30 29.40

+1900 +1900 +1800 +1700 +1600 +1500 +1400 +1300 +1200 +1100 +1000

30.00 30.10 30.20 30.30 30.40 30.50 30.60 30.70 30.80 30.90

+400 +300 +200 +100 0 -100 -200 -300 -400 -500

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. Interruptor de teste de pressão da cabine. 8. Interruptor Interruptor dos “boots” do leme de direção. 9. Interruptor do compensador do profundor. Operação da Pressurização: O sistema de pressurização é inteiramente automático. A fim de operá operá-lo, se faz necessário incorporar a elevação da pista de pouso, e o sistema fará o restante. A ele vação da pista de pouso é indicada na escala exterior do seletor da altura de cabine. Para aumentar ou diminuir diminuir a altitude da cabine, selecione a elevação da pista de pouso em incrementos a cada 1.000 pés, ou selecione a elevação da pista de pouso em incrementos a cada 250 pés. Isto sempre deverá ser feito antes de cada decolagem. Enquanto o avião estiver subindo ou descendo, você deve monitorar a razão de subida ou descida da cabine (a razão da cabine e não a do avião) direto pelo indicador de razão do instrumento. Esta razão pode ser reajustada em situações da emergência, e a pressão da cabine pode ser aliviada de imediato. imediato. Gire o botão CABIN PRESS DUMP para movê-lo para uma determinada posição e preste atenção às mudanças da altitude da cabine, quando em uma razão muito grande, a seguir diminua a pressão para que a pressão diferencial entre a cabine e o ar exterior comece a diminuir.


***** INSTRUMENTOS DO MOTOR ***** A) INDICADOR DE TORQUE – TORQUE – Localizado na parte central do painel, fornece a indicação de torque em “libras” pela medição de pressão do torque do motor e da caixa de engrenagens e redução. redu ção. No instrumento digital (EFIS) a indicação digital, de caráter numérico, se apresenta com escala da indica indicação digital entre 0 e 2.600 lbs, com linha radial verme vermelha em 2.230 lbs. EFIS ANALÓGICO AN ALÓGICO

No instrumento analógico a indicação, de caráter numérico, se apresenta com indicação entre 0 e 2.500 lbs, com linha radial verme vermelha em 2.230 lbs. B) INDICADOR DE RPM DA HÉLICE (N2) – Localizado na parte central do painel, é alimentado eletricamente pelo taco-gerador da hélice. No indicador digital (EFIS) a indicação digital, de caráter numérico, numérico, se apresenta com escala da indicação entre 0 a 2.300 RPM, indicação de rotação da hélice hélice em incrementos de 50 RPM e linha radial ver vermelha em 2.000 RPM. EFIS ANALÓGICO AN ALÓGICO

No instrumento analógico a indicação, de caráter numérico, se apresenta com uma exposição gráfica em barra, onde o RPM é indicado por duas agulhas, uma com indicação em escala a cada 1.000 RPM e outra com indicação em escala a cada 100 RPM. painel, C) INDICADOR DE TEMPERATURA INTERTURBINAS (ITT) - Localizado na parte central do painel, 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. EFIS ANALÓGICO AN ALÓGICO


São 5 disjuntores Individuais, com circuito em amperes, fixados como ITT LEFT e ITT RIGHT, RIGHT, locali localizados na parede lateral lateral do painel de circuito dos disjuntores, protegidos por circuitos interestágios do circuito de temperatura da turbina. D) INDICADOR DE ROTAÇÃO DA TURBINA DO COMPRESSOR (N1) - Localizado na parte central do painel, indica a porcentagem de rotação da turbina do compressor (100% N1 = 37.500 RPM). É eletricamente eletricamente alimentado pelo taco-gerador de N1 (caixa de acessórios do motor). Cada instrumento está interligado ao gerador de tacômetro do respectivo motor. EFIS ANALÓGICO AN ALÓGICO

E) INDICADOR DE CONSUMO DE COMBUSTÍVEL - Localizado na parte central do painel, indica o fluxo de combustível consumido pelo motor em libras por hora. EFIS

ANALÓGICO AN ALÓGICO

Dois instrumentos indicam a razão do fluxo de combustível consumido, medidas pelas unidades acopladas acopladas nas linhas de fonte do combustível dos respectivos motores. Os indicadores de fluxo de com combustível são calibrados em incrementos a cada 100 lbs/h. F) INDICADOR DUPLO DO ÓLEO (pressão e temperatura) - Localizado na parte central do painel. Os indicadores têm dupla função, indicar pressão de óleo em PSI (lb/pol²) ( lb/pol²) e temperatura do óleo em ºC. Os sensores são alimentados eletricamente. EFIS

ANALÓGICO AN ALÓGICO

Uma unidade térmica tipo sensor detecte a temperatura do óleo, enquanto que uma bomba de pressão pressão mede a pressão. Cada instrumento é conectado aos transmissores de pressão e temperatura, ins instalados nos seus respectivos motores.


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

1. Indicador dos Flapes 2. Razão de subida/descida de pressurização da cabine 3. Diferencial de altitude e de pressão da cabine 4. Manete Esquerda de Potência 5. Manete Direita de Potência 6. Manete Esquerda de Passo de Hélice 7. Manete Direita de Passo de Hélice 8. Manete Esquerda de Condição de Combustível 9. Manete Direita de Condição de Combustível 10. Compensador do Profundor e Indicador 11. Compensador do Aileron e Indicador Indicador 12. Compensador do Leme de Direção e Indicador 13. Manete de Comando do Flap

A) MANETE DE POTÊNCIA – É interligada a uma unidade de controle de combustível. Possui as posições posições “IDLE, MAX”, MAX”, e as faixas “BETA “BETA”” e “REVERSE “REVERSE”. ”. – O – O curso da manete determina a potência desejada. IDLE - -MAX M AX BETA/REVERSE – – O curso da manete determina o passo das hélices (negativo). ATENÇÃO Com o motor parado, o mecanismo do reverso pode ser danificado caso a manete de potência seja movida abai abaixo da posição IDLE.

possu indo as posições pos ições MAX, MAX, MIN e B) MANETE MANETE DA HÉLICE – HÉLICE – É interligada ao governador de hélice, possuindo FEATHER. FEATHER. Na posição MAX o governador da hélice controla a rotação para o máximo de 2.000 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. C) MANETE DE COMBUSTÍVEL – COMBUSTÍVEL – É interligada a uma unidade de controle de combustível (FCU) e controla a rotação da turbina do gerador (N 1) quando a manete de potência estiver na posição IDLE. Possui as posições: CUT OFF, OFF, LOW IDLE e IDLE e HIGH IDLE. IDLE. CUT OFF – Determina – Determina o combustível para os bicos injetores. – Determina uma rotação de 52% de N1. LOW IDLE – HIGH IDLE – – Determina uma rotação de 65% de N1.


MARCAÇÕES DOS INSTRUMENTOS DOS MOTORES INSTRUMENTO ITT TORQUE N2 – (hélice) – (hélice) N1 – (turbina) – (turbina) Temperatura do Óleo Pressão do Óleo

RADIAL VERME VERMELHA LIMITE MÍNIMO ---------------60 PSI

ARCO VERDE OPERAÇÃO NORMAL 400ºC a 750ºC 60 lbs a 2.230 lbs 1.600 RPM a 2.000 RPM ---10ºC a 99ºC 105 PSI a 135 PSI

RADIAL VERME VERMELHA LIMITE MÁXIMO 800ºC 2.230 lbs 2.000 RPM 101,5 % 99ºC 200 PSI

***** PAINEL DE INTERRUPTORES – 1P *****

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 automáti automático 13. Interruptor de teste do governador de hélice 14. Interruptores dos boots - L - L & R (anti(anti-gelo) 15. Interruptores do AntiAnti-Ice - L & R 16. Interruptores de autoauto-ignição dos motores 17. Botão da ventilação ventilação para o Piloto 18. Botão de Exaustão de Ar

19. Interruptores das luzes de pouso - L - 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 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 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


***** PAINEL DE INTERRUPTORES – 2P *****

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 Interruptor de ajuste de Temp. da cabine 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 CoCo-piloto 16. Indicador de pressão de sucção do Giro 17. Interruptor do microfone do Co-piloto 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

***** Master Caution *****

1a. & 1b. – 1b. – Advertência Advertência dos Geradores Esquerdo e Direito Fora – Fora – L DC GEN e GEN e R DC GEN Este anunciador (luz amarela), amarela), quando iluminado, informa ao piloto que o gerador (esquerdo ou direito), direito), não está gerando corrente DC ao sistema elétrico, indicando falha no gerador específico, ou que a tensão DC não é suficiente para manter co conectado todo o sistema elétrico. 2. – 2. – Sincronismo Sincronismo de Hélice Ativo – Ativo – PROP SYNC ON Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 33 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

Este anunciador (luz amarela), amarela), quando iluminado, informa ao piloto que o sistema de sincronização da hélice está em ON ON e o trem de pouso está em baixo. Quando iluminado, indica que não é seguro pou pousar ou decolar com o sincronismo de hélice ativo. 3. – RPM 3. – RPM de Hélice em Baixa Rotação – Rotação – RVS NOT READY Este anunciador anunciador (luz amarela), amarela), quando iluminado, informa ao piloto que as hélices não estão com RPM suficientemente elevado, com o trem de pouso em baixo. Quando iluminado, indica que não é seguro pousar ou decolar com baixa RPM de hélice. 4a. & 4b. – 4b. – Embandeiramento Embandeiramento Automático Armado – Armado – L AUTOFEATHER e AUTOFEATHER e R AUTOFEATHER Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que o sistema de embandeiramento automático está armado. Quando iluminados, indica que ambos os anunciadores estarão fora se uma ou outra hélice estiver embandeirada, se o sistema estiver desarmado – retardando a manete de potência potência ou se o interruptor AUTO FEATHER estiver FEATHER estiver na posição OFF. OFF. 5. – Aviso 5. – Aviso de Baixo RPM no Motor Direito – Direito – AIR COND N1 LOW Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que o RPM do motor direito está demasiado baixo para manter o bom funcionamento do sistema de ar condicionado. 6. – Aviso 6. – Aviso de Luzes de Táxi e Pouso Ligados com Trem Recolhido – Recolhido – LDG/TAXI LIGHT Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que o trem de pouso está recolhido e ambas as luzes de táxi estão ligadas. As luzes da aterragem e de táxi só devem estar ligadas quando o trem de pouso estiver em baixo. 7a. & 7b. – 7b. – Separador Separador Inércia Ativo – Ativo – L ICE VANE EXT e EXT e R ICE ICE VANE EXT Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que operando no modo “Degelo em vôo” (icing (icing flight) flight), a posição das aletas do separador inercial (esquerdo ou direito) estarão estendidas. estendidas. Quando a proteção de degelo não for necessária, as aletas do separador inercial deverão estar recolhidas, recolhidas, colocando os interruptores na posição RETRACT. RETRACT. As luzes permanecerão apagadas. O recolhimento recolhimento só deve ser realizado com temperatura externa entre +15ºC ou acima, para assegurar uma refrigeração de óleo mais adequada. As aletas só podem ser estendidas ou retraídas; não há nenhu nenhuma posição in intermediária. 8a. & 8b. – 8b. – Partida Partida do Motor Com Ignição em ON – ON – L IGNITION ON e ON e R IGNITION ON Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que foi iniciada a partida dos motores motores com a ignição (esquerdo ou direito), na posição ON, ON, “ou” acionado o motor de partida (esquerdo ou direito), somente na posição STARTER ONLY. ONLY. Este aviso informa que os interruptores foram acionados e o circuito de partida foi iniciado, liberando a rotação apropriada para a partida dos motores (12%), liberando a ignição e a seqüência de combustão. combustão. 9a. & 9b. – 9b. – Bleeds Bleeds Air Fechadas – Fechadas – L BL AIR OFF e OFF e R BL AIR OFF Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que as válvulas do ar ambiente (es (esquerdo ou direito), estão fechadas. 10. – 10. – Operação Operação de Cruzamento de Combustível – Combustível – FUEL CROSSFEED Este anunciador (luz verde), verde), quando iluminado, informa ao piloto que durante a operação de cruzamento cruzamento de combustível (crossfeed), a válvula de corte do combustível se fecha, e o combustível do tanque tanque auxiliar não está cruzado. Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 34 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

***** MASTER WARNING *****

1a. & 1b. – 1b. – Fogo Fogo no Motor Esquerdo ou Direito – Direito – L ENG FIRE e R ENG FIRE Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que o motor (esquerdo ou direito), direito), pegou fogo. Consiste em 2 unidades ou sensores pneumáticos nos compartimentos dos moto motores. 2. – Falha 2. – Falha no Inversor – Inversor – INVERTER Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que houve falha no inversor. Os inversores são controlados por um interruptor situado no painel inferior do piloto – INVERTER Nº 1 / OFF / Nº2. 3. – Aviso 3. – Aviso de Portas não Fechadas – Fechadas – DOOR UNLOCKED Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que a porta da cabine não está fechada ou travada. Como precaução de segurança, há 2 anunciadores, um no painel “Master Warning” Warning” e outro no “Glareshield”. 4. – Alerta 4. – Alerta de Altitude da Cabine – Cabine – ALT WARN Uma válvula de pressão pneumática, a “Outflow Valve”, situada na parte traseira do avião, mantém uma determinada altitude selecionada para a cabine e uma razão de subida comandada pelo controlador controlador de altitude. Quando o avião sobe, essa válvula controladora modula a válvula “Outflow” “Outflow ” para manter uma taxa de pressão pré-determinada, subindo a pressão na cabine e aumentando a pressão diferencial da cabine até que esse diferencial de pressão máxima seja alcançado. Quando a altitude altitude da cabine atingir 12.500 pés, um interruptor de pressão, montado na parte traseira do painel de contro controle, completa um cir circuito para iluminar a lâmpada anunciadora de advertência (luz (luz vermelha vermelha), ), o ALT WARN para WARN para advertir que dessa altitude em diante, o sistema requer o uso de oxigênio. 5a. & 5b. – 5b. – Aviso de Baixa Pressão de Combustível Combustível – – L FUEL PRESS e PRESS e R FUEL PRESS Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que houve perda de pressão de combustível do motor (esquerdo ou direito) devido à falha da bomba de impulso (Boost Pump). Alterne a BOOST PUMP entre ON e ON e STANDBY para STANDBY para fazer apagar as luzes no anunciador de combustível. Os anunciadores de advertência devem devem ser, manualmente, resetados. 6. – Aviso 6. – Aviso de Falha no Compensador do PA – PA – A/P TRIM FAIL Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que o compensador do PA comandou o nariz do avião acima dos 14,5º para baixo ou 16,5º ou 16,5º para cima de ângulo de ataque. Para Manual Operacional Beechcr Beechcraft King Air C-90B – Página: – Página: 35 Traduzido por: por: Fred Mesquita – Mesquita – [email protected]

reverter reverter esta situação, desacople o PA e restaure o ângulo de atitude do nariz do avião para menos de 14,5º manualmente, depois re-acople re-acople o PA. 7a. & 7b. – 7b. – Aviso Aviso de Falha da Bleed de Climatização – Climatização – L BL AIR e R BL AIR Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que a linha de ar da “Bleed” “Bleed” (esquerda (esquerda ou direita) derreteu ou falhou, indicando uma possibilidade de fuga de ar da sangria do respectivo respectivo motor. Uma unidade de controle de fluxo de ar, situada na parte frontal da parede de fogo de cada nacele do motor, controla o fluxo de ar das “Bleeds “Bleeds”” e se mistura com o ar ambiente, compondo o fluxo de ar total da cabine para o aquecimento interno, degelo do pára-brisa, pára- brisa, pressurização e ventilação. Essa unidade é controlada eletronicamente pela válvula solenóide shutoff (integral), controlada pelos interruptores dessas válvulas, situadas no painel de interruptores do co-piloto, e uma válvula de solenóide solenóide normalmente aberta, operada pelo interruptor de segurança do trem de pouso direito. Essas unidades nidades – a válvula de controle de fluxo de ar e a válvula pneumática de ar são controladas por dois interrup interruptores, - o LEFT e o RIGHT BLEED AIR VALVES OPEN / OPEN / ENVIR OFF / OFF / INSTR & ENVIR OFF, OFF, localiza localizados no painel de interruptores do coco-piloto. Quando posicionada em OPEN, OPEN, ambas as válvulas ficam na posição “aberta”. Quando posicionada em ENVIR, ENVIR, a válvula de controle de fluxo de ar fica “fechada” e a válvula pneumática de ar permanece em “aberta”. Quando na posição de repouso, INSTR & ENVIR OFF, ambas estarão “fechadas”. Para uma máxima refrigeração em terra, se devem colocar os interruptores das bleeds na posição ENVIR OFF. OFF. 8. – Aviso de Falha no PA - A/P FAIL 8. – Este anunciador (luz vermelha), vermelha), quando iluminado, informa ao piloto que houve uma falha na unidade de controle do PA PA.. Essa luz de advertência é anunciada (AP FAIL) durante o teste (PRESS TO TEST), e é o resultado da inoperância do controle de rolamento, pitch, guinada, compensador do pitch e/ou dos servos da guarnição do leme de direção. O diretor de vôo pode continuar a funcionar, dependen dependendo tão somente pela natureza do tipo da falha. 9. – Interruptor 9. – Interruptor de Teste do Master Warning Wa rning – – PRESS TO TEST Todos os avisos luminosos do painel anunciador são testados quando pressionado o botão do interruptor interruptor de testes tipo “pressione para testar” (PRESS TO TEST), localizado no painel de instrumento do lado direi direito deste anunciador.


King C90 - Resumo Do Manual

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