Manual c90gt

KING AIR C-90 GT Manual Traduzido GENERALIDADES, LIMITAÇÕES, PILOTO AUTOMÁTICO & EFIS, MANUTENÇÃO E MANUSEIO

Traduzido por : Marcelo Trentini 3ª Edição

O melhor equipamento de segurança em um avião é um piloto bem treinado...

KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

INTRODUÇÃO O presente manual, é uma tradução e interpretação do manual da aeronave KING AIR C-90 GT da Flight Safety. Tem como objetivo uma melhor compreensão, porém, não exime o piloto do conhecimento da língua inglesa, uma vez que esta está cada vez mais presente na aviação atual, tornando primordial o seu conhecimento e domínio. Este manual serve apenas como um auxílio, devendo portanto, o manual original do equipamento continuar sendo a fonte primária de consulta. Este manual encontra-se divido em GENERALIDADES, LIMITAÇÕES, SISTEMAS, PILOTO AUTOMÁTICO & EFIS, MANUTENÇÃO E MANUSEIO. As fotografias nele existentes foram obtidas da aeronave de matrícula PR-BOM e as figuras, dos manuais do C-90 GT e do C-90 A/B da Flight Safety. Por fim, espero poder estar colaborando com o aprendizado dos pilotos deste equipamento para que cada vez mais possamos ter aviadores bem treinados e capacitados visando sempre a segurança de vôo.

Marcelo Trentini, 01 de Março de 2007


GENERALIDADES


DADOS DESCRITIVOS MOTORES Número de Motores : 2 Fabricante dos Motores: Pratt & Whitney Canadá Corp. (Longueuil, Quebec, Canada) Modelo do Motor: PT6A-135A Tipo do Motor: Turbo-hélice Número de Eixos: 2 1 – Eixo do Compressor 1 – Eixo da Power Turbine Estágios e Tipo de Compressores: 3 – estágios de fluxo axial 1 – estágio de fluxo centrífugo Tipo da Câmara de Combustão: anular Estágios e Tipos de Turbina: Compressor Turbine (gerador de gases) – estágio único, turbina de reação de fluxo axial Power Turbine – estágio único, turbina de reação de fluxo axial Potência Efetiva do Motor (Shaft-Horsepower Rating) : 550 SHP (flat rated) Velocidade Rotacional do Eixo do Compressor ( limites de N1) : Máximo para todas operações: 101,5% de N1 (38.100 RPM) Velocidade de Rotação da Hélice (limites de N2) : Máximo para todas operações: 1900 RPM HÉLICES Número de Hélices: 2 Fabricante das Hélices: Hartzell Propeller Inc. (Piqua, Ohio) Numero de Pás: 4 Tipo de Hélice: velocidade constante, embandeirável, reversível, contra-balanceada, atuada hidraulicamente


Faixa Angular (estação de 30 polegadas) Reverso: -10° +/-0,2° Embandeiramento: 85,8° +/- 0,5° Diâmetro da Hélice Máximo: 90 polegadas (228,5 centímetros) Mínimo: 89 polegadas (226 centímetros) COMBUSTÍVEL COMBUSTÍVEIS APROVADOS USO CIVIL Jet A, Jet A-1, Jet B USO MILITAR JP-4, JP-5, JP-8 COMBUSTÍVEIS EMERGENCIAIS ALTERNATIVOS Combustíveis de uso civil: 80 octanas – vermelho (formalmente 80/87) 100LL octanas – azul * 100 octanas – verde (formalmente 100/130) * em alguns países, este combustível é de cor verde e chamado de 100L Combustível Utilizável: 384 galões – 1453 litros ADITIVOS DE COMBUSTÍVEL APROVADOS Aditivo anti-gelo conforme MIL-I-27686 ou MIL-I-85470 em concentrações mínimas de 0,10% do volume e máxima de 0,15%.


ÓLEO DO MOTOR Especificação: Qualquer óleo especificado pela última revisão do Boletim de Serviço da Pratt & Whitney N° 1001 Viscosidade Cinemática do óleo: 7,5 Centistoke Óleos de Motores a Turbina 5 Centistoke Óleos de Motores a Turbina Capacidade de Óleo (cada motor): Total :...................................................................14 quartos de galão americano (13,3 litros) Não Drenável: .........................................................................................1,5 quarto (1,4 litro) Capacidade de Reposição: ............................12,5 quartos de galões americanos (11,8 litros) Faixa Operacional:............................................................ cheio a 4 quartos (3,8 litros) baixo PESOS MÁXIMOS CERTIFICADOS Peso Máximo de Rampa: ...................................................................10.160 libras (4608 kg) Peso Máximo de Decolagem: ............................................................10.100 libras (4581 kg) Peso Máximo de Pouso: .......................................................................9600 libras (4354 kg) Peso Máximo Zero Combustível: .......................................................sem limites estruturais Peso Máximo no Bagageiro Traseiro:...................................................... 350 libras (159 kg) Peso Máximo no Compartimento de Aviônicos no Nariz:....................... 350 libras (159 kg) DIMENSÕES DA CABINE E PORTA DE ACESSO Largura da Cabine (Máxima):......................................................... 54 polegadas (137 centímetros) Comprimento da Cabine (Partição a Partição) :.............................155 polegadas (394 centímetros) Comprimento da Cabine (Máximo entre as paredes de pressão): .214 polegadas (544 centímetros) Altura da Cabine (Máxima):............................................................ 57 polegadas (145 centímetros) Largura da Porta (Mínima):............................................................... 27 polegadas (69 centímetros) Altura da Porta (Mínima):............................................................ 51,6 polegadas (131 centímetros) Altura da Soleira da Porta (Máxima): .............................................48 polegadas (122 centímetros) Volume do Compartimento Pressurizado:................. 313,6 pés cúbicos (8880 decímetros cúbicos) VOLUME DO COMPARTIMENTO DO BAGAGEIRO TRASEIRO 53,5 pés cúbicos (1515 decímetros cúbicos) VOLUME DO COMPARTIMENTO DE AVIÔINICOS DIANTEIRO 16 pés cúbicos (453 decímetros cúbicos)


CARGAS ESPECÍFICAS Carga Alar: 34,4 libras por pé quadrado (168 kg por metro quadrado) Carga do Motor: 9,2 libras por SHP (4,2 kg por SHP)


LIMITAÇÕES


LIMITAÇÕES LIMITAÇÕES DE VELOCIDADE VELOCIDADE Velocidade Máxima Operacional VMO MMO Velocidade de Manobra VA

Velocidade Máxima de Extensão de flap/flap estendido VFE Approach Down Velocidade Máxima de Operação do Trem de Pouso VLO Extensão Retração Velocidade Máxima Com Trem de Pouso Estendido VLE Velocidade Mínima de Controle no Ar VMCA Flaps Up Flaps Approach

KCAS

KIAS

226 .46 Mach

226 .46 Mach

169

169

182 140

184 148

182 164

182

87 85

182 163

182

85 83

OBSERVAÇÕES Jamais exceda esta velocidade em qualquer operação.

Não faça movimentos completos ou bruscos acima desta velocidade Não estender os flaps ou operar com os mesmos estendidos acima desta velocidade

Não estender ou recolher o trem de pouso acima destas velocidades

Não exceda esta velocidade com o trem de pouso estendido Estas são as menores velocidades em que a aeronave é direcionalmente controlável quando um motor se torna subitamente inoperante com o autofeather armado e o outro motor estiver na potência de decolagem.


MARCAÇÕES

VALOR DE KCAS OU FAIXA

VALOR DE KIAS OU FAIXA

Radial Vermelha 87 Arco Branco

76 a 140

85 78 a 148

Arco Branco Largo

76 a 88

78 a 88

Arco Branco Estreito

88 a 140

88 a 148

Triângulo Branco

182

184

110

108

226 ou .46 Mach o que for menor

226 ou .46 Mach o que for menor

Radial Azul Ponteiro Listrado Vermelho e Branco

SIGNIFICADO Velocidade Mínima de Controle no Ar VMCA Faixa Operacional Full Flap Limite inferior: velocidade de stall com peso máximo, flaps up e marcha lenta. Limite inferior: velocidade de stall com peso máximo, flaps up e marcha lenta. Limite superior: velocidade máxima permitida com flaps estendidos além de Approach Velocidade Máxima com flaps approach Melhor Razão de Subida com um motor inoperante Velocidade Máxima para qualquer operação

Obs: O velocímetro indica valores de KIAS (Velocidade do Ar Indicada em Nós)


Manetes de Potência Não levante as manetes de potência em vôo. Levantando-as em vôo, ou movendo-as além da posição de marcha lenta, poderá resultar em um movimento picado e uma razão de descida excessiva colocando a aeronave e os ocupantes em risco. LIMITES OPERACIONAIS DOS MOTORES CONDIÇÃO OPERACION AL

SHP

TORQUE (1)

ITT MÁXIMO

RPM DO GERADOR DE GASES N1 RPM

%

RPM DA HÉLICE N2

PRES ÓLEO PSI (2)

TEMP ÓLEO °C (3)

1100 (min)(9) -

40 (min)

-40 (min) -40 a 99

-

0 a 99

1900 (12) 1900 (12)

85 a 105

10 a 99

85 a 105

0 a 99

PARTIDA LOW IDLE

-

-

1090 (4) 685 (5)

-

-

HIGH IDLE

-

-

-

-

TAKEOFF E MAX CONT CRUSEIRO, SUBIDA E MAX DE CRUZEIRO MAX REVERSO (7) TRANSIENT

550

1520 (13)

805

38100

72 (aprox) 101,5

550

1520 (6)(13)

805

38100

101,5

-

-

805

-

88

1825

85 a 105

0 a 99

-

1626 (10)

880 (4)(8)

38500

102,6

2090

-

104 (11)

NOTAS: 1. torque máximo constante permitido 1520 ft-lbs. A velocidade da hélice (N2) deve ser setada a fim de não exceder a limitação de potência. 2. quando a velocidade do gerador de gases estiver acima de 72% de N1 e a temperatura do óleo estiver entre 60°C e 70°C, a pressão normal do óleo estará entre 85 e 105 PSI. Pressão de óleo entre 40 e 85 PSI não são desejáveis; devem ser toleradas apenas para completar o vôo, e apenas a uma potência reduzida. Pressão de óleo abaixo de 40 PSI não é seguro; requer corte de motor ou pouso no aeródromo mais próximo, usando a menor potência possível para manter o vôo. 3. para vida útil do motor estendida é recomendada uma temperatura de óleo entre 74°C a 80°C. Uma temperatura mínima de óleo de 55°C é recomendada para a operação de aquecimento de combustível na potência de decolagem. 4. valores limitados em dois segundos 5. ITT alto em marcha lenta no solo podem ser corrigidos reduzindo a carga de acessórios ou aumentando o N1 6. valores de torque de cruzeiro variam com a altitude e temperatura KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

7. operação de potência do reverso limitada em 1 minuto 8. altas cargas dos geradores em baixas velocidades de N1 podem fazer com que o limite de transient temperature de ITT seja excedido. Observe as cargas dos geradores 9. proibida operação estabilizada da hélice no solo entre 500 e 1100 RPM . Operação nesta faixa poderá gerar danos à hélice. Quando embandeirada, a hélice deve operar a 500 RPM ou abaixo 10. valor limitado em 20 segundos 11. valor limitado em 10 minutos 12. RPM até 1938 RPM limitada em 7 minutos 13. torque até 1550 ft-lbs limitado em 7 minutos LIMITAÇÕES DOS GERADORES Em vôo: 100% GENERATOR LOAD e N1 mínimo de 85% Durante operações em solo, observe estes limites: CARGA DO GERADOR 0 A 50% 50 A 80% 80 A 85%

N1 MÍNIMO 59% 61% 70%

LIMITAÇÕES DE STARTER O uso do starter é limitado em 40 segundos ON, 60 segundos OFF, 40 segundos ON, 60 segundos OFF, 40 segundos ON, e 30 minutos OFF. LIMITAÇÕES DO USO DE AVGAS 1. operação limitada em 150 horas entre overhauls 2. operação limitada em 8000 pés de altitude pressão ou abaixo com as boost pumps inoperantes 3. capacidade de crossfeed requerida para subidas acima de 8000 pés de altitude pressão


ADITIVOS DE COMBUSTÍVEL APROVADOS ADITIVO ANTI-GELO O óleo do motor é usado para aquecer o combustível na entrada da unidade de controle. Uma vez que a medição de temperatura não é disponibilizada neste ponto, o combustível deve ser assumido como estando na mesma temperatura da OAT. O gráfico abaixo é usado para determinar a temperatura mínima do óleo para manter a temperatura do combustível acima do ponto de congelamento da água, assim prevenindo o acúmulo de gelo no FCU. Entre com os dados do vôo no gráfico para obter a temperatura mínima do óleo para aquecimento do combustível. Caso a temperatura antecipada prevista não for suficiente, aditivos anti-gelo devem ser adicionados ao combustível.

ATENÇÃO Antes de reabastecer, certifique com o abastecedor se algum aditivo já foi adicionado. Caso aditivo anti-gelo for requerido, ele deve ser adequadamente misturado ao combustível a fim de evitar deterioração do selante da célula de combustível. A concentração deve ser num mínimo de 0,10% e no máximo de 0,15% do volume. A fim de garantir uma concentração adequada do volume de combustível a bordo, misture aditivo apenas suficiente para a quantidade de combustível que ainda não obteve mistura. ADITIVO DE COMBUSTÍVEL BIOCIDA O biocida-fungicida de combustível BIOBOR JF pode ser usado no combustível em concentrações de 135 ppm ou 270 ppm. O BIOBOR JF pode ser usado como o único aditivo de combustível ou pode ser usado juntamente com o aditivo anti-gelo. O uso conjunto dos aditivos não acarreta danos ao sistema de combustível.


COMBUSTÍVEL UTILIZÁVEL (Galões x 6,7 = libras) Quantidade total de combustível utilizável: 384 galões, 1453 litros, 2573 libras Cada lado: 192 galões, 727 litros, 1286,5 libras Cada tanque de nacele: 61 galões, 231 litros, 409 libras DESBALANCEAMENTO DE COMBUSTÍVEL O desbalanceamento máximo de combustível entre os sistemas é de 200 libras. ALIMENTAÇÃO CRUZADA A alimentação cruzada de combustível somente é permitida nas seguintes condições: 1. Falha de Boost Pump, ou 2. Falha de motor MARCADORES DE COMBUSTÍVEL NO ARCO AMARELO Não decole se os marcadores de combustível estiverem no arco amarelo ou se a quantidade de combustível for menor que 265 libras em cada asa. OPERAÇÃO COM LOW FUEL PRESSURE A operação de qualquer motor com o respectivo anunciador de L FUEL PRESS ou R FUEL PRESS iluminado é limitada em 10 horas antes de overhaul ou reposição da bomba mecânica de combustível do motor. BOOST PUMPS Ambas boost pumps devem estar operacionais antes da decolagem. LIMITES ROTACIONAIS DE HÉLICE Transients: 2090 RPM Reverso: 1825 RPM Velocidade Mínima em Marcha Lenta: 1100 RPM Faixa Operacional Proibida no Solo: entre 500 e 1100 RPM Operações no Solo com Hélice Embandeirada: 500 RPM ou abaixo Todas Outras Condições: 1900 RPM


LIMITES ROTACIONAIS DE HÉLICE EM OVERSPEED O limite máximo de overspeed da hélice é 2090 RPM e deve ser usado para todos parâmetros de potência durante situações de emergência. Operações contínuas da hélice acima de 1900 RPM indicam pane do governador primário. Operações contínuas acima de 1976 RPM indicam pane do governador primário e do governador de overspeed. AUTOFEATHER O autofeather deve estar operacional em todos os vôos e deve ser armado para decolagens, subidas, aproximações e pouso.

MARCAÇÕES DOS INSTRUMENTOS DE MOTOR INSTRUMENTO

ARCO VERMELHO Limite Mínimo ou faixa proibida ITT TORQUÍMETRO 500 a 1100 TACÔMETRO N1 TEMP ÓLEO PRES ÓLEO

40 PSI

ARCO ARCO ARCO VERMELHO AMARELO VERDE Faixa de Faixa Normal Limite Máximo de Operação Cautela 40 a 85 PSI

400 a 805 °C 0 A 1520 ft-lbs 1100 a 1900 RPM 58 a 101,5% 0 a 99°C 85 a 105 PSI

805°C * 1520 ft-lbs 1900 RPM 101,5% 99°C 105 PSI

* Limite de Partida: 1090 ° C MARCAÇÕES DE INSTRUMENTOS DIVERSOS Indicador de Quantidade de Combustível Arco Amarelo (faixa de não decolar) : 0 a 265 libras Pressão Diferencial de Cabine Arco Verde (Faixa de Operação Aprovada): 0 a 5.0 PSI Arco Vermelho (Faixa Operacional Não Aprovada): acima de 5.0 PSI até o fim da escala Instrumento de Pressão Pneumática Arco Verde (Faixa Normal de Operação): 12 a 20 PSI Linha Vermelha (Limite Máximo Operacional): 20 PSI


Amperímetro de Degelo da Hélice Arco Verde (Faixa Operacional): 18 a 24 ampéres Sucção Giroscópica Arco Verde Estreito (Normal de 35000 a 15000 pés): 2.8 a 4.3 in.Hg Arco Verde Largo (Normal de 15000 pés ao nível do mar): 4.3 a 5.9 in.Hg 35K marcado no instrumento: 3.0 in.Hg 15K marcado no instrumento: 4.3 in.Hg LIMITES DE PESO Peso Máximo de Rampa: 10160 lbs (4608 kg) Peso Máximo de Decolagem: 10100 lbs (4581 kg) Peso Máximo de Pouso: 9600 lbs (4354 kg) Peso Máximo Zero Combustível: sem limite estrutural Carga Máxima do Compartimento Traseiro de Bagagem: 350 lbs (159 kg) Carga Máxima do Compartimento de Aviônicos Dianteiro: 350 lbs (159 kg) LIMITES DO CG (TREM DE POUSO ESTENDIDO) Limite Traseiro 160 polegadas atrás da DATUM para todos os pesos Limites Dianteiros 152 polegadas atrás da DATUM com 10100 lbs (4581 kg) 150.7 polegadas atrás da DATUM com 9600 lbs (4354 kg) 144,7 polegadas atrás da DATUM com 7850 lbs (3560 kg) ou menos Corda Média Aerodinâmica (MAC) O bordo de ataque da MAC é 135.9 polegadas (345.2 centímetros) atrás da DATUM. O comprimento da MAC é 75,9 polegadas (193 centímetros). LIMITES DE MANOBRA Este é um avião da categoria normal. Manobras acrobáticas, incluindo parafusos, são proibidas. FATORES DE CARGA (10100 LIBRAS – 4581 KG) Flaps Up: + 3.29 G/ - 1,33 G Flaps Down: + 2.0 G / proibido negative Tripulação Mínima: 1 piloto


ALTITUDE PRESSÃO MÁXIMA OPERACIONAL 30.000 pés LIMITE MÁXIMO DE TEMPERATURA EXTERNA ISA + 33°C LIMITES DE PRESSURIZAÇÃO E ESTRUTURAL DA CABINE Diferencial de Pressão Máximo: 5.1 PSI OCUPAÇÃO MÁXIMA 1 piloto + 7 passageiros LIMITE DE CICLOS DO TREM DE POUSO Um ciclo (em cima e embaixo) a cada 3 minutos, num total de 10 ciclos, seguido por um período de 15 minutos para resfriamento do sistema. ENERGIA ELÉTRICA PARA A BARRA DE GROUND COMMUNICATIONS Apenas em operações no solo. Não deve ser usada durante o reabastecimento da aeronave. LIMITES EM CONDIÇÃO DE GELO Velocidade Mínima (KIAS) para vôo em condição de gelo: 140 KT Temperatura Mínima para Operação das Botas de Degelo: -40° C Temperatura Requerida para o uso de Engine Anti-Ice se condições visuais de detecção de gelo não puderem ser obtidas: +5° C ou abaixo Vôo em condições de gelo com os flaps estendidos é proibido, exceto para aproximações e pouso. FLUIDOS DE DEGELO/ANTI-GELO APROVADOS SAE MAS 1424 TIPO I , ISSO 11075 TIPO I , SAE MAS 1428 TIPO II , ISSO 11078 TIPO II, SAE MAS 1428 TIPO IV


LIMITAÇÕES EM CONDIÇÕES SEVERAS DE FORMAÇÃO DE GELO Condições severas de formação de gelo podem resultar de condições atmosféricas externas fora das quais o avião foi certificado. Vôos em chuva congelante, chuvisco congelante, ou condições mistas de gelo (água líquida super resfriada e cristais de gelo) podem resultar num acúmulo de gelo excedendo o limite do sistema anti-gelo, acarretando em sérios problemas de performance e controle da aeronave. Durante o vôo, as condições severas de formação de gelo, devem ser determinadas pelos seguintes métodos visuais. Se uma ou mais das seguintes condições ocorrer, solicite imediatamente prioridade ao órgão ATC a fim de facilitar a rota ou mudar de altitude para fugir de tais condições. a. Acúmulo anormal e extenso de gelo na estrutura da aeronave e no para brisa em áreas que geralmente não se encontra gelo. b. Acúmulo de gelo na superfície superior das asas, atrás da área protegida. c. Acúmulo de gelo nas naceles dos motores e spinners das hélices atrás da posição que normalmente é observado gelo. Uma vez que o piloto automático pode mascarar características que indicam formação de gelo, o uso do piloto automático fica proibido quando um dos indícios visuais acima for encontrado, quando trimagem lateral não usual for requerida ou quando os alertas de trim do piloto automático forem encontrados enquanto a aeronave estiver em condições de formação de gelo. Todas as luzes de inspeção das asas devem estar operacionais antes de vôo noturno em que é prevista a formação de gelo. PÁRA-BRISA QUEBRADO OU TRINCADO As seguintes limitações se aplicam quando for requerido voar com uma camada externa ou interna do pára brisa trincada: 1. limitação de 25 horas de vôo 2. quando os danos vierem a obstruir a visão da tripulação, o pára-brisa deverá ser substituído a não ser que se obtenha uma autorização por parte da autoridade aeronáutica local competente 3. os danos não devem interferir no uso dos limpadores do pára-brisa 4. o seguinte aviso deverá ser colocado à vista da tripulação: MAXIMUM AIRPLANE ALTITUDE IS LIMITED TO 25.000 FEET. CABIN DIF PRESS MUST BE MAINTAINED BETWEEN 2.0 AND 4.6 PSI DURING FLIGHT Pára-brisas que tiverem trincas tanto no lado externo, quanto no lado interno deverão ser trocados a menos que se obtenha autorização de vôo da autoridade aeronáutica local competente.


TRINCAS EM QUALQUER JANELA LATERAL (COCKPIT OU CABINE DE PASSAGEIROS) 1. Limitação de 25 horas de vôo 2. o vôo deverá ser conduzido com a cabine despressurizada. O seguinte aviso deve ser colocado à vista do piloto: PRESSURIZED FLIGHT IS PROHIBITED DUE TO A CRACKED SIDE WINDOW. CONDUCT FLIGHT WITH THE CABIN PRESSURE SWITCH IN THE DUMP POSITION


MINIMUM EQUIPMENT LIST - MEL




SISTEMAS


ESTRUTURA Descrição Geral O King Air C-90 GT é um avião metálico, asa baixa, turbo-hélice bimotor com trem de pouso retrátil.



CONFIGURAÇÃO DOS ASSENTOS O King Air C-90 GT se constitui num avião de 8 assentos. Os assentos do piloto e co-piloto são montados num compartimento dianteiro separado da cabine dos passageiros. O compartimento dos passageiros oferece assentos na versão club seating, assento voltado para o corredor e um assento-sanitário.


CONTROLES DE VÔO A aeronave é equipada com ailerons convencionais, profundores e leme direcional. Mecanismos de Operação A aeronave é equipada com comandos duplos, para o comandante e para o co-piloto. Os ailerons e profundores são operados por manches interconectados por uma barra em formato de “T”. Os pedais do leme direcional são interconectados por linkagem abaixo do assoalho. Esses sistemas são conectados às superfícies de controle através de roldanas e cabos. Leme, profundor e aileron são ajustados através de compensadores localizados no pedestal central. Um indicador de posição para cada um dos compensadores está integrado com o respectivo controle de trimagem.


Compensador Manual de Profundor O controle manual do compensador do profundor é feito através da roda do compensador do profundor localizada no lado esquerdo do pedestal. Girando-a para frente irá causar um movimento picado enquanto que para trás irá cabrar a aeronave. Compensador Elétrico de Profundor O sistema de compensador elétrico de profundor é composto de um servo-motor elétrico e uma embreagem de combinação eletro-magnética que aciona um carretel. O carretel de cabos é envolto com várias voltas do cabo de controle da superfície do compensador; assim, a rotação do carretel, resulta no movimento da superfície do compensador do profundor. O sistema é ativado quando o switch localizado no pedestal é colocado na posição ELEV TRIM, e desativado quando o mesmo é colocado em OFF. O sistema é controlado por switches localizados nos manches. NOSE DN, quando pressionado faz com que a superfície do compensador do profundor mova-se para cima, fazendo com que o fluxo de ar mova o profundor para baixo resultando em um movimento picado da aeronave. O contrário ocorre para o movimento de cabragem. A coluna do manche também se move toda vez que o sistema é acionado.

Excessos são prevenidos pela embreagem eletro-magnética entre o servo-motor e o carretel. O sistema é eletricamente protegido por um CB no painel lateral de CB’s.


Rudder Boost Um sistema de Rudder Boost auxilia na manutenção do controle direcional no caso de uma falha de motor ou uma grande diferença de potência entre os motores.Incorporados ao sistema de controle do leme estão dois servos pneumáticos que podem aumentar a ação dos cabos do leme a fim de ajudar a compensar a potência assimétrica. Durante a operação, um switch de pressão diferencial sente a diferença de pressão de bleed air ( ar sangrado do compressor do motor) entre os motores. Se a pressão de bleed air de um dos motores cair abaixo de um determinado valor, um sinal do switch de pressão diferencial para uma das duas válvulas solenóides na linha de bleed air para os servos do rudder boost, faz com que a válvula solenóide se abra e um dos servos seja acionado. O servo pressurizado irá então puxar um dos cabos do leme. Molas de tensão na conexão entre os servos e o cabo do leme evitam que o cabo fique frouxo quando um ou outro servo está em atuação. Uma queda de pressão de bleed air no motor direito irá acionar o respectivo servo e fazer com que o pedal esquerdo se mova para frente. Esse sistema se deve apenas para compensar potência assimétrica. A trimagem deve ser feita exclusivamente pelos compensadores.


SISTEMA DE ANÚNCIO (ANNUNCIATOR SYSTEM) O sistema de anúncio consiste de um painel de WARNING/CAUTION/ADVISORY . Os anunciadores de WARNING (vermelho), CAUTION (âmbar) e ADVISORY (verde) estão localizados na parte superior do painel. Também dispõem de dispositivos luminosos piscantes de MASTER WARNING (vermelho), MASTER CAUTION (âmbar) e um botão PRESS TO TEST localizados à esquerda do painel de anúncios.

Os annunciators contém palavras chaves iluminadas. Toda vez que houver uma condição de falha em algum sistema coberto pelo sistema de anúncio, um sinal é gerado e o annunciator apropriado é iluminado. Se a falha requer atenção e ação imediata do piloto, a luz vermelha de warning apropriada no annunciator irá iluminar e a MASTER WARNING começa a piscar. Qualquer luz que se acenda no painel de anúncios continuará acesa até que a falha seja sanada. Entretanto a MASTER WARNING pode ser apagada pressionando-a, mesmo a falha não tendo sido corrigida. Assim a MASTER WARNING irá acender novamente somente se outro warning annunciator iluminar.


Quando uma falha do tipo warning for corrigida, a luz correspondente no annunciator irá extinguir, porém a MASTER WARNING continuará acesa até que seja cancelada manualmente.

Toda vez que uma falha que requer atenção imediata do piloto porém não necessite de ação imediata , o annunciator de caution de cor âmbar apropriado irá iluminar e a MASTER CAUTION começa a piscar. Esta pode ser extinta pressionando-a. Porém no caso de uma nova falha ocorrer, ela torna a piscar. O annunciator correspondente ficará aceso até que a falha seja corrigida. A MASTER CAUTION continuara acesa até que seja pressionada.

O painel de anúncios também possui os avisos de advisory na cor verde. Não há master piscante associada a estes anúncios, pois são somente de natureza de aviso, indicando situações funcionais que não requerem reação do piloto. Estes anúncios podem ser cancelados somente desacoplando a condição/sistema indicada no anunciador. Os annunciators, assim como as MASTERS possuem um modo de “brighter” e “DIM” de intensidade luminosa. O modo “dim” será selecionado automaticamente toda vez que essas situações forem encontradas: um gerador esteja na linha; as luzes OVERHEAD FLOOD LIGHTS estejam em OFF; as PILOT FLIGHT LIGHTS em ON; e o nível de luminosidade do ambiente na cabine ( sentido por uma célula foto-életrica localizada no painel de controle de luzes do overhead) esteja abaixo de um determinado valor. A menos que todas estas situações sejam encontradas, o modo de “bright” será automaticamente selecionado. As lâmpadas do sistema de anúncio deverão ser testadas antes de cada vôo, e toda vez que a integridade de uma lâmpada for colocada em dúvida. Pressionando o botão PRESS TO TEST,


localizado a esquerda do painel de anúncio, todas as luzes se iluminam, inclusive as MASTERS. Toda lâmpada que falhar deverá ser substituída. ANÚNCIOS DE WARNING

Baixa pressão de combustível no lado esquerdo; cheque boost pump, crossfeed

Baixa pressão de óleo, motor esquerdo

Inverter selecionado inoperante, ou ambos inverters OFF

Piloto automático desconectado por algum modo que não o botão de desconexão dos pilotos

Trimagem incorreta ou ausente do piloto automático

Altitude de cabine excedeu 12500 pés

Porta aberta ou não segura

Baixa pressão de óleo no motor direito


Baixa pressão de combustível no lado direito; cheque as boost pumps e crossfeed

Fogo no motor esquerdo – opcional

Fogo no motor direito – opcional

ANÚNCIOS DE CAUTION

Gerador esquerdo off-line

Tanque da asa esquerda vazio, ou a transfer pump em pane

Manetes de hélice não estão na posição de alta RPM com o trem de pouso estendido

Contaminação metálica detectada no óleo do motor esquerdo

Palhetas do anti-ice do motor esquerdo em trânsito ou inoperantes


Palhetas do anti-ice do motor direito em trânsito ou inoperantes

Barra do gerador esquerdo isolada da center bus

Bateria isolada das barras dos geradores e da center bus

Barra do gerador direito isolada da center bus

Válvula da crossfeed recebendo energia

Baixo nível de fluído hidráulico no reservatório

Razão de carga na bateria excedeu 7 ampéres por seis segundos

Trim desconectado por switch de desconexão do manche com o switch do pedestal na posição ON

Contaminação metálica detectada no óleo do motor direito


Tanque da asa direita está vazio, ou transfer pump em pane

Gerador direito off-line

Fonte externa conectada

ANÚNCIOS DE ADVISORY

Sistema armado e torque do motor esquerdo abaixo de 400 libras, ou switch de ignition e start do motor esquerdo ON

Sistema armado e torque do motor direito abaixo de 400 libras, ou switch de ignition e start do motor direito ON

Autofeather esquerdo armado com manetes de potência avançadas acima de 90 % de N1, ou autofeather em teste

Autofeather direito armado com manetes de potência avançadas acima de 90 % de N1, ou autofeather em teste

Palhetas do anti-ice do motor esquerdo em posição para condições de gelo


Palhetas do anti-ice do motor direito em posição para condições de gelo

Bus ties dos geradores manualmente fechadas

Luzes de pouso ou de táxi ligadas com o trem de pouso UP


INSTRUMENTOS DE VÔO Altímetro Eletrônico do Comandante O altímetro é uma unidade de estado sólido com display de cristal líquido.A altitude barométricamente corrigida é mostrada no display com indicação digital graduada de 20 a 100 pés. Ajustes barométricos são oferecidos tanto em hecto-pascais, quanto em polegadas de mercúrio.

Com o sistema de controle de luzes em ON, o ajuste de luminosidade é feito através do reostato do PILOT FLIGHT INSTR. Com o controle de luzes em OFF, a ajuste de luminosidade é feito por um sensor de aumento de luminosidade. A energia para o altímetro é fornecida através da battery bus através do barramento do gerador direito (righ generator bus). Em caso de perda de energia da barra da bateria, o controle de luminosidade é feito exclusivamente através do sensor de luz. Uma bandeira âmbar CODE, localizada na parte superior do display, será mostrada com qualquer falha que faça com que o sinal do encoder do altímetro seja inválido. Uma mensagem de FAIL em branco ficará no lugar da altitude digital quando o auto-teste do altímetro detectar alguma falha. Este auto-teste é um teste do tipo Built In Test (BIT), que monitora diversos parâmetros do altímetro. Unidade de Alerta de Altitude A Unidade de Alerta de Altitude é uma unidade de estado sólido com display de cristal líquido. A unidade monitora a altitude mostrada no altímetro do comandante e a compara com a altitude setada na unidade de alerta. A altitude desejada pode ser setada com incrementos de 100 pés, por um controle localizado na referida unidade de alerta.

A medida que a altitude setada vai se aproximando do limite externo (+/- 1000 ft), avisos visuais e um aviso sonoro de dois segundos acontecem. Os avisos visuais permanecem até o limite interno (+/- 200 ft) da altitude selecionada. Os avisos visuais consistem de um aviso na cor âmbar de ALT ALERT localizado na unidade de alerta e acima do velocímetro do co-piloto, e um KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

anunciador âmbar, localizado no canto superior esquerdo do altímetro do comandante. Desvios do limite interno irão reativar ambos avisos. O aviso visual irá continuar até que:     



a aeronave retorne para o limite entre 200 pés da altitude selecionada a aeronave alcance o limite de 1000 pés da altitude selecionada e continue se afastando uma nova altitude seja selecionada o aviso visual seja cancelado pressionando o switch de ALT ALERT na unidade de alerta Com o controle de luminosidade em ON, o ajuste é feito através do reostato dos AVIONICS PANEL. Com o controle de luminosidade em OFF, o ajuste é feito através de um sensor de aumento de luminosidade. A energia para a unidade de alerta é fornecida da #1 GEN BUS através do switch de avionicos. Em caso de perda de energia da #1 GEN BUS, o controle de luminosidade se dá através do sensor de luz. Uma mensagem branca de FAIL substitui a indicação digital de altitude quando o autoteste da unidade de alerta detectar uma falha. O power built in test (PBIT) é iniciado toda vez que a energia for aplicada ao sistema e confirmar o correto funcionamento da unidade de alerta. Um continuous built in test (CBIT) é inicializado toda vez que houver a conclusão com sucesso do PBIT, que monitora diversos parâmetros do altímetro até que a energia seja removida do sistema.


CONFIGURAÇÃO DO ALTÍMETRO ENCODING SECUNDÁRIO Aeronaves equipadas com um altímetro do tipo encoding secundário no lado do co-piloto, podem ser configuradas em um dos seguintes modos: 1. informação codificada de altitude de ambos os altímetros é fornecida para ambos transponders usando o switch de seleção de altímetro como segue: Switch em No 1 – o altímetro do comandante irá fornecer a informação para ambos transponders. Switch em No 2 – altímetro do co-piloto irá fornecer informação para ambos transponders. 2. informação codificada de altitude do altímetro do comandante é fornecida apenas para o transponder No 1. Informação codificada de altitude do altímetro do co-piloto é fornecida apenas para o transponder No 2. Aeronaves assim configuradas, não possuem o switch de seleção de altímetro.

NOTA: a altitude codificada não depende do ajuste de altímetro.


CONTROLE NO SOLO O comando do nariz no solo é realizado pelo uso dos pedais do leme de direção. A linkagem dos pedais do leme conectada a um braço perto do topo dos amortecedores de choque, permite o comando do trem do nariz quando o trem de pouso está na posição down. Um link do tipo springloaded, absorve as forças aplicadas em qualquer um dos pedais do leme até que o trem do nariz esteja em movimento, momento em que a resistência se torna menor e os movimentos do pedal resultam em maior deflexão do trem do nariz. Uma vez que o movimento dos pedais é transmitido via cabos e links para o leme, a deflexão do leme acontece quando força é aplicada em qualquer um dos pedais . Com o trem do nariz recolhido, a força aplicada aos pedais do leme é absorvida pelo link do tipo spring-loaded do sistema de comando da bequilha, assim não há movimento na mesma, porém a deflexão do leme continua ocorrendo. A bequilha se auto-alinha durante o recolhimento do trem de pouso. Quando a força nos pedais do leme é aumentada com a frenagem de uma das rodas do trem principal, a deflexão da bequilha pode ser aumentada consideravelmente. O raio mínimo de curva para táxi e manuseio no solo é 35 pés (1082,04 cm) devendo o trem do nariz estar totalmente defletido no início da curva para alcançar o raio mínimo.


FLAPS Há dois flaps em cada asa. Um motor elétrico e uma caixa de engrenagens montados no lado dianteiro da longarina traseira, comandam 4 eixos flexíveis que são conectados com roscas sem fim, cada um comandando um flap. O motor incorpora um sistema de freio dinâmico. Este sistema previne o excesso de curso dos flaps. Os flaps são operados por uma alavanca no pedestal logo abaixo das condition levers. Três batentes estão disponíveis para seleção de posição dos flaps: UP, APPROACH e DOWN. Os flaps não podem ser parados em posições intermediárias.

A posição do flap é indicada em percentual por um indicador elétrico no topo do pedestal.

O circuito elétrico do motor é protegido por um braker de 20 ampéres, denominado FLAP MOTOR, localizado no painel de CB’s.Um CB de 5 ampére para o sistema de freio (control braker), denominado FLAP IND & CONTROL , também se encontra no painel lateral de CB’s.


O abaixamento dos flaps irá causar tais reações:    

Atitude – nose down Velocidade – redução Velocidade de Stall – diminuída Compensador – ajuste requerido de Nose Down


TREM DE POUSO Construção O King Air C-90 GT é equipado com trem de pouso triciclo, de construção semi-cantiléver. O sistema utiliza braços chamados “drag legs” que travam o trem na posição totalmente estendido.Os amortecedores utilizam óleo em seu interior e são fixados ao avião com juntas do tipo “pinned”. Braços joelhos são empregados para evitar a rotação entre o pistão de óleo e o cilindro. O amortecedor dianteiro é montado com o mecanismo de comando da bequilha.

Extensão Hidráulica e Sistema de Retração Os trens principais e de nariz são estendidos e recolhidos por uma “power pack” hidráulica em conjunto com cilindros hidráulicos. A power pack está localizada à frente da longarina principal da seção central. Um atuador hidráulico é localizado em cada trem de pouso. A power pack consiste em: uma bomba hidráulica, um motor de 28 vdc, um reservatório de fluído de duas seções, telas de filtro, uma válvula de seleção de trem de pouso e um solenóide, um sensor de nível de fluído e um switch de pressão de trem em cima. Para extensão manual, o sistema possui uma alavanca de bombear operada manualmente. A alavanca manual se localiza no assoalho ao lado esquerdo do pedestal. Três linhas hidráulicas são disponibilizadas para os atuadores dos trens do nariz e principais: uma para extensão e retração normal saem da power pack, e uma para extensão manual que sai da alavanca manual de extensão.


As linhas de extensão normal e a linha de extensão manual são conectadas na parte superior de cada atuador hidráulico, enquanto que as linhas de retração são montadas na parte inferior dos atuadores.

Uma trava mecânica interna no atuador do trem do nariz trava o mesmo na posição down. Travas mantém o trem principal na posição down. A sobrecarga do sistema elétrico é prevenida com o uso de um CB de 60 ampéres, localizado abaixo do assoalho da cabine na seção central da asa. O motor elétrico da power pack é controlado pelo uso da alavanca do trem de pouso, localizada no painel do lado do comandante. A alavanca deve ser puxada para fora antes de ser movida para as posições UP ou DN.

Switches de segurança, chamados de “squat switches”, localizados nos joelhos do trem de pouso principal, abrem o circuito de controle quando a estrutura de óleo é comprimida. O switch deve fechar, para atuar um solenóide, que move o gancho de travamento na alavanca de abaixamento de trem, para a posição livre. Este mecanismo previne que a alavanca do trem seja colocada na posição UP enquanto a aeronave esteja no solo. O sistema desarma quando a aeronave deixa o


solo pois o switch fecha ativando o circuito através do solenóide, que libera a alavanca. No caso de um mau funcionamento do sistema, ele poderá ser sobrepujado pressionando o botão DOWN LOCK REL, a esquerda da alavanca de comando do trem de pouso.

Em vôo, com a alavanca do trem na posição DN , enquanto o trem de pouso está em trânsito para a posição totalmente estendido, o switch de travamento é atuado e faz com que o relé do trem de pouso interrompa a corrente para o motor-bomba elétrico. Quando a luz vermelha de “em trânsito” na alavanca cessar, e as luzes verdes NOSE L R iluminarem no anunciador, o trem de pouso está na posição totalmente estendido.

Um solenóide localizado na bomba é energizado quando o trem de pouso está na posição UP atuando a válvula seletora do trem, permitindo o fluído do sistema fluir para o lado superior do mesmo. A válvula seletora do trem é mantida na posição down com auxílio de molas de pressão e apenas se move para a posição UP quando energizada. A pressão hidráulica mantém o trem de pouso recolhido. Quando a pressão hidráulica alcança aproximadamente 1850 psi, o switch de gear-up faz com que o relé do trem de pouso abra, interrompendo a corrente para o motor elétrico da bomba. O mesmo switch faz com que a bomba seja ativada caso a pressão caia para aproximadamente 1600 psi.


Um anunciador HYD FLUID LO, irá iluminar toda vez que o fluído hidráulico estiver baixo no reservatório. O teste funcional do sensor de nível de fluído pode ser executado pelo uso do switch HYD FLUID LEVEL SENSOR – TEST, localizado no sub-painel direito do lado do comandante.

A alavanca do trem nunca deve ser tirada da posição DN enquanto a aeronave estiver no solo. Caso isso seja feito, o aviso sonoro do trem de pouso começará a tocar intermitentemente e a luz vermelha de trem em trânsito, localizada na alavanca do trem, irá iluminar (fazendo com que a MASTER SWITCH acenda), avisando o piloto para retornar à posição DN. A posição do trem é indicada pelo anunciador contendo as três posições em uma única unidade conforme figura anteriormente já mostrada. Uma luz em cada segmento, quando iluminada, faz com que o segmento fique verde, indicando que o trem em questão está baixado e travado. A ausência de iluminação indica que o trem não está seguro. Ausência de iluminação dos três anunciadores verdes e da luz vermelha na alavanca do trem, indica que o trem de pouso está recolhido. Para checar o anunciador, pressione a face do mesmo. Duas luzes vermelhas de indicação, ligadas em paralelo, estão localizadas na alavanca do trem de pouso, para mostrar que o trem está em trânsito ou não seguro. As luzes vermelhas também iluminam quando o aviso sonoro estiver tocando. As luzes vermelhas podem ser checadas pressionando o botão HD LT TEST localizado à direita da alavanca do trem de pouso.


Sistema de Alerta do Trem de Pouso O sistema de alerta do trem de pouso tem o intento de alertar o piloto que o trem de pouso não está baixado e travado durante certos regimes. Existem vários modos de alerta, dependendo da posição dos flaps. Com os flaps na posição UP ou APPROACH, e uma ou ambas manetes de potência retardadas abaixo de um determinado nível, a buzina de alerta irá soar intermitentemente e a alavanca do trem de pouso irá acender. A buzina pode ser cancelada, pressionando o botão de GEAR HORN SILENCE, localizado na manete de potência do motor esquerdo.

As luzes da alavanca do trem porém não poderão ser canceladas. O sistema irá rearmar se as manetes de potência forem avançadas suficientemente. Com os flaps além da posição APPROACH, os avisos sonoros e luminosos, irão ativar , independentemente da posição das manetes, e nenhum poderá ser cancelado.


Extensão Manual do Trem de Pouso Uma alavanca alternativa, chamada LANDING GEAR ALTERNATE EXTENSION, está localizada no assoalho ao lado esquerdo do pedestal, no lado do comandante. Para armar o sistema, o CB LANDING GEAR RELAY, localizado à esquerda da alavanca do trem de pouso, deve ser desarmado certificando-se que a alavanca esteja em DN. Remova a alavanca alternativa do seu compartimento e bombeie com movimentos para cima e para baixo. Durante os movimentos não abaixe a alavanca além do grampo de segurança, pois isso irá acumular pressão hidráulica. Continue até que as 3 luzes verdes se acendam. Após, armazene a alavanca em seu compartimento. Se uma das pernas não travar, não guarde a alavanca em seu compartimento. Mantenha-a em cima. Quando as condições permitirem continue bombeando após o pouso até que o trem esteja mecanicamente seguro. Se uma das seguintes condições existir, provavelmente o trem realmente não esteja seguro, não se tratando de uma indicação falsa: 1. O anunciador do respectivo trem ilumina quando testado 2. A luz vermelha na alavanca do trem acende 3. A buzina de alerta soa quando uma ou ambas manetes são retardadas abaixo de um determinado valor de N1.


SISTEMA DE FREIOS Os dois freios hidráulicos são operados pressionando a ponta dos pedais do leme direcional.

Duas válvulas de freio de estacionamento estão instaladas adjacentes aos pedais do leme, entre os cilindros máster dos pedais do comandante e os freios das rodas. Um controle para as válvulas, denominado PARKING BRAKE – PULL ON, está localizado no lado esquerdo do painel do comandante. Para acionar o freio de estacionamento os pedais devem ser pressionados e a alavanca puxada. Isso retém a pressão hidráulica nas linhas do freio. O freio de estacionamento é liberado pressionando os pedais de freio brevemente para equalizar a pressão hidráulica em ambos os lados das válvulas, e após empurrando a alavanca do freio de estacionamento para abrir a válvula, liberando a pressão hidráulica do óleo.


ATENÇÃO O freio de estacionamento deve ser desarmado e calços colocados nas rodas se a aeronave ficar parada em solo por longo tempo. Mudanças na temperatura podem fazer com que o freio solte ou exerça pressão excessiva.

PNEUS A aeronave geralmente é equipada com pneus 8,50 x 10, com 8 camadas, sem câmara, em cada trem principal. Para vida útil estendida, pneus de mesma medida, porém com 10 camadas podem ser instalados. O trem do nariz é equipado com um pneu 6,50 x 10, sem câmara e com 6 camadas.

COMPARTIMENTO DE BAGAGEM Compartimento Traseiro O volume do compartimento é de 53,5 pés cúbicos (1514 decímetros cúbicos) com redes de contenção instaladas ao seu redor. O bagageiro é limitado em 350 libras (159 quilogramas).

ASSENTOS E CINTOS DE SEGURANÇA Cabine O comandante e o co-piloto possuem assentos ajustáveis para frente e para trás, assim como verticalmente. Quando a alavanca lateral é puxada para cima, ajustes para frente e para trás podem ser realizados. Para ajustes verticais, deve-se puxar para cima a alavanca localizada na parte frontal inferior do assento. Descansos para os braços são disponibilizados nas laterais dos assentos. Passageiros Várias configurações de assentos de passageiros podem ser disponibilizadas. Os assentos mais sofisticados podem ser movimentados para frente e para trás, assim como lateralmente, puxando para cima a alavanca localizada nas extremidades dos descansos para o braço no lado de cada assento. Os descansos para o braço podem ser ajustados verticalmente, puxando-os para cima. Nesse mesmo descanso existe um botão, que ao ser pressionado permite que a parte do encosto vertical do assento seja inclinada. Para voltar à posição normal, basta pressionar o botão e retirar o peso do encosto, que ele voltará automaticamente para a posição vertical. Por ser um assunto que depende da configuração escolhida pelo proprietário da aeronave, não entraremos em detalhes minuciosos.


Toalete Quando há toalete a bordo, a parte superior do toalete poderá ser usada como assento, devendo ser levantada quando for usar como toalete. Cintos de segurança Cada assento é equipado com cintos de segurança, que devem ser usados durante decolagens e pousos, assim como em outras fases do vôo julgadas necessárias pelo comandante.

Cintos de Ombro Cabine Os cintos de ombro da cabine são em formato de Y, afixados em um carretel inercial, atrás do assento. As extremidades são fixadas no sistema de presilha junto aos cintos da cintura. O cinto é mantido justo ao corpo, porém permite o livre movimento. O carretel inercial tem a função de segurar o cinto em caso de uma pancada ou movimento brusco. Passageiros O cinto de ombro dos passageiros consiste numa faixa única transversal. Ela é fixada ao cinto da cintura. Dispões também de carretel inercial. Deve ser usado durante pousos e decolagens. Assentos localizados de frente à porta não possuem tal cinto. Toalete Instalação Opcional Consiste de um cinto de ombro de faixa única fixado à parede de pressão traseira (bulkhead). Seu comprimento pode ser ajustado.


PORTAS, JANELAS E SAÍDAS A porta de acesso é articulada em sua parte inferior, movimentando para fora e para baixo quando aberta. A escada é montada na parte interior da porta. Dois dos degraus automaticamente se fecham rente à porta quando a mesma é fechada. Um amortecedor hidráulico faz com que a porta se mova para baixo lentamente quando aberta. Quando a porta está aberta seu esforço é suportado por dois cabos que também servem como corrimão. Estes cabos servem ainda para puxar a porta pelo lado de dentro para seu fechamento. Uma borracha inflável é instalada ao redor da porta. Quando o peso é retirado do trem de pouso, na decolagem, bleed air do motor é usado para inflar a borracha tornando possível apressurização. A porta pode ser trancada pelo exterior com uma chave. Apenas uma pessoa por vez é permitida sobre a escada.

O mecanismo de travamento da porta é feito através da rotação da alavanca tanto do lado interior quanto do lado exterior, uma vez que as duas se movimentam em conjunto. Duas travas laterais em cada lado da porta, e duas travas superiores, se conectam à estrutura da aeronave para o travamento . Para destravara a porta, o botão localizado ao lado da alavanca deve ser mantido pressionado e a alavanca girada, em sentido anti-horário do interior e sentido horário quando do lado externo. Adicionalmente , como medida de segurança, um diafragma, sensível ao diferencial de pressão, é incorporado junto ao botão de destravamento da porta. O lado externo do diafragma é aberto para a pressão atmosférica do ar e o lado interno para o ar da cabine. A medida que o diferencial de cabine aumenta, se torna muito difícil pressionar o botão de destravamento pois o diafragma se move para dentro se opondo ao movimento do botão. Nunca tente destravar ou checar a porta em vôo. Caso o piloto tenha alguma dúvida quanto ao travamento da porta, o avião primeiro deve estar despressurizado (checando a altitude) e todos os passageiros devem ser instruídos a permanecerem sentados com os cintos ajustados. Após a aeronave realizar o pouso, com parada completa, e a cabine estiver despressurizada, um membro da tripulação poderá checar a porta. KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

Para fechar a porta pelo lado externo, levante a porta e empurrando-a contra o avião. Gire a alavanca no sentido horário o máximo que puder empurrando a porta. A porta então estará na posição fechada. Gire a alavanca no sentido anti-horário para travá-la. O botão de destravamento deve saltar para fora. Cheque a porta tentando girar a alavanca, sem pressionar o botão de destravamento. A alavanca não deve girar. Para fechar a porta pelo interior da aeronave puxa a mesma pelos cabos-tirantes contra a fuselagem. Com uma mão pegue a alavanca da porta e gire no sentido anti-horário e continue puxando a porta. Gire a alavanca no sentido horário o máximo que puder. O botão de destravamento deve saltar e a alavanca deve estar apontando para baixo. Cheque a segurança da porta tentando mover a alavanca sem pressionar o botão. A alavanca não deverá se mover. Levante o degrau que está logo abaixo da alavanca para observar o indicador. O indicador de travamento mostra que a trava de segurança deve estar na posição ao redor do eixo do diafragma


quando a porta está na posição travada. O indicador também mostra como o braço e o eixo devem estar posicionados. Um botão vermelho ao lado da janelinha de observação do indicador serve para acionar uma lâmpada em seu interior. Se o braço estiver adequadamente posicionado em volta do eixo, cheque cada porta de observação, cada uma localizada próximo às extremidades da porta. As faixas verdes das travas devem estar alinhadas com as setas pretas das portas de inspeção. Se uma das condições não satisfizer tais requisitos, não decole.

Saídas de Emergência A saída de emergência está localizada na terceira janela da cabine de passageiros do lado direito. Uma alavanca montada na lateral deve ser puxada para abrir a saída de emergência. Divisor de Interior Portas opcionais são providenciadas entre o cockpit e a cabine de passageiros. Estas portas propiciam privacidade, e evitam a transmissão de claridade de um compartimento para outro. A porta se fecha puxando as duas metades para o centro, onde são mantidas juntas por ação de ímãs. Uma cortina separa o bagageiro do resto da cabine de passageiros. A mesma cortina também confere privacidade quando a aeronave está equipada com toalete, ou tubos de alívio. Janelas Externas da Cabine Cada painel das janelas da cabine é composto por uma folha clara de plástico acrílico e é capaz de suportar o diferencial de pressão entre a cabine e o meio externo. Cada painel é selado no interior da abertura das janelas na fuselagem e é parte integrante dos componentes que mantém a pressurização interna da aeronave. Janelas Interiores Polarizadas Dois painéis são montados entre os painéis das janelas da cabine de passageiros. Cada um desses painéis é composto por um filme de material laminado polarizado entre duas folhas de plástico acrílico. O painel interno gira livremente na estrutura da janela e possui uma superfície externa protuberante usada para girar o mesmo. Girando o painel num arco de 90 graus permite a regulagem de luminosidade desejada. A rotação muda o alinhamento entre os filmes polarizados, providenciando qualquer grau de transmissão de intensidade luminosa, de luminosidade total a praticamente nula. ATENÇÃO Olhar diretamente para o sol, mesmo através de janelas polarizadas (com qualquer grau de regulagem), pode ser prejudicial aos olhos.


Operação dos Visores Solares Para tirar de seu compartimento: 1. puxe para trás e para baixo. Mova ao longo do trilho até a posição desejada. Gire o botão no sentido horário para travar.

Para mudar de posição: 1. gire o botão no sentido anti-horário para destravar. Mova para a posição desejada. Gire o botão no sentido horário para travar. Para guardar: 1. gire o botão no sentido anti-horário para destravar. Mova ao longo do trilho até o final, para cima e em direção à presilha metálica para que fique preso. Obs: Geralmente para tirar e para guardar os visores, é necessário descer o assento para que o mesmo possa ser deslocado pelo trilho.

Trava dos Comandos As travas dos comandos servem para evitar o movimento dos mesmos enquanto a aeronave se encontrar estacionada. A trava de comandos consiste de um clipe em forma de U, uma placa de instruções, e dois pinos, todos interconectados por correntes. O movimento dos comandos primários de vôo é evitado quando os pinos são inseridos. O pino é inserido na coluna do manche para segurar o mesmo numa condição de nariz picado e deflexão do aileron esquerdo de 15 graus. Um pino inserido nos furos dos pedais evita o movimento do leme. As manetes de potência no pedestal central são travadas quando o clipe em formato de U é instalado. O clipe também serve como um aviso ao piloto de não acionar os motores com os comandos travados. É importante que todas as travas sejam instaladas e removidas juntas a fim de evitar a possibilidade de iniciar o táxi ou o vôo com as manetes livres, porém os comandos travados.


INSTALE AS TRAVAS NA SEGUINTE SEQUÊNCIA: 1. instale as travas das manetes no pedestal central 2. trave o manche na posição picado defletido para esquerda 3. coloque o pino no pedal direito, neutralizando, e travando os pedais juntos

ATENÇÃO Jamais mova a aeronave no solo com as travas instaladas.


GRUPO PROPULSOR Os motores Pratt & Whitney Canadá PT6A-135A para o C90GT são flat-rated para 550 shp e possuem compressores com 3 estágios axiais e um único compressor com estágio centrífugo, movidos por turbinas de reação de estágio único. A power turbine, uma outra turbina de reação de estágio único, comanda o eixo da hélice.

Tanto a compressor turbine, quanto a power turbine , estão localizadas aproximadamente no centro do motor, com seus eixos estendidos em direções opostas. Um ignition exciter e dois ignitor plugs , são usados para dar início à combustão. Um controle pneumático de fluxo de combustível, gerencia o combustível para manter a potência setada pelas manetes de potência. A velocidade da hélice se mantém constante em qualquer posição de passo de hélice selecionada, através da ação do governador de hélice, exceto em passo beta, onde a velocidade máxima da hélice é controlada pela seção hidráulica do governador de hélice.

Os acessórios montados na parte traseira do motor, fornecem força para tocar a bomba de combustível, a unidade de controle de combustível (fuel control unit), bomba de óleo, starter/gerador e tacômetro. O limite máximo operacional contínuo do motor é 38.100 RPM, o que equivale a 101,5% de N1, com uma transient overspeed de 38.500 RPM, equivalente a 102,6% de N1.


A caixa de redução (N2), localizada a frente da power turbine fornece força para a hélice e para o transmissor do tacômetro da hélice, governador primário da hélice, governador de overspeed, e o governador de combustível. A velocidade da turbina no lado da potência do motor é de 33.000 RPM. Após reduções, a rotação na hélice é de 1900 RPM.

O torque da hélice é medido por um dispositivo hidro-mecânico, localizado no interior do compartimento do primeiro estágio de engrenagens de redução, a fim de obter uma indicação acurada da força disponibilizada pelo motor. O mecanismo consiste de um cilindro torquímetro, um pistão, válvulas e molas. A rotação do anel-engrenagem do primeiro estágio na caixa de redução, sofre resistência de engrenagens helicoidais, que cedem um movimento axial para o anel-engrenagem e assim para o pistão do torquímetro. Uma válvula regula a entrada de óleo do motor no cilindro de torque, para estabilizar a posição do pistão e assim manter a pressão do óleo proporcional ao torque do motor.


Um sensor de pressão nesse ponto, usa uma espécie de fole para sentir a diferença entre a pressão do óleo e a pressão de referência. O movimento deste fole comanda um servo de transmissão. O sinal elétrico do transmissor, comanda o motor do servo no indicador do torquímetro. O indicador do torquímetro está localizado no painel de instrumentos, logo abaixo do indicador de ITT. O torque é indicado por um ponteiro em uma escala calibrada, assim como indicação numérica digital. A desaceleração no solo é obtida trazendo as pás das hélices para o regime de passo Beta e passo reverso utilizando o mecanismo de mudança de ângulo das pás. As manetes de potência devem ser retardadas abaixo da posição IDLE levantando-as acima do batente. A potência do reverso é proporcional ao retardo das manetes de potência no regime reverso.


CONTROLES DO SISTEMA DE PROPULSÃO O sistema de propulsão é operado por três tipos de controles; as manetes de potência, manetes de hélice e as condition levers. As manetes de potência servem para controlar a potência do motor. As condition levers servem para controlar o fluxo de combustível, no controle de saída de combustível, e selecionar o corte de combustível, assim como regimes de low idle & high idle. As manetes de hélice controlam as hélices de velocidade constante, através do governador primário.

Pedestal de manetes: da esquerda para a direita – manetes de potência, manetes de hélice e condition levers Manetes de Potência As manetes de potência, fornecem o controle da potência do motor de marcha lenta até potência de decolagem , pela operação do governador do gerador de gases (N1), na unidade de controle de combustível (FCU). Aumentando o a rotação de N1, resultará num aumento de potência do motor. Manetes de Hélice Cada manete de hélice, opera uma mola de impulsão, localizada dentro do governador primário, para reposicionar a válvula piloto, resultando num aumento ou diminuição da velocidade de rotação da hélice. Para o embandeiramento da hélice, cada manete de hélice levanta a válvula piloto para uma posição que causa a completa liberação da alta pressão de óleo. Batentes na parte inferior do curso das manetes, previnem o movimento não intencional no regime de embandeiramento. A faixa de operação é entre 1600 e 1900 RPM.


Condition Levers As condition levers possuem 3 posições: FUEL CUT-OFF, LOW IDLE e HIGH IDLE. Cada manete controla a função de marcha lenta e corte da unidade de controle de combustivel – FCU, e limita a velocidade de marcha lenta em 58% de N1 para low idle e aproximadamente 70% de N1 para high idle.

OPERAÇÃO DA HÉLICE EM GROUND FINE Ground Fine é usado para providenciar desaceleração no solo, durante pousos e decolagens abortadas, tirando vantagem do máximo arrasto possível das hélices. A operação se dá através de uma posição no pedestal das manetes de potência limitada por batentes. As manetes devem ser retardadas até IDLE, levantadas e puxadas para trás, até o primeiro batente, que é o de ground fine. ATENÇÃO As manetes de potência não devem ser movidas para a posição ground fine quando os motores não estiverem em funcionamento a fim de não causar danos no sistema.

REVERSO Quando as manetes de potência são levantadas e puxadas para trás além do batente de IDLE, o motor opera nos regimes de GROUND FINE e PASSO REVERSO. Para operar no regime de reverso, as manetes devem ser levantadas acima do batente de ground fine e puxadas para trás em direção à posição de reverso. ATENÇÃO Usar o reverso em superfícies irregulares requer muita atenção a fim de prevenir erosão da hélice devido ao fluxo de ar reverso, em condições de poeira ou neve, e também para prevenir o obscurecimento da visão do operador. Quando as condition levers estão em HIGH IDLE o motor opera em aproximadamente 70% de N1 para a máxima performance do reverso. ATENÇÃO As manetes de potência não devem ser movidas para a posição de reverso enquanto os motores não estiverem funcionando a fim de não causar danos no sistema de reverso.


TRAVAS DE FRICÇÃO (FRICTION LOCKS) Quatro travas de fricção estão localizadas no quadrante de manetes no pedestal central. Para as manetes de potência existem travas individuais, além de uma para cada par de manetes de hélice, e uma para as condition levers.

Quando as travas de fricção são giradas no sentido anti-horário, as manetes de controle do sistema de propulsão podem ser movidas livremente. Quando giradas em sentido horário, as manetes começam a ficar mais resistentes ao movimento, não saindo da posição em que estão setadas.


INSTRUMENTOS DOS MOTORES Os instrumentos dos motores, localizados na parte esquerda do centro do painel de instrumentos, estão agrupados de acordo com sua função. Na parte superior, o ITT (interstage turbine temperature) e o torquímetro, são usados para setar a potência de decolagem. A potência de subida e de cruzeiro são estabelecidas com os torquímetros e tacômetros de hélice, observando os limites de ITT. A operação do gerador de gases (N1) é monitorada pelos tacômetros do gerador de gases. O grupo inferior consiste dos indicadores de fluxo de combustível e indicadores de pressão/temperatura do óleo.

Todos estes instrumentos são operados em 28 vdc pela barra triple fed e são protegidos por CB’S localizados no painel de controle de combustível.


ITT Fornece indicação da temperatura dos gases entre a compressor turbine e a power turbine, medindo a força eletromotiva de um termômetro do tipo par termoelétrico.

Torquímetros Fornecem indicação em ft/lbs de torque sendo aplicado à hélice. Um transdutor de pressão converte a pressão do torque em um sinal de corrente contínua, que é medido pelo indicador. Uma combinação digital com o ponteiro dá uma resolução de 10 ft/lbs.

Tacômetros de Hélice (N2) Os tacômetros de hélice indicam a rotação da hélice medindo a freqüência do tacômetro.


N1 O indicador de N1 mostra a velocidade do gerador de gases em percentual.Uma indicação digital permite que a velocidade da turbina seja setada em decimais de porcentagem.

Fluxo de Combustível ( fuel flow) O indicador de fluxo de combustível mede pulsos de um transmissor. As mudanças de densidade de Jet A são compensadas medindo a temperatura do combustível no transmissor.

Temperatura/Pressão do Óleo O indicador de pressão e temperatura do óleo mostra a temperatura do óleo em graus centígrados e pressão do óleo em PSI. A temperatura do óleo é medida através da resistência de um bulbo, montado no bloco do motor. A pressão do óleo é determinada pela voltagem de saída de um transdutor de pressão.

A observação correta e interpretação destes instrumentos, mostra a performance e as condições do motor. Um sincronizador de hélice, localizado à esquerda dos indicadores de pressão e temperatura do óleo, fornece indicação da sincronia das hélices. Se a hélice do motor direito estiver operando em uma RPM maior que a do motor esquerdo, a face do sincronizador irá girar em sentido horário. KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

Quando a mesma estiver girando para a esquerda,ou seja, em sentido anti-horário, tal situação indicará uma maior rotação da hélice do motor esquerdo.


SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO DO MOTOR O óleo do motor, contido em um tanque integral localizado entre a entrada de ar e a caixa de acessórios do motor, refrigera, assim como lubrifica o motor. Um radiador de óleo, localizado no duto de ar, mantém a temperatura dentro dos limites operacionais. O ar para o radiador de óleo passa por um duto tipo NACA abaixo do duto de ar para o motor e passa através do radiador num caminho paralelo ao ar de admissão do motor. O óleo do motor também opera o mecanismo de mudança de ângulo das hélices e o sistema de torquímetro.

A capacidade do sistema de lubrificação por motor é de 3,55 galões americanos, o equivalente a 13,4 litros. A capacidade do tanque de óleo é de 2,3 galões americanos, 8,7 litros, com 5 quartos, 4,7 litros, medidos na vareta para fins de reposição. Aproximadamente 5 quartos, 4,7 litros, são necessários para completar as linhas e o radiador de óleo. Aproximadamente 1,5 quartos , 1,4 litros, irá permanecer no sistema quando drenado. Magnetic Chip Detector Um magnetic chip detector está instalado na parte inferior de cada motor. Este detector irá ativar os anunciadores de cor âmbar L CHIP DETECT ou R CHIP DETECT, a fim de alertar o piloto de possível contaminação por metais no sistema de óleo. A iluminação de um anunciador de CHIP DETECT, a princípio, não é motivo de corte do motor. Os parâmetros do motor devem ser observados. Caso os parâmetros estejam anormais, um corte de precaução poderá ser realizado, a critério do piloto. Após a iluminação de tal anunciador, a causa deve ser averiguada e corrigida antes do próximo vôo.


SISTEMA DE IGNIÇÃO E PARTIDA Cada motor tem sua partida através de um switch de 3 posições, localizado no sub-painel esquerdo do lado do comandante, chamado de INGNITION AND ENGINE START-LEFTRIGHT-ON-OFF – STARTER ONLY. Movendo o switch para STARTER ONLY, o motor será girado, porém sem ignição, com propósito de limpá-lo do combustível. Movendo o switch para cima (ON), tanto o starter, quanto a ignição serão acionados ,e a luz de IGNITION ON irá iluminar no painel de anúncios. Quando atingir 51% de N1 ou acima, durante a partida, a ação do starter é interrompida, retornando o switch para a posição OFF.

Auto Ignição O sistema de auto-ignição deve ser usado para vôos em condições de gelo e proporciona ignição automática para prevenir perda de potência propulsora devido à falha de combustão. Para armar o sistema, mova os switches de ENG AUTO IGNITION, localizados no sub-painel esquerdo do lado do comandante, de OFF para ARM. Se por alguma razão o torque cair abaixo de 400 libras, o plug de ignição será energizado, e a luz de IGNITION ON no painel irá iluminar. Para prolongar a vida dos ignitores, quando for operar por períodos prolongados no solo, o sistema deve ser desarmado.


SEQUÊNCIA DO FLUXO DE AR DE ADMISSÃO A PT6A-135A é um motor de fluxo reverso. O compressor puxa o ar para dentro do motor através do bocal de ar, na parte frontal inferior da nacele do motor. À medida que a velocidade aumenta, a pressão do ar de admissão aumenta, comprimindo o ar dentro do duto de admissão. O ar então flui para câmara de ar anular, localizada ao final do motor. Ele então passa através de uma tela protetora e pelo primary compressor impeller, onde será posteriormente comprimido. O ar é então forçado através do stator ring , e sucessivamente através do segundo e terceiro estágios axiais do compressor. É finalmente comprimido no compressor de estágio centrífugo e após isso descarregado para a turbine plenum assembly. O ar entra então na câmara anular de combustão e é misturado com o combustível, que é borrifado na câmara de combustão através de 14 bicos injetores, montados ao redor do compartimento do gerador de gases. A mistura é queimada dentro da câmara de combustão, e então os gases quentes se expandem para fora da câmara passando através do estágio da compressor turbine, pela power turbine sendo descarregados na atmosfera através de dois exaustores localizados em cada lado da nacele, na parte dianteira da mesma.

1. Engine Inlet; 2. Compressor; 3. Câmara de Combustão; 4. Compressor Turbine; 5. Power Turbine; 6. Escapamento; 7. Caixa de Redução


PROTEÇÃO CONTRA GELO Aquecimento do Bocal de Admissão Os bocais de admissão do motor são aquecidos com gases quentes provenientes do motor, para prevenir a formação de gelo e sua conseqüente admissão pelo motor. Sistema Anti-Gelo do Motor Cada motor possui um separador inercial na admissão de ar, para prevenir que partículas sólidas entrem no motor durante vôos em formação de gelo. Tal função é realizada por um sistema de curva no duto de admissão de ar, fazendo com que a partícula sólida continue seu movimento sem passar pela deflexão, devido à sua inércia e assim seja jogada para fora do motor. Durante operações normais, palhetas móveis direcionam o fluxo total de ar para o motor. Para operações em clima frio (41° F/ + 5°C ou abaixo) , com formação de gelo visível, a posição das palhetas são mudadas com o propósito de inicialmente retirar as partículas. As palhetas de antigelo são controladas por switches localizados no sub-painel esquerdo no lado do comandante. O switch é denominado ENGINE ANTI-ICE – LEFT – RIGHT – ON – OFF – ACTUATORS – STANDBY – MAIN. Durante a operação há um pequeno decréscimo no torque com o switch em ON. Os atuadores possuem motores duplos, a fim de garantir um sistema redundante. O switch dos atuadores permite a seleção tanto do motor principal ( MAIN) quanto do motor secundário (STANDBY). As palhetas possuem apenas duas posições, não havendo posições intermediárias.

O sistema é monitorado por anunciadores L e R ENG ANTI-ICE (verdes) e L e R ENG ICE FAIL (âmbar). A iluminação dos anunciadores de cor verde, indica que o sistema está atuando normalmente. A iluminação das luzes de cor âmbar, indica que o sistema não está operando na posição desejada. A iluminação imediata dos anunciadores de cor âmbar, indica perda de energia elétrica, ao modo que uma indicação com atraso, indica um atuador inoperante.



TROCADOR DE CALOR ÓLEO-COMBUSTÍVEL Um trocador de calor óleo-combustível, localizado na caixa de acessórios do motor, opera continuamente, e controla de forma automática a temperatura, a fim de aquecer o combustível e prevenir o congelamento de água contida no mesmo. Controle de Aquecimento de Combustível Cada linha de descarga do compressor de controle de combustível é protegida contra gelo por dispositivos eletricamente aquecidos. Sensores nas condition levers , ativam os switches que controlam a energia elétrica para os aquecedores da linha de ar. O controle de aquecimento de combustível é acionado para todas operações de vôo quando as condition levers são movidas fora da faixa de corte de combustível do motor. CONTROLE DE COMBUSTÍVEL O sistema de combustível do motor consiste de uma bomba mecânica de combustível, uma unidade de controle de combustível (FCU), um divisor de fluxo, dois manifolds, 14 bicos injetores e duas válvulas de dreno. A bomba mecânica é montada na caixa de acessórios do motor e é comandada por um eixo, em velocidade proporcional à da compressor turbine. O funcionamento do sistema depende da interatividade do governador do FCU e do governador de hélice. A posição da válvula medidora do FCU é determinada pela pressão diferencial, que varia proporcionalmente com a potência requerida (como sentido pelo FCU) e a RPM da hélice. O divisor de fluxo, direciona o combustível da válvula medidora para os manifolds primários e secundários (ou apenas para o manifold primário dependendo da potência requerida), e então para os bicos injetores. O divisor de fluxo também incorpora uma válvula de alívio, que drena automaticamente combustível residual de ambos manifolds, quando o motor é cortado. As válvulas de dreno, drenam o combustível da câmara de combustão quando o motor é cortado e após partidas interrompidas . A pressão constante do combustível é mantida por uma válvula de desvio do filtro e uma válvula de alívio.


SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO (OPCIONAL) O sistema de detecção de fogo foi projetado a fim de garantir aviso imediato em caso de fogo em qualquer compartimento do motor. O sistema consiste dos seguintes acessórios: 3 células fotocondutoras para cada motor, um amplificador de controle para cada motor, dois anunciadores na cor vermelha de WARNING, um de L ENG FIRE e um de R ENG FIRE, um switch de teste no sub-painel do co-piloto e um CB chamado FIRE DET, localizado no painel lateral de CB’s do lado direito. As seis células fotocondutoras detectoras de chama, são sensíveis à radiação infravermelho. São posicionadas em cada motor, de modo a receber raios infravermelhos diretamente ou refletidos, monitorando todo o compartimento.

O nível e a razão do aquecimento não são os fatores de controle no método sensorial. A condutividade através das fotocélulas varia na proporção direta à intensidade da radiação infravermelho que atinge as células. À medida que a condutividade aumenta, a amperagem através do detector de chama aumenta proporcionalmente. Para prevenir que raios que não sejam os infravermelhos sinalizem um falso alarme, um relé no amplificador de controle fecha apenas quando a força do sinal alcança o nível de alarme pré-estipulado. Quando o relé fecha, os KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

CONTROLES DO SISTEMA DE PROPULSÃO os anunciadores de warning apropriados são iluminados. Quando o fogo tiver sido extinto a voltagem de saída das células cai abaixo do nível de alarme e o relé no amplificador de controle abre. Nenhuma ação manual é requerida para reativar o sistema de detecção. O switch de teste no sub-painel do co-piloto, chamado TEST SWITCH – FIRE DET & FIRE EXT, possui seis posições: OFF – RIGHT EXT – LEFT EXT – 3-2-1 (se o sistema extintor de fogo que é opcional não estiver instalado o switch será chamado TEST SWITCH – FIRE DET, e as posições de RIGHT EXT e LEFT EXT do lado esquerdo do switch de teste não serão instaladas). As 3 posições de teste para o sistema de detecção de fogo, estão localizadas no lado direito do switch (3-2-1). Quando o switch de teste é tirado de OFF para qualquer uma das 3 posições, a voltagem de saída do detector de chama correspondente em cada compartimento é aumentada para um nível suficiente que faça com que iluminem os seguintes dispositivos: a MASTER WARNING, os anunciadores L ENG FIRE ou R ENG FIRE, e caso o sistema de extinção de fogo esteja instalado, as luzes vermelhas de L ENG FIRE – PUSH TO EXT ou R ENG FIRE – PUSH TO EXT , nos switches de extinção de fogo. O sistema pode ser testado a qualquer hora, em solo ou em vôo. O switch de teste deve ser testado em todas as posições para verificar que o sistema para todos os seis detectores está funcional. Se qualquer anunciador falhar quando o switch de teste é posicionado em qualquer uma das 3 posições, um mau funcionamento é indicado em um ou ambos circuitos de detecção (um em cada motor) sendo testado particularmente pela posição do switch de teste. SISTEMA DE EXTINÇÃO DE FOGO (OPCIONAL) O sistema de extinção de fogo, que é opcional, incorpora um cartucho pirotécnico dentro da nacele de cada motor. Quando a válvula de ativação é aberta, o agente extintor pressurizado é descarregado por uma linha de extinção que termina em bicos de borrifamento estrategicamente localizados. Os switches de controle do sistema de extinção, usados para ativar o sistema, estão localizados no painel , nas extremidades do painel de anúncios. A energia utilizada é proveniente da hot battery bus. Cada switch de atuação possui três indicadores luminosos. As luzes vermelhas, chamadas de L ou R ENG FIRE – PUSH TO EXT, avisam sobre a presença de fogo no compartimento do motor. As luzes âmbar, chamadas D, indicam que o sistema foi descarregado e o cilindro está vazio. As luzes verdes, chamadas OK, são apenas para a função de teste. Para descarregar os cilindros, deve ser levantada a face protetora dos switches, e pressionar a face dos mesmos. É um sistema de disparo único e será totalmente descaregado quando ativado. A luz âmbar D irá iluminar e permanecer iluminada, não dependendo da posição do switch da bateria, até que o cartucho pirotécnico seja trocado. O teste do sistema de extinção de fogo, incorporado ao switch TEST SWITCH – FIRE DET & FIRE EXT, testa o circuito do cartucho pirotécnico de extinção. Durante o pré-vôo, o piloto deve girar o TEST SWITCH para cada uma das duas posições (RIGHT EXT e LEFT EXT), e verificar a iluminação da luz âmbar D e da luz verde em cada um dos switches de ativação no painel.

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Um instrumento, calibrado em PSI, é disposto em cada cilindro, para determinar se os mesmos estão adequadamente carregados. Cada instrumento deve ser checado no pré-vôo. Usando a temperatura ambiente, cheque na tabela de Relação Pressão-Temperatura e encontre a faixa de pressão aceitável para cada cilindro. Não tente reacionar o motor após ter acionado o sistema de extinção de fogo.


SISTEMA DE HÉLICE Cada motor é equipado com hélices quadripás, totalmente embandeiráveis, de velocidade constante, contra-balanceadas, reversíveis, de ângulo variável montadas no eixo que sai da caixa de redução. O ângulo e a velocidade da hélice são controlados pela pressão do óleo do motor, através de governadores. Contra-pesos centrífugos, ajudados pela mola de embandeiramento, movem as hélices entre a posição de baixa RPM (grande ângulo) e a posição de embandeiramento. Governadores movidos pela pressão do óleo do motor, movem as hélices para a posição de alta RPM (pequeno ângulo) e posição de reverso. As hélices não possuem em seu interior mecanismos de parada em baixa RPM (grande ângulo); isto permite que as pás sejam embandeiradas após o corte do motor.

Governadores de Hélice Dois governadores, um de velocidade constante e um de overspeed, controlam a rotação da hélice. O governador de velocidade constante, montado acima da caixa de engrenagens de redução, controla a hélice através de todos os regimes. As manetes de passo de hélice controlam a RPM através deste governador. Se o governador de velocidade constante falhar, e a RPM exceder 1900 RPM, o governador de overspeed segura a RPM em 1976 RPM, drenando o óleo do mecanismo da hélice. Um solenóide, atuado por um switch, localizado no sub-painel esquerdo do lado do comandante, chamado PROP GOV TEST – OFF, resseta o governador de overspeed para aproximadamente 1720 a 1800 RPM para fins de testes.

Se a hélice travar ou se mover lenta demais durante uma condição de transição, fazendo com que o governador haja muito lento a fim de evitar uma situação de overspeed, o governador da power turbine, contido entre o alojamento do governador de velocidade constante, age como um governador de limitação de combustível. Quando a rotação atingir 2090 RPM, o governador de limitação de combustível limita o fluxo de combustível para o gerador de gases, reduzindo o N1, que por sua vez previne que a hélice exceda 2090 RPM. Durante operações no regime reverso, o governador de limitação de combustível é ressetado para aproximadamente 95% da rotação da hélice antes que a hélice atinja um ângulo negativo. Isso garante que a potência do motor seja limitada para manter uma rotação da hélice menor que a estabelecida pelo governador de overspeed. O governador de velocidade constante irá sempre sentir qualquer condição de


underspeed e direcionar pressão de óleo para o pistão do servo da hélice para permitir a operação em regime Beta e reverso. SISTEMA DE AUTO-EMBANDEIRAMENTO O sistema de auto-embandeiramento propicia a drenagem imediata do servo da hélice, permitindo à mola de embandeiramento e contra-pesos, rapidamente embandeirar a hélice no caso de uma pane de motor. O sistema é armado através do switch localizado no sub-painel esquerdo do lado do comandante, chamado AUTOFEATHER – ARM – OFF – TEST. Com o switch na posição ARM e ambas manetes de potência acima de aproximadamente 90% de N1, os anunciadores na cor verde de L e R AUTOFEATHER, localizados no painel de anúncios, irão se iluminar indicando que o sistema está armado. Se uma das manetes não estiver acima de 90% de N1, o sistema será desarmado e nenhum dos anunciadores irá iluminar. Quando o sistema está armado e o torque no motor em pane cair a aproximadamente 400 ft-lb, o autofeather do motor operante desarma, fazendo com que o anunciador desligue. Quando o torque no motor em pane cair abaixo de aproximadamente 260 ft-lb, o óleo é drenado do servo, a mola de embandeiramento e os contra-pesos embandeiram a hélice, e o anunciador do motor em pane se apaga.

O sistema pode ser testado no solo usando o switch do autofeather na posição TEST. Com o switch nesta posição a condição de 90% de N1 é desconsiderada e o sistema irá armar com aproximadamente 500 ft-lb de torque. Retardando uma única manete será então simulada uma parada de motor e a atuação do sistema de autofeather poderá ser checada. Sendo que o motor não está realmente cortado durante o teste, o anunciador do AUTOFEATHER para o motor sendo testado irá ciclar entre ligado e desligado enquanto o torque oscilar entre 260 ft-lb.

SINCRONIZADOR DE HÉLICE O sistema de sincronizador de hélice é um sistema eletrônico certificado para todas as operações, inclusive decolagens e pousos. O sistema automaticamente casa a rotação de ambas hélices e posiciona as mesmas em uma fase pré-setada a fim de reduzir o ruído na cabine. Antes de acoplar o sistema, a RPM de cada motor deve ser setada manualmente com diferença de 10 RPM entre um motor e outro. Quando o switch do sistema for posicionado em ON, o acoplamento irá automaticamente ocorrer quando a fase relativa angular das hélices estiver dentro de 30° de um ângulo pré-estabelecido. Para manter o sincronismo, o sistema aumenta a RPM da hélice com menor rotação e simultaneamente reduz a RPM da hélice com maior RPM. O sistema jamais irá reduzir a RPM daquela selecionada pela manete de passo de hélice.


Para mudar a RPM com o sistema acionado, ajuste ambas manetes de hélice na mesma quantia. Se o sincronizador estiver acionado, porém não mantiver o sincronismo, o sistema alcançou o limite de sua faixa operacional. Aumentando a setagem da hélice com menor rotação, ou reduzindo a de maior rotação, trará o sistema para dentro de sua faixa operacional. Se preferido, o sistema pode ser desligado, as hélices ressincronizadas manualmente e então, ligar novamente o sistema.


SISTEMA DE COMBUSTÍVEL O sistema de combustível consiste de dois sistemas separados, conectados por uma válvula de alimentação cruzada (crossfeed). O combustível para cada motor é fornecido através do tanque de nacele e quatro tanques de asa interconectados totalizando um total de 192 galões (727 litros) de combustível utilizável em cada lado, com todos os tanques completos. Os tanques mais afastados da raiz da asa alimentam o tanque da seção central por fluxo gravitacional. O tanque da nacele puxa seu combustível do tanque central. Como o tanque da seção central é mais baixo que os outros tanques da asa e a nacele, o combustível é transferido para a nacele pela bomba de transferência (transfer pump), localizada na parte inferior do tanque da seção central.

Cada sistema possui dois bocais de abastecimento, um na nacele e o outro próximo ao bordo de ataque da asa. A fim de garantir que o sistema esteja adequadamente cheio, deve-se abastecer primeiramente a nacele e após os tanques de asa.


A válvula de alimentação cruzada no sistema de combustível esquerdo faz com que se torne possível conectar os dois sistemas. Com a válvula de alimentação cruzada aberta, um sistema pode fornecer combustível para o outro. Cada sistema possui uma bomba chamada boost pump submersa no tanque da nacele. Esta bomba fornece a força motriz para transferência de combustível assim como bombeia combustível para um ou ambos motores. Com um motor inoperante, o sistema de alimentação cruzada permite que o combustível do lado do motor inoperante seja fornecido para o lado do motor operacional.


O sistema é ventilado, com o auxílio de suspiros aquecidos, localizados na parte inferior da asa, próximos da nacele. Os suspiros externos são aquecidos para prevenir a formação de gelo. Um suspiro serve como backup para o outro, em caso de um ou outro estar bloqueado.


BOOST PUMPS As boost pumps são submersas, sendo bombas impulsoras, movidas eletricamente. Uma bomba é localizada em cada tanque de nacele.

BOMBAS DE TRANSFERÊNCIA DE COMBUSTÍVEL Bombas submersas, movidas eletricamente, impulsoras, localizadas na parte inferior do tanque da seção central da asa, fornecem a força motriz para a transferência de combustível dos tanques da seção central para os tanques de nacele. O combustível é transferido automaticamente quando o


switch TRANSEFER PUMP – OVERRIDE – AUTO –OFF estiver em AUTO, a menos que o tanque da nacele esteja cheio. Um switch de TRANSFER TEST verifica a operação de cada bomba quando o tanque de nacele estiver cheio.

O tanque da nacele irá encher até que o combustível atinja o limite superior de transferência e um switch do tipo bóia desligue a bomba de transferência. Como o motor queima combustível do tanque da nacele, que possui capacidade de 61 galões (231 litros), o combustível do tanque da seção central da asa é transferido para as naceles toda vez que o nível das naceles cair aproximadamente 10 galões (37,9 litros).

Quando 130 galões (492 litros) de combustível em cada lado tiverem sido utilizados dos tanques de asa (131 galões – 496 litros utilizáveis em cada lado), um sensor de pressão nota uma queda de pressão na linha de transferência de combustível. Após 30 segundos, a bomba de transferência desliga e o anunciador NO FUEL XFR ilumina. Este anunciador também funciona como um indicativo do correto funcionamento das bombas de transferência. Apagando o anunciador, o switch da bomba de transferência deverá ser colocado em OFF. A posição OVERRIDE do switch da bomba de transferência de combustível , pode ser usado em caso de falha do switch tipo bóia no interior dos tanques de nacele. Quando na posição OVERRIDE, as bombas de transferência funcionam continuamente. Se os tanques da nacele


encherem, o excesso de combustível retornará para o tanque da seção central da asa através da linha de ventilação de combustível. Se a transfer falhar durante o vôo, alimentação gravitacional é proporcionada para a transferência. Quando o nível do tanque da nacele cair para aproximadamente 150 libras, ou aproximadamente 22 galões (83,3 litros), a porta de gravidade no tanque da nacele se abre e o fluxo por gravidade do tanque da seção central da asa se inicia. Todo o combustível da asa, exceto aproximadamente 188 libras (28 galões, 106 litros) de cada asa, serão transferidos durante a alimentação gravitacional.

ALIMENTAÇÃO CRUZADA A alimentação cruzada de combustível é permitida apenas no caso de pane de motor ou falha elétrica de boost pump. O sistema de alimentação cruzada é controlado por um switch de 3 posições, chamado CROSFEED – OPEN – AUTO – CLOSE. A válvula poderá ser aberta ou fechada manualmente, porém sob condições normais de vôo ela é deixada na posição AUTO. Nesta posição, os switches de pressão de combustível são conectados ao circuito de controle de alimentação cruzada. Em caso de falha de uma boost pump, que cause uma queda na pressão de combustível, esses switches abrem a válvula de alimentação cruzada permitindo que a boost pump remanescente forneça combustível para ambos motores. Em caso de falha de uma boost pump durante a decolagem, o sistema começará a alimentação cruzada automaticamente, permitindo ao piloto completar a decolagem sem nenhum aumento na carga de trabalho nesse momento crucial do vôo. Após a decolagem ter sido completada, ou se a boost pump falhar após a decolagem, o switch de alimentação cruzada deverá ser fechado e o vôo continuado, passando a bomba mecânica de alta pressão a exercer o papel da boost pump. Em alguns casos, o piloto pode preferir continuar o vôo com a boost pump remanescente e o sistema de alimentação cruzada em operação.

ATENÇÃO A operação com o anunciador de FUEL PRESS ligado é limitada em 10 horas, após a qual a bomba mecânica de alta pressão deverá ser inspecionada ou trocada. Quando operando com AVGAS, a operação da bomba mecânica como único meio é limitada em 8000 pés por um período que não deve exceder 10 horas. Operações acima de 8000 pés requerem as boost pumps ou alimentação cruzada. KING AIR C-90GT Por Fred Mesquita

O sistema de alimentação cruzada deve ser usado no caso de uma falha de motor a fim de permitir que o motor operante disponha do combustível dos tanques do lado oposto se necessário. FIREWALL SHUTOFF O sistema incorpora duas válvulas de firewall shutoff (fuel) controladas por dois switches, um em cada lado do painel de CB’s do sistema de combustível, localizados no painel de controle do sistema de combustível. Estes switches, respectivamente L e R, são chamados de FW SHUTOFF VALVE – OPEN – CLOSE. Uma guarda vermelha sobre cada switch, previne o acionamento acidental dos mesmos. Como as boost pumps , as válvulas recebem energia elétrica da triple fed bus.

FILTRO DE COMBUSTÍVEL O filtro de combustível está localizado na parte dianteira da parede de fogo. Do filtro o combustível flui para o transmissor do indicador de fluxo de combustível, através do aquecedor do combustível que utiliza calor do óleo do motor para aquecer o combustível, através da bomba


mecânica do motor, e então para a unidade de controle de combustível - FCU. Do FCU, o combustível é direcionado através dos duplos manifolds para os bicos injetores e para a câmara anular de combustão. A pressão do combustível é monitorada através do uso de um switch de pressão de combustível , localizado em uma porta em cada filtro. Este switch ativa os anunciadores de L FUEL PRESS ou R FUEL PRESS no painel de anúncios. Quando a pressão de combustível cai abaixo de determinado valor, o switch é ativado, e o anunciador iluminado. Um botão vermelho no topo do filtro de combustível é um indicador de contaminação. Pressão diferencial do combustível de 1.0 a 1.4 PSI, devido à contaminação, irá fazer com que o botão vermelho salte . Isto é uma indicação de que o filtro necessita ser inspecionado. A limpeza do filtro deverá ser realizada assim que possível após o botão ter saltado, mesmo que a revisão regular ainda não tenha sido alcançada. O bloqueio do filtro fará com que o combustível bypasse o filtro e vá para o motor. Passagens internas e válvulas de alívio no filtro de combustível permitem tal desvio. Uma válvula montada na base do filtro de combustível é acessível abaixo da carenagem do motor, próxima a parede de fogo, para que o combustível do filtro possa ser drenado para uma inspeção pré-vôo.

DRENOS DE COMBUSTÍVEL Durante cada pré-vôo, os drenos de tanques, bombas e filtros devem ser drenados para checar a possibilidade de uma contaminação do combustível. Há 5 drenos em casa asa :     

um dreno do tanque do bordo de ataque, localizado na parte inferior, à frente da longarina principal um dreno do filtro de combustível, localizado na parte inferior da carenagem do motor, próximo à parede de fogo um dreno da boost pump , localizado na parte inferior e central da nacele, à frente do compartimento do trem de pouso um dreno da bomba de transferência, localizado próximo à raiz da asa, na parte inferior da mesma, à frente do flap um dreno da linha de alimentação por gravidade, localizado no interior do compartimento do trem de pouso


SISTEMA DE MOSTRADORES DE COMBUSTÍVEL A aeronave é equipada com um sistema de capacitância para indicação da quantidade de combustível. Um erro máximo de indicação de 3% da escala cheia poderá ser encontrado. O sistema é projetado para o uso de querosene aeronáutica Jet A, Jet A1, JP-5 e JP-8, e compensa as mudanças de densidade devido à mudanças de temperatura. Se outros combustíveis forem utilizados, o sistema não indicará corretamente.

O painel de combustível utiliza um indicador de quantidade de combustível para cada lado sendo libras a unidade de medida.


Um switch, localizado entre os dois mostradores, poderá ser posicionado na posição TOTAL a fim de fornecer uma indicação de todo o combustível a bordo, ou na posição NACELLE, para indicar a quantidade de combustível apenas nos tanques da nacele. Esta posição existe para verificar a quantidade de combustível na nacele durante operações com o anunciador de NO FUEL XFR iluminado, devendo-se prestar atenção monitorando a alimentação gravitacional dos tanques da asa. SISTEMA DE EVACUAÇÃO DE COMBUSTÍVEL O ar descarregado pelo compressor do motor ( ar P3), pressuriza um tanque de evacuação. Quando o motor é cortado, a pressão do manifold de combustível diminui, permitindo que a válvula do manifold de combustível do motor se abra. A pressão do tanque de evacuação força então o combustível para fora das linhas do manifold de combustível do motor através dos bicos injetores para dentro da câmara de combustão. À medida que o combustível é queimado, um aumento na rotação do gerador de gases (N1) poderá ser observado. A operação é toda automática e não requer qualquer ação por parte da tripulação.


Durante a partida do motor, a pressão do manifold de combustível fecha a válvula do manifold, permitindo que o ar P3 pressurize o tanque de evacuação. USO DE GASOLINA DE AVIAÇÃO Caso seja utilizado AVGAS como um combustível alternativo em caso emergencial, as horas de operação com este tipo de combustível deverão ser computadas a fim de evitar que ultrapassem 150 horas de operação entre a revisão geral do motor (overhaul). Se a gasolina for misturada a outro combustível, anote o número de galões abastecidos para cada motor. Determine o consumo médio para cada hora de operação. Se um dos motores apresentar um consumo médio de 40 galões (151,4 litros) por hora, por exemplo, serão permitidos 6000 galões (22.712,4 litros) de gasolina de aviação entre a revisão geral do motor ou 12 mil galões (45.424,8 litros) para a revisão geral de ambos os motores.

SISTEMA


SISTEMA ELÉTRICO O sistema elétrico do King Air C-90 GT é um sistema de corrente contínua de 28 volts (28 vdc). As fontes de energia consistem em uma bateria e dois geradores. A energia dessas fontes é distribuída através de um sistema de barras. O sistema de distribuição consiste nas seguintes barras: hot battery bus, left generator bus, right generator bus, center bus e triple fed bus. As fontes de energia são conectadas ao sistema de distribuição através de contactores de linha e relés. Um voltímetro no overhead pannel, é disposto para monitorar as voltagens da bateria, fonte externa e barras individuais.


BATERIA A bateria é um dispositivo de 42-ampéres-hora, selada, de chumbo-ácido. É controlada por um switch localizado no painel do lado do comandante, chamado BAT-OFF/ON. Este switch controla o relé da bateria e a bus tie da bateria. Quando o switch está em ON, o relé da bateria fecha a fim de aplicar força à triple fed bus e a bus tie da barra da bateria fecha para aplicar força à center bus. Na posição OFF, o relé da bateria e a bus tie abrem para desconectar a bateria de todas as barras, exceto da hot battery bus.

A voltagem e a corrente da bateia podem ser monitoradas pelo voltímetro e amperímetro da bateria, localizado no overhead panel. Uma leitura do amperímetro da bateria de 10 ampéres ou menos antes da decolagem, indica que a bateria está próxima da carga total. GERADORES Há dois geradores, movidos pelo motor, de 250 ampéres, starter-geradores, instalados na aeronave.

Switches individuais no painel do comandante são dispostos, chamados GEN 1 e GEN 2 – OFF/ON/GEN RESET, e se encontram ao lado do switch da bateria. Os geradores são autoexcitados e não requerem energia da bateria para operar. Para trazer um gerador à linha, o switch do gerador deve ser momentaneamente colocado na posição GEN RESET, e após isso levado à


posição ON. Na posição GEN RESET, a voltagem do gerador sobe para 28 volts e o contactor da linha é aberto. Quando o switch do gerador é colocado em ON, o contactor da linha já pode fechar. A unidade de controle dos geradores regula a voltagem, voltagem diferencial, proteção de corrente reversa, paralelismo, limitação de corrente em partida cruzada e provê proteção de sobre-voltagem para os geradores. O circuito de regulagem de voltagem controla o gerador para manter uma saída constante de 28 volts. O circuito de voltagem diferencial controla as voltagens de saída do gerador e a voltagem da center bus, e então fecha o contactor da linha se o gerador estiver dentro dos limites aceitáveis da voltagem da center bus. O circuito de proteção de corrente reversa abre o contactor da linha e desconecta o gerador, se uma condição de corrente reversa ocorrer. Se a condição se auto-corrigir, o contactor da linha se fechará automaticamente. O circuito de paralelismo permite equalização de carga entre os dois geradores. O circuito de limitação de corrente em partida cruzada, limita a saída do gerador durante operação de partida cruzada. O circuito de proteção de sobre-voltagem sente a voltagem de saída do gerador e desexcita o gerador, abrindo o contactor de linha se uma sobre-voltagem ocorrer. Se o gerador for desconectado por sobre-voltagem, será necessário selecionar novamente GEN RESET e ON a fim de resetar o gerador. São dispostos anunciadores chamados L DC GEN e R DC GEN. A iluminação dos anunciadores indica que o contactor da linha está aberto e o gerador está off line. Medidores de carga no overhead indicam a carga aplicada à cada gerador em percentual da faixa operacional do gerador.

BUS TIES As barras dos geradores são conectadas à center bus através dos relés de bus tie esquerdo e direito. Um switch de controle de 3 posições de bus tie do gerador é localizado no sub-painel do lado do comandante. É chamado de GEN TIES – OPEN/NORM/MAN CLOSE. A posição OPEN faz com que ambos relés, esquerdo e direito, abram isolando as barras dos geradores da center bus. A posição NORM permite o fechamento automático dos relés quando um gerador ou


a fonte externa entrar na linha. Se a bateria for a única fonte na linha, ambas bus ties dos geradores abrem para isolar a carga das barras dos geradores esquerdo e direito da bateria. O aquecimento normal e máximo e o ar condicionado são desativados. Os equipamentos que permanecem operacionais durante a operação somente da bateria, são identificados com um anel branco em volta do switch de controle. Momentaneamente selecionando a posição CLOSE durante a operação da bateria ambas bus ties dos geradores são fechadas para energizar as barras dos geradores a partir da bateria. Entretanto, isto irá limitar severamente a duração da bateria.

A bus tie da bateria conecta a mesma à center bus. O switch da bateria fecha a bus tie da bateria quando o switch estiver em ON, fazendo com que a bateria esteja disponível para as cargas da center bus ou para recarga. Sensores de corrente da barra são instalados e sentem a corrente para cada barra do gerador a partir da center bus, e para center bus a partir da bateria. Se um sensor da barra do gerador detectar uma condição de excesso de corrente, ele abre a bus tie correspondente a fim de isolar a barra do resto do sistema. Se o sensor da barra da bateria detectar uma corrente de excesso de descarga da bateria, ele abre a bus tie da bateria a fim de isolá-la. O sensor da barra da bateria é desativado durante a partida dos motores e operação do trem de pouso. Os sensores de corrente das barras são controlados por um switch de controle de 3 posições chamado BUS SENSE – TEST/NORM/RESET. Momentaneamente selecionando a posição TEST os sensores de corrente das barras são testados fazendo com que as bues ties dos geradores e da bateria abram. Momentaneamente selecionando a posição RESET, os sensores de corrente das barras serão resetados caso tenham travado como resultado de um teste ou uma condição real de excesso de corrente. Anunciadores L GEN TIE OPEN, R GEN TIE OPEN e BAT TIE OPEN indicam a posição das bus ties. A iluminação desses anunciadores indica que a correspondente bus tie está aberta. O anunciador MAN TIES CLOSE indica que as bus ties dos geradores foram manualmente fechadas durante operação da bateria e a carga das barras dos geradores está sendo aplicada à bateria. FONTE EXTERNA O receptáculo da fonte externa, localizado na parte inferior da asa direita, ao lado da nacele, é disposto a fim de facilitar a conexão à uma fonte externa de energia de 28 vdc ao sistema elétrico da aeronave. Um switch de controle, chamado EXT PWR – ON/OFF –RESET está localizado no sub-painel esquerdo do lado do comandante e controla o relé da fonte externa. O relé da fonte externa se fecha quando o switch é colocado em ON. É recomendável que a bateria esteja na linha toda vez que uma fonte externa estiver em uso.


Antes de selecionar o switch de EXT PWR – ON, o voltímetro no overhead deverá ser usado para verificar se a voltagem da fonte externa está dentro dos limites aceitáveis.

Proteções de polaridade reversa e sobre-voltagem são disponibilizadas. O circuito de prevenção de polaridade reversa previne que o relé da fonte externa feche, se a polaridade da fonte externa for diferente da do sistema elétrico do avião. O circuito de proteção de sobre-voltagem abre o relé da fonte externa para desconectar eletricamente a fonte da aeronave, se uma sobre-voltagem vier a ocorrer. Após a ocorrência de uma desconexão por sobre-voltagem, é necessário colocar o switch da fonte externa em OFF e acionar novamente a fim de resetar o circuito de proteção de sobre-voltagem. O anunciador EXT PWR indica o estado da fonte externa. A iluminação contínua do anunciador, indica que a fonte externa está eletricamente conectada e suprindo a energia para o sistema elétrico da aeronave. Quando o anunciador fica intermitente, indica que um plug de fonte externa está conectado ao avião, porém a voltagem de saída da fonte externa está baixa ou a fonte externa está eletricamente desconectada do sistema elétrico da aeronave. Ambas as condições devem ser corrigidas a fim de prevenir a descarga da bateria. Requisitos da Unidade de Fonte Externa Para operações no solo a voltagem de 28,2 +/- 0,2 vdc deve ser gerada pela fonte externa. A unidade da fonte externa deverá ser capaz de fornecer 1000 ampéres por 5 segundos, 500 ampéres por dois minutos e 300 ampéres continuamente. ATENÇÃO Não exceda a potência de 350 ampéres de forma contínua. Qualquer corrente que exceda 1000 ampéres pode causar um sobre-torque ao eixo do starter/gerador ou produzir calor suficiente e diminuir a vida útil da unidade.

INVERSORES A aeronave dispõe de dois inversores. Os inversores convertem corrente contínua em corrente alternada de fase única com 400 Hz em 115 volts e 26 volts. Os inversores são conectados a center bus durante a operação da bateria. O inversor N° 1 transfere para a barra do gerador esquerdo e o N° 2 transfere para a barra do gerador direito quando um ou ambos geradores estão na linha.


Os inversores são controlados por um switch no painel do lado do comandante, chamado INVERTER – NO.1/OFF/NO.2. Somente um inversor poderá ser selecionado de cada vez. Qualquer inversor pode fornecer energia para todas as cargas de corrente alternada.

A saída de 115 volts de corrente alternada do inverter em operação pode ser monitorada com o medidor de voltagem e freqüência no overhead. Este medidor normalmente indica a freqüência, porém a voltagem poderá ser selecionada, pressionando o botão no canto inferior esquerdo do medidor. A iluminação do anunciador INVERTER, indica que o mesmo está inoperante.

Fonte Auxiliar de Energia do EFIS Uma fonte auxiliar de energia para o EFIS é disponibilizada a fim de evitar que o display do EFIS fique sem indicação durante condições de vôo em que a voltagem do sistema possa cair momentaneamente abaixo de 28 VDC. Tais condições podem se dar durante operações do trem de pouso e acionamento de motores em vôo. O sistema consiste de uma bateria auxiliar do EFIS, localizada no compartimento traseiro de aviônicos, um painel de controle chamado de EFIS AUX POWER, localizado no painel do lado do comandante, um CB de 15 ampéres, localizado no painel lateral de CB’s do lado do co-piloto, e um relé ativado pelo squat switch que inibe a ativação do sistema quando a aeronave se encontra no solo.


O EFIS AUX PANEL possui um switch ON-OFF-TEST, um botão de HORN SILENCE, e um agrupamento de anunciadores que fornecem as seguintes informações para o piloto:

AUX ARM (verde): ilumina quando a bateria auxiliar estiver ligada, o switch de aviônicos em ON, e o display do EFIS estiver sendo alimentado eletricamente pela barra do gerador esquerdo, através da barra de aviônicos N° 2. AUX ON (âmbar): ilumina quando a voltagem para o EFIS cair abaixo de 18 VDC e a operação tenha sido transferida para a bateria auxiliar. Um aviso sonoro irá tocar junto com a iluminação deste anunciador. AUX TEST (verde): ilumina quando o switch ON-OFF-TEST for mantido na posição TEST. Não deve ser mantido nessa posição por mais de 5 segundos, e deve ser liberado assim que o anunciador AUX TEST iluminar. O anunciador deve iluminar apenas momentaneamente, ou, durante o tempo em que o switch for mantido na posição TEST. Qualquer uma das situações indica que a bateria auxiliar possui carga suficiente. A bateria auxiliar do EFIS é continuamente carregada pela barra de aviônicos N°2. O alarme sonoro avisa o piloto que a bateria auxiliar está alimentando eletricamente o display. Esta buzina ativará em conjunto com a iluminação do anunciador de AUX ON. A buzina poderá ser silenciada pressionando o botão HORN SILENCE. A buzina e o anunciador irão ativar durante o shutdown checklist se o switch de aviônicos for desligado antes da bateria auxiliar. A fonte auxiliar de energia serve apenas para curtos períodos de uso, como quedas momentâneas na voltagem. Não deve ser considerada como fonte mantenedora do EFIS para casos de falha da fonte regular.


SISTEMA DE LUZES Cockpit Um painel de controle de luzes no overhead, acessível tanto ao piloto quanto ao co-piloto, possui um arranjo de controle de todas as luzes. Cada grupo de luzes possui seu próprio switch do reostato chamado BRT-OFF. O switch MASTER PANEL LIGHTS – ON – OFF é o switch master para: luzes dos instrumentos do piloto e co-piloto, luzes dos instrumentos giroscópios do piloto e co-piloto, luzes dos instrumentos do motor, luzes do painel de aviônicos, overhead, pedestal e sub-painel e luzes dos painéis laterais. As luzes indiretas dos instrumentos no painel são controladas individualmente por switches de reostatos separados.


Cabine de Passageiros Uma luz no início da escada, ao nível do assoalho está localizada do lado direito da mesma. Um switch junto da lâmpada é usado para seu acionamento. Quando a porta for fechada, a luz será desligada automaticamente. Quando o switch da bateria estiver em ON, as luzes individuais de leitura, ao longo da parte superior da cabine, podem ser ligadas ou desligadas pelos passageiros, a partir de um botão adjacente a cada lâmpada. A luz do bagageiro é controlada por um botão adjacente a lâmpada localizada na parte superior da região do bagageiro. Um switch de 3 posições, localizado no grupo CABIN do sub-painel do lado do co-piloto, chamado BRIGHT – DIM – OFF, controla o as luzes da cabine de passageiros. Este grupo de luzes também incorpora um switch de 3 posições chamado NO SMOKE & FSB – OFF –FSB que controla os avisos de não fumar e apertar o cinto na cabine de passageiros.

Exterior Switches para as luzes de pouso, luzes de táxi, luzes de gelo das asas, luzes de navegação, faróis rotativos, e, se instaladas, luzes de reconhecimento, estroboscópicas das ponta das asas e da cauda, estão localizados no sub-painel direito do lado do comandante. São indicadas de acordo com sua função.


Luzes de cauda, se instaladas, são instaladas nos estabilizadores horizontais com a finalidade de iluminar ambos lados do estabilizador vertical. Um switch para estas luzes é disposto chamado de LIGHTS- TAIL FLOOD – OFF.


SISTEMA DE AMBIENTE Os sistemas de ambiente consistem dos seguintes sub-sistemas: pressurização, aquecimento e resfriamento da cabine, e seus respectivos controles associados. SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO O sistema de pressurização foi projetado para manter um diferencial de pressão normal de 5.0 +/0.1 PSI, o que dará altitudes de cabine de aproximadamente 6000 pés à uma altitude de 20 mil pés e 12 mil pés à uma altitude de 30 mil pés. A faixa de ajuste do controle é limitada à altitude de cabine de 10 mil pés. Ar sangrado (bleed air) dos compressores de cada motor é utilizado para pressurizar a cabine. Uma unidade de controle na nacele de cada motor controla a pressão do ar sangrado e mistura à ele ar ambiente a fim de fornecer uma mistura de ar adequada para a função de pressurização. A mistura flui em direção das válvulas de sangria de ar (bleed air valves), que são comandadas por um par de switches , chamados BLEED AIR VALVES – LEFT – RIGHT – OPEN – CLOSED, no grupo de controles de ambiente no painel do lado do co-piloto.

Quando o switch está na posição OPEN, a mistura de ar flui através da válvula em direção ao trocador de calor “ar-para-ar”. Dependendo da posição das válvulas, um maior ou menor volume de ar passará através do trocador de calor. A temperatura do ar passando através do trocador de calor é diminuída à medida que o calor é transferido às palhetas de refrigeração, que são refrigeradas pelo ar de impacto através das palhetas do trocador de calor. O ar deixando ambas válvulas é direcionado em um silenciador, que garante a operação com baixo ruído do sistema. Do silenciador o ar é direcionado para a mixing plenum. A mixing plenum recebe ar da cabine recirculado do vent blower , e a mistura de ar do sistema de sangria de ar. A mixing plenum é também um ponto de distribuição. Dela , o ar é direcionado para cima, para os dutos de ar da tripulação.


Uma válvula na parte dianteira dos dutos de ar da tripulação permite com que o ar seja fechado para ser direcionado para o defroster do pára-brisas quando o botão DEFROST AIR – PULL ON, localizado no painel do lado do comandante é acionado.

O ar do duto de sangria de ar é misturado com o ar recirculado da cabine na mixing plenum, e então direcionado para os dutos de saída localizados no assoalho da aeronave. O ar flui para fora da cabine pela outflow valve, localizada na parede de pressão traseira. Um silenciador na outflow e nas válvulas de segurança permite a operação sem ruídos. A mistura de ambas unidades controladoras de fluxo é entregue à cabine a uma razão de aproximadamente 14 libras por minuto, dependendo da temperatura externa do ar e altitude pressão. A pressão interna da cabine e a razão de mudança da pressão da cabine são controladas pela modulação pneumática da outfow valve, que controla a razão com que o ar sai da cabine. Uma válvula de segurança operada a vácuo é montada próxima à outflow valve na parede de pressão traseira. Serve para 3 funções: garantir o alívio de pressão em caso de mau funcionamento da outflow valve; permitir a despressurização da aeronave toda vez que o switch de pressão da cabine for colocado na posição DUMP; e manter a aeronave despressurizada enquanto a aeronave estiver no solo com o switch de segurança do trem de pouso esquerdo acionado. Uma função de alívio de pressão negativa também faz parte tanto da outflow quanto da válvula de segurança. Esse mecanismo evita que a pressão atmosférica exceda a da cabine em mais de 0.1 PSI durante descidas rápidas, mesmo se o fluxo de ar sangrado cessar. Quando os switches de BLEED AIR estiverem na posição OPEN, a mistura de ar da unidade de controle de fluxo de ar entra para a cabine. Enquanto a aeronave se encontra no solo, uma válvula solenóide em cada unidade de controle de fluxo, acionada pelo switch de segurança localizado no trem de pousos esquerdo e acionado quando o mesmo é comprimido, mantém a porta de entrada de ar ambiente fechada, permitindo que somente ar da sangria seja disponibilizado para a cabine. Na decolagem, a válvula de segurança fecha, e a válvula solenóide de ar ambiente na unidade esquerda de controle de fluxo se abre; aproximadamente 6 segundos após o solenóide da unidade de controle de fluxo direita se abre. Conseqüentemente, aumentando o volume de fluxo de ar para dentro da cabine em estágios, saltos excessivos de pressão durante a decolagem são evitados. Um controle de pressurização é montado no pedestal. Ele comanda a modulação da outflow valve. Uma escala de indicação dupla é montada no centro do controle. A escala externa (CABIN ALT) indica a altitude de cabine que o controle de pressurização está programado para manter. A escala interna (ACFT ALT) indica a altitude pressão máxima que a aeronave pode voar sem fazer


com que a altitude pressão da cabine suba acima do valor selecionado na escala externa.O valor indicado em cada escala é lido no lado oposto da seta central do controle de pressurização. Ambas escalas giram juntas quando o botão de seleção da altitude de cabine é girado. A altitude máxima de cabine é selecionada girando o botão seletor de altitude até que a altitude de cabine desejada esteja alinhada com a seta central do mostrador. A altitude máxima de cabine selecionada varia entre -1000 a 10000 pés. A razão em que a altitude de cabine sobe ou desce é selecionada girando o botão de controle de razão. A razão de mudança pode ser selecionada de aproximadamente 200 a 2000 pés por minuto.

A altitude pressão real da cabine é mostrada por um altímetro da cabine, montado no lado direito do painel localizado acima do pedestal. Imediatamente à esquerda do altímetro da cabine está o climb da cabine, que indica a razão de subida ou descida da mesma. O switch da pressão da cabine, localizado acima do controle de pressurização no pedestal é chamado CABIN PRESS – DUMP – PRESS – TEST.

Quando este switch estiver na posição DUMP (para cima), a válvula de segurança é mantida aberta, assim a cabine será despressurizada ou será mantida sem pressurização. Quando estiver na posição central PRESS, a válvula de segurança é fechada, com a outflow valve controlada pelo controle de pressurização, pressurizando a cabine. Quando o switch for segurado na posição KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

TEST, a válvula de segurança é mantida fechada, bypassando a condição do switch de segurança do trem de pouso esquerdo, para facilitar o teste do sistema de pressurização no solo. Ajuste o seletor de altitude de cabine para uma ACFT ALT 1000 pés acima da altitude de cruzeiro planejada, de modo que a CABIN ALT indique uma altitude pelo menos 500 pés mais alta que a elevação do campo de decolagem, antes de decolar. Ajuste o controle de razão como desejado. Ajustando o mesmo para uma posição de 12 horas será proporcionada a razão de subida mais confortável para os passageiros e tripulantes. Cheque o switch de pressurização se ele realmente se encontra na posição PRESS. À medida que a aeronave sobe, a altitude da cabine sobe na razão setada até que a cabine atinja a altitude pressão selecionada. O sistema então mantém a altitude da cabine neste valor. Se a aeronave subir para uma altitude maior que o valor selecionado no ACFT ALT, o diferencial de pressão entre a cabine e o ar externo irá atingir o ajuste de alívio de pressão da outflow valve e da válvula de segurança. Uma ou ambas as válvulas irão então aliviar a pressão da cabine sobrepujando o controle de pressurização, a fim de manter o diferencial de cabine dentro do estipulado de 5.0 +/- 0.1 PSI. Se a altitude pressão da cabine atingir um valor de aproximadamente 12500 pés, um switch sensor de pressão montado na parede de pressão dianteira fechará. Isso fará com que o anunciador CABIN ALT HI ilumine, avisando que a operação requer o uso de oxigênio. Durante cruzeiro, caso seja necessária uma mudança de 1000 pés ou mais, selecione a nova altitude adicionada de 1000 pés no controle de pressurização. Durante a descida e a preparação para o pouso, sete o seletor de altitude de cabine para uma altitude de aproximadamente 500 pés acima da altitude pressão do campo de pouso, e ajuste o seletor de razão, para uma razão de descida adequada e confortável. Controle a razão de descida da aeronave de modo que a altitude do avião não atinja a altitude de cabine selecionada antes que a mesma tenha sido atingida e estabilizada. Então, à medida que a aeronave desce e alcança a altitude pressão da cabine, a função de alívio de pressão negativa modula a outflow e a válvula de segurança para a posição de totalmente aberta, equalizando a pressão externa e interna. À medida que a aeronave continua descendo abaixo da altitude de cabine selecionada, a cabine estará despressurizada e irá seguir a razão de descida da aeronave para o pouso.



UNIDADE DE CONTROLE DE FLUXO Uma unidade de controle de fluxo é montada no lado dianteiro da parede de fogo em cada nacele e controla o ar sangrado do motor para o uso na pressurização, aquecimento e ventilação.

Cada unidade de controle de fluxo consiste de um ejetor, uma válvula de modulação integral de sangria de ar, válvula de corte da parede de fogo, válvula de modulação de ar ambiente e uma válvula do tipo check valve. O fluxo de ar sangrado através da unidade de controle de fluxo é controlado em função da pressão e da temperatura atmosférica. A entrada de ar do meio externo é controlada em função somente da temperatura. Quando os switches de BLEED AIR estiverem na posição OPEN, uma válvula solenóide em cada unidade de controle se abre permitindo a entrada de ar sangrado para dentro da unidade. À medida que este ar entra na unidade de controle, ele passa por um filtro antes que vá para o regulador de pressão de referência. O regulador irá reduzir a pressão para um valor constante (18 a 20 PSI). Esta pressão de referência é então direcionada para os vários componentes internos da unidade de controle de fluxo que regulam a saída para a cabine da aeronave. Uma linha de pressão de referência é direcionada para a válvula de corte da parede de fogo (shutoff firewall valve) localizada abaixo do fluxo do ejetor. Um orifício é disposto na linha imediatamente antes da válvula de corte da parede de fogo a fim de ter uma razão controlada de abertura. Ao mesmo tempo, a pressão de referência é direcionada para a válvula de modulação de ar ambiente localizada acima do ejetor. Um termostato pneumático com um orifício variável é conectado à válvula de modulação. O termostato pneumático está localizado no lado inferior esquerdo à frente da parede de fogo. Os discos bimetálicos sensores do termostato são inseridos na tomada de ar. Estes discos sentem a temperatura externa do ar e regulam o tamanho dos orifícios do termostato. Ar quente irá abrir o orifício, e ar frio irá restringi-lo até que a 30°F (-1°C) o orifício estará completamente fechado. Quando o orifício variável é fechado, o aumento de pressão fará com que a válvula de modulação feche a entrada de ar externo. Uma válvula solenóide localizada na linha do termostato pneumático é controlada pelo switch de segurança do trem de pouso esquerdo. Quando a aeronave está no solo, a válvula


solenóide está fechada, assim direcionando a pressão para a válvula de modulação, fechando a fonte de entrada de ar externo. A exclusão da entrada de ar externo favorece o rápido aquecimento da cabine durante operações em clima frio. Um relé de retardo de tempo é eletricamente ligado à válvula solenóide para permitir à válvula esquerda operar aproximadamente 6 segundos antes da válvula direita. Isso evita a abertura simultânea das válvulas de corte, o que resultaria num aumento súbito de pressão no interior da cabine. Uma check valve(válvula de sentido único), localizada na seqüência do fluxo da válvula de modulação, previne a perda de ar sangrado através da tomada de ar ambiente. Ao mesmo tempo em que as operações acima descritas se desenvolvem no interior da unidade de controle de fluxo, a pressão de referência é direcionada para o atuador do ejetor do controle de fluxo. Este atuador é conectado a outro orifício variável do termostato pneumático e a um outro orifício variável controlado por um aneróide isobárico. O orifício do termostato é restringido pelo decréscimo da temperatura ambiente, e o orifício do aneróide isobárico é restringido pelo decréscimo da pressão ambiente. A restrição de qualquer um dos orifícios irá causar um aumento de pressão no atuador do ejetor de controle de fluxo, permitindo que mais ar sangrado entre no ejetor. O aumento da pressão e temperatura do ar ou um aumento de um ou outro irá causar um decréscimo de ar sangrado que entra no ejetor. VENTILAÇÃO NÃO PRESSURIZADA A ventilação com ar fresco é disponibilizada a partir de duas fontes: uma fonte é o aquecimento de ar sangrado que está disponível durante vôos pressurizados e não pressurizados. A segunda fonte de ar fresco, que está disponível somente em vôos não pressurizados, é o ar externo, que é obtido a partir de uma tomada de ar, localizada no lado esquerdo do nariz. O ar externo entra para o evaporator plenum através de uma porta do tipo flapper. Esta porta é forçada a abrir pelo ar de impacto durante vôos não pressurizados quando a velocidade do ar estiver acima de 180 KIAS. Abaixo de 180 KIAS, a porta se mantém fechada por ação eletro-magnética, não deixando o ar fresco entrar para a cabine. Se o switch de pressurização de cabine estiver na posição DUMP, a energia é removida do ímã eletro-magnético permitindo a porta abrir em qualquer velocidade. Durante vôos pressurizados a porta se mantém fechada pela pressão da cabine. NOTA À medida que o diferencial de cabine se aproxima de zero durante a descida, a porta de entrada de ar externo pode ser forçada a abrir pelo ar de impacto em velocidades acima de 180 KIAS, causando uma rápida despressurização do diferencial de pressão remanescente e um aumento no ruído do ar. Esta abertura da porta pode ser evitada certificando-se que o seletor de altitude foi setado corretamente em 500 pés acima da altitude pressão do campo de pouso e mantendo velocidades inferiores a 180 KT durante a aproximação. Se o ar externo entrar no evaporator plenum através da porta de entrada de ar externo, ele será misturado ao ar da cabine (que é forçado para o evaporator plenum pelo vent blower), e então direcionado para o aquecedor elétrico e mixing plenum e para os dutos de saída do teto na cabine.


AQUECIMENTO Quando o ar é comprimido sua temperatura é aumentada. Assim sendo, o ar sangrado do compressor do motor disponibilizado para pressurização é quente. Este calor é utilizado para aquecer a cabine. Quando o switch de segurança localizado no trem de pouso esquerdo estiver na posição de solo, a válvula de ar ambiente em cada unidade de controle se encontra fechada. Conseqüentemente apenas ar sangrado do compressor é entregue ao duto de ar quando a aeronave está no solo. Em vôo, a válvula de ar ambiente se abre, e o ar externo é misturado ao ar sangrado do motor na unidade de controle de fluxo. Esta mistura é então direcionada ao interior do avião. Se a mistura estiver muito quente para o conforto da cabine, a válvula bypass direciona um pouco ou todo ar , para o trocador de calor ar-ar, localizado na seção central da asa. A posição da válvula de controle de aquecimento da cabine é determinada pela posição do controle do grupo ENVIRONMENTAL no sub-painel esquerdo do co-piloto. Uma tomada de ar no bordo de ataque das asas proporciona a entrada do ar de impacto para o trocador de calor a fim de resfriar o ar sangrado do motor. Após deixar o trocador de calor, o ar externo é expelido através de saídas na parte inferior da asa. Após o ar da sangria ter passado através do trocador de calor, ele é direcionado para a mixing plenum. A mistura de ar (ar recirculado da cabine e ar do sistema de sangria) da plenum é direcionada aos dutos de aquecimento do piloto e co-piloto, que são localizados abaixo do painel de instrumentos. Uma saída no final deste duto é usada para liberar o ar quente para o piloto e o co-piloto. Uma regulagem na saída de ar permite o ajuste do fluxo de saída de ar quente. O controle de fluxo do comandante é acionado através de um botão chamado PILOT AIR – PULL ON, localizado no sub-painel esquerdo do comandante.

O controle de fluxo de ar quente do co-piloto é feito através do botão chamado COPILOT AIR – PULL ON, localizado no sub-painel direito, do lado do co-piloto. Um botão utilizado para desembaçar o pára-brisa está localizado no sub-painel direito do lado do comandante, controlando uma válvula na parte dianteira do duto de aquecimento do piloto/co-piloto que admite ar para os dois dutos que entregam ar aquecido para o desembaçador, localizado na parte inferior dos pára-brisas. Duas saídas de ar no painel, uma no lado esquerdo e outra no lado direito podem ser utilizadas para liberar o ar do duto do desembaçador. A maior parte da mistura de ar da plenum é direcionada para a parte traseira, através do duto de saída do assoalho.


AQUECIMENTO ELÉTRICO No grupo ENVIRONMENTAL do sub-painel do co-piloto está o switch de três posições ELEC HEAT - GRD MAX - NORM – OFF. Este switch quando na posição GRD MAX com a aeronave no solo, terá sua posição alterada automaticamente por ação de um solenóide para a posição NORM, após a decolagem da aeronave, quando o switch de segurança do trem do pouso esquerdo se abrir. Este dispositivo serve para o máximo aquecimento da cabine. Se o aquecimento elétrico máximo não for requerido, o switch pode ser posicionado na posição NORM, onde apenas quatro elementos de aquecimento serão utilizados. Nesta posição a operação dos quatro elementos é automática em conjunto com o termostato da cabine para complementar o aquecimento proveniente do ar sangrado do compressor. A posição OFF desliga todo o sistema de aquecimento elétrico e deixa que o aquecimento da cabine seja realizado pelo ar da sangria do motor.


RESFRIAMENTO O ar sangrado do motor, que é usado durante o modo de resfriamento da cabine, passa através do trocador de calor na seção central da asa. Uma tomada de ar no bordo de ataque da asa traz o ar externo para dentro do trocador de calor para refrigerar o ar sangrado do compressor que será direcionado para o interior do avião. O ar externo usado para este fim, é eliminado por saídas na parte inferior da asa. Após entrar para a cabine, o ar é distribuído pelo sistema de dutos e recirculado através do ar condicionado. O evaporador do ar condicionado é montado na parte inferior do nariz à frente da parede de pressão dianteira. O ar de refrigeração para o condensador do ar condicionado entra pela tomada de ar do lado direito do nariz da aeronave e é expelido pelas saídas de ar do lado esquerdo.

A unidade de ar condicionado é elétrica e tem capacidade de 16 mil BTU’S usando em seu sistema gás refrigerante.

CONTROLES DO SISTEMA DE AMBIENTE A seção de controles ENVIRONMENTAL no sub-painel do co-piloto, fornece o controle automático ou manual do sistema. A seção possui todos os controles principais da função de ambiente: switch das bleed air valves, vent blower, controle manual de temperatura , para controlar as válvulas de controle de temperatura da cabine nos trocadores de calor ar-ar, um controle de intensidade de temperatura da cabine e um seletor de modo da temperatura da cabine para selecionar o aquecimento ou resfriamento automático, aquecimento ou resfriamento manual, ou desligá-los. Quatro controles adicionais manuais no sub-painel podem ser utilizados para a regulagem parcial de conforto do ambiente da cabine dos pilotos, quando a porta da mesma se encontra fechada. São eles, o ar do piloto, ar de desembaçamento, controles do ar do co-piloto e as saídas de ar no painel.


MODO DE AQUECIMENTO Se o cockpit estiver muito frio:  

controles de PILOT AIR e COPILOT AIR, puxe, e DEFROST AIR – puxe totalmente, ou como requerido saídas de ar do painel – abrir

Se o cockpit estiver muito quente:  

controles de PILOT AIR e COPILOT AIR, empurre, e DEFROST AIR – empurre totalmente, ou como requerido saídas de ar do painel – fechar

MODO DE RESFRIAMENTO Se o cockpit estiver muito frio:   

controles de PILOT AIR e COPILOT AIR, - empurre totalmente para fechar e DEFROST AIR, empurre totalmente ou como requerido saídas de ar do painel – feche saídas de ar no overhead – feche, ou, como requerido

Se o cockpit estiver muito quente:    

PILOT AIR e COPILOT AIR, puxe totalmente ou como requerido DEFROST AIR, puxe totalmente ou como requerido Saídas de ar do painel – abrir Saídas de ar do overhead – abrir ou como requerido


MODO DE CONTROLE AUTOMÁTICO Quando o switch de CABIN TEMP MODE no sub-painel do co-piloto estiver na posição AUTO, os sistemas de aquecimento e de ar condicionado operam automaticamente. Quando a temperatura na cabine atinge o ajuste selecionado, o controle automático de temperatura modula a válvula bypass permitindo o ar aquecido bypassar o trocador de calor na seção central da asa. O ar quente da sangria é misturado ao ar recirculado da cabine (que pode ou não ser ar condicionado) na mixing plenum.

Quando o controle automático comanda o sistema ambiente de um modo de aquecimento para o modo de resfriamento, a válvula de aquecimento da cabine se fecha. Quando a válvula bypass esquerda está aberta em aproximadamente 30°, o sistema de refrigeração será desligado. O controle de CABIN TEMP – INCR regula o nível da temperatura no modo automático. Uma unidade sensora de temperatura na cabine, em conjunto com o controle de ajuste, inicia um comando de aquecimento ou resfriamento para o controlador da temperatura.

NOTA Quando o seletor CABIN TEMP MODE for desligado, as válvulas de bypass irão permanecer na atual posição em que se encontram, possibilitando que o calor entre na aeronave.


MODO MANUAL DE CONTROLE Quando o seletor CABIN TEMP MODE estiver em MAN HEAT ou MAN COOL, a regulagem da temperatura é feita de modo manual momentaneamente mantendo o switch de MANUL TEMP em INCR ou DECR como desejado.

Quando solto, este switch retorna para o centro. Movendo-o para INCR ou DECR, resultará numa modulação das válvulas de controle de aquecimento da cabine nas linhas do ar da sangria do compressor. O tempo é de aproximadamente 30 segundos por válvula (1 minuto de tempo total) para as válvulas se moverem da posição totalmente aberta ou totalmente fechada. Somente uma válvula por vez pode se mover. O movimento destas válvulas varia a quantidade de ar sangrado direcionado ao trocador de calor. Conseqüentemente, a temperatura do ar que provém do sistema de sangria irá variar. Este ar de sangria irá se misturar com o ar recirculado da cabine (que pode ser ar condicionado se o sistema de refrigeração estiver operando) na mixing plenum, e é então direcionado aos dutos de saída do assoalho do avião. Como resultado, a temperatura da cabine irá variar de acordo com a posição destas válvulas, estando ou não o ar condicionado a operar. O compressor do ar condicionado irá operar continuamente quando MAN COOL for selecionado se a OAT for de 50° F ou mais. CONTROLE DE SANGRIA DE AR O switches do controle de sangria de ar estão localizados no sub-painel esquerdo do lado do copiloto. Quando os mesmos se encontram na posição OPEN, o ar da sangria do motor está disponível para pressurizar a aeronave. Anunciadores na cor âmbar de L BL AIR OFF e R BL AIR OFF iluminarão para indicar que o respectivo switch da sangria de ar está na posição CLOSED. Os anunciadores indicam apenas a posição do switch , e não das válvulas.


VENT BLOWER (CIRCULADOR DE AR) O circulador de é controlado por um switch no grupo dos controles de ENVIRONMENTAL chamado VENT BLOWER – HI – LO – AUTO. Quando este switch está na posição AUTO, o circulador irá operar em baixa velocidade se o seletor de CABIN TEMP MODE estiver em qualquer posição que não seja OFF.

Quando o switch estiver em AUTO e o CABIN TEMP MODE estiver em OFF, o circulador não irá operar. Toda vez que o switch estiver na posição LO, o circulador irá operar em baixas velocidades, mesmo que o CABIN TEMP MODE estiver em OFF. Toda vez que o switch estiver em HI, o circulador irá operar em altas velocidades, independentemente da posição do CABIN TEMP MODE.


SISTEMA DE OXIGÊNIO O sistema de oxigênio utiliza cilindros com volumes de 22, 49 ou 66 pés cúbicos (623, 1388 ou 1870 litros) instalados atrás da parede de pressão traseira. As válvulas de controle e regulagem do sistema de oxigênio são fixadas ao cilindro e são ativadas por uma manete remota localizada na parte traseira do cockpit no overhead.

O sistema é do tipo de fluxo constante, baseado em fluxo adequado para uma altitude de cabine de 30 mil pés. Cada máscara de passageiro é equipada com seu próprio orifício de regulagem e devem ter um plug vermelho de conexão. Saídas de oxigênio para o cockpit são encontradas em suas laterais. Máscaras de diluição por demanda são conectadas à fonte de oxigênio. Quando as máscaras não estiverem em uso, elas são acondicionadas em compartimentos próximos à porta de acesso à cabine. As máscaras dos passageiros são encontradas nos bolsos atrás de cada assento. As saídas de oxigênio na cabine dos passageiros se encontram em compartimentos centrais no teto da aeronave. Quando a aeronave dispuser de toalete a bordo, uma máscara de oxigênio também estará disponível no bolso lateral esquerdo do mesmo.


Todas as máscaras de fluxo constante são conectadas pressionando o orifício para dentro e girando em sentido horário aproximadamente um quarto de volta. Quando o oxigênio flui para a máscara, o indicador de fluxo de oxigênio irá mudar de vermelho para verde. A desconecção é feita revertendo o sentido do giro acima descrito.



SISTEMA PITOT-ESTÁTICO Os tubos de pitot são a fonte de ar de impacto para a operação dos instrumentos de vôo. Dois tubos de pitot aquecidos são localizados no nariz da aeronave. O tubo da esquerda é conectado ao velocímetro do comandante e o tubo da direita ao velocímetro do co-piloto. O switch de PITOT – LEFT – RIGHT – OFF, é localizado no grupo de ICE PROTECTION , no sub-painel direito do lado do comandante. NOTA Coloque as capas dos tubos do pitot quando a aeronave não estiver em uso.

TOMADA ESTÁTICA O sistema normal de pressão estática possui duas fontes separadas de ar: uma para os instrumentos de vôo do comandante, e uma para o co-piloto. Cada uma das linhas normais de pressão estática se abre à atmosfera através de duas tomadas de pressão estática, uma de cada lado da parte traseira da fuselagem, quatro tomadas no total. Também há uma linha alternada de ar estático para os instrumentos de vôo do comandante. No caso de uma pane no sistema normal de tomada de pressão estática do comandante (por exemplo, obstrução por gelo), a fonte alternada pode ser selecionada levantando a proteção da alavanca de PILOT’S EMERGENCY STATIC AIR SOURCE , localizada no lado direito do painel, e movendo a alavanca para a posição ALTERNATE.

Isso fará com que os instrumentos de vôo do comandante sejam supridos pela linha alternada de pressão estática. A linha alternada se abre para o ar não pressurizado logo atrás da parede de pressão traseira. Quando a linha de pressão estática alternada não for necessária certifique-se que a alavanca de seleção esteja para frente, na posição NORMAL, mantida pela proteção.


ATENÇÃO As indicações do velocímetro e do altímetro do comandante mudam quando a fonte alternada de ar estático é selecionada.

Existem 3 drenos para drenar as linhas de ar estático localizados abaixo do painel lateral, na lateral direita, atrás de uma capa protetora. Estes drenos devem ser abertos para soltar qualquer umidade que esteja obstruindo a linha e devem ser fechados após a drenagem.


SISTEMA PNEUMÁTICO DE SANGRIA DO MOTOR Ar de alta pressão sangrado de cada motor, da seção do compressor, regulado em 18 PSI, fornece pressão para as superfícies de degelo e fonte de vácuo. Vácuo para os instrumentos de vôo é obtido de um ejetor de ar sangrado. Um motor pode suprir ar suficiente para todos estes sistemas. Durante operações com um motor inoperante, uma válvula de sentido único na linha de sangria de ar de cada motor previne o fluxo reverso através da linha do lado do motor inoperante. Um instrumento de pressão calibrado em polegadas de mercúrio, localizado no sub-painel direito do lado do co-piloto indica a sucção (GYRO SUCTION).

À direita deste instrumento se encontra um outro instrumento de pressão (DEICE PRESSURE) , calibrado em libras por polegada quadrada, que indica a pressão de ar disponível para a válvula de distribuição do sistema de degelo.

SISTEMA DE AVISO DE STALL O sistema de aviso de stall consiste de uma palheta transdutora no bordo de ataque da asa esquerda, uma buzina de aviso de stall , montada na frente do painel de instrumentos direito, uma luz de aviso de stall na parte de cima do centro do painel de instrumentos, um elemento aquecedor da palheta transdutora, um CB, e um switch transistor. A luz de aviso de stall é uma luz do tipo PRESS TO TEST.


O elemento aquecedor é ativado por um switch-CB, localizado no sub-painel direito do lado do comandante, chamado STALL WARN – OFF, no grupo de ICE PROTECTION.

Forças aerodinâmicas agindo na palheta transdutora mudam quando um stall é iminente movendo a palheta. Quando a palheta se move, o switch transistor é atuado para fechar o circuito para a buzina de alarme e a luz de aviso de stall; a buzina toca e a luz então ilumina.

ATENÇÃO O elemento aquecedor protege a palheta transdutora da formação de gelo, entretanto, um aumento do acúmulo de gelo na asa pode descolar o fluxo de ar evitando que o sistema tenha uma indicação adequada de um stall incipiente.


SISTEMA DE PROTEÇÃO DE GELO Anti-gelo do Pára-Brisa Um material transparente (geralmente óxido estânico) , que possui alta resistência ao calor é incorporado às laminas de cada pára-brisa do comandante e co-piloto. Cada pára-brisa é equipado com conexões elétricas para o material resistente e para os elementos sensores de temperatura. O material resistente é disposto para providenciar superfícies primárias aquecidas (266 polegadas quadradas/1766 centímetros quadrados, em cada pára-brisa) e superfícies secundárias aquecidas (95 polegadas quadradas adicionais/613 centímetros quadrados, em cada pára-brisa para um total de superfície aquecida de 361 polegadas quadradas/2379 centímetros quadrados para cada pára-brisa). Switches no grupo de ICE PROTECTION no sub-painel do lado direito do comandante, chamados WSHLD ANTI-ICE-NORMAL-OFF-HI-PILOT-COPILOT, são usados para controlar o aquecimento do pára-brisa.

Quando os switches estão na posição NORMAL, as áreas secundárias dos pára-brisas são aquecidas. Quando os switches estão em HI (para baixo), as áreas primárias são aquecidas. As áreas primárias são áreas menores, e são aquecidas com temperaturas maiores. Cada switch deve ser movido acima de um batente para ser movido para a posição HI. Este dispositivo previne o acionamento acidental na posição HI quando movendo os switches da posição NORMAL para OFF. A temperatura do pára-brisa é controlada automaticamente pelo uso de um elemento sensor embutido em cada pára-brisa e um controlador de temperatura em cada circuito do pára-brisa. O controlador de temperatura trabalha entre 90°F e 110°F (32°C e 43°C) para manter a temperatura média desejada das superfícies aquecedoras do pára-brisa. O circuito elétrico de cada sistema é protegido por um limitador de corrente de 50 ampéres no painel de distribuição de energia. Os circuitos de controle de aquecimento de pára-brisa são protegidos por CB’s de 5 ampéres localizados em um painel montado na parede de pressão dianteira (à frente do sub-painel esquerdo do lado do comandante).


NOTA Indicações erradas de bússola podem ocorrer enquanto o aquecimento do pára-brisa estiver sendo usado.

SISTEMA DE DEGELO DAS HÉLICES O sistema de degelo elétrico das hélices inclui: botas eletricamente aquecidas de degelo, dispositivos slip ring e brush block, timer automático, amperímetro, e um switch-CB localizado no sub-painel direito do lado do comandante. Quando ativado pelo switch no grupo ICE PROTECTION no sub-painel direito do lado do comandante, chamado PROP – OFF, o timer automático direciona corrente para as botas de elemento único das hélices em cada pá, na seqüência que segue: 90 segundos para todas as botas em uma hélice, então 90 segundos para todas as pás da outra hélice. O timer completa um ciclo em aproximadamente 3 minutos. A perda do circuito de um elemento aquecedor em um lado não requer que todo o sistema seja desligado.

Durante operações normais, o amperímetro da hélice, localizado no overhead, irá indicar uma faixa de 18 a 24 ampéres.


SISTEMA DE DEGELO DE SUPERFÍCIE

ATENÇÃO OPERAÇÃO DO SISTEMA DE DEGELO DE SUPERFÍCIE EM TEMPERATURAS AMBIENTE ABAIXO DE -40°F (-40°C) PODE CAUSAR DANOS PERMANENTES ÀS BOTAS DE DEGELO. O sistema de degelo de superfície remove o acúmulo de gelo dos bordos de ataque das asas e estabilizadores verticais e horizontal. A remoção de gelo é feita através de botas infláveis de degelo. Pressão regulada de ar sangrado dos motores fornece pressão para inflar as botas. Um ejetor do tipo venturi produz uma pressão de ar menor que a pressão do ar atmosférico para manter as botas não infladas quando o sistema não estiver em uso. Para garantir a operação adequada do sistema no caso de pane em um dos motores, uma válvula de sentido único é incorporada ao sistema, na linha de sangria de ar de cada motor, para evitar a perda de pressão através do compressor do motor inoperante. A inflação e a deflação das botas são comandadas por uma válvula distribuidora.


Um switch de 3 posições no grupo de ICE PROTECTION chamado SURFACE DEICE – SINGLE – OFF – MANUAL, controla a operação do sistema. O switch volta automático para a posição OFF quando solto das posições SINGLE ou MANUAL.

Selecionando o switch em SINGLE, a válvula de distribuição abre para inflar as botas dos bordos de ataque das asas. Após um período de inflação de aproximadamente 6 segundos, o timer eletrônico modula o distribuidor para defletir as botas das asas, e uma inflação de 4 segundos começa nas botas dos estabilizadores. Quando estas botas são infladas e defletidas, o ciclo está completo. Quando o switch é mantido na posição MANUAL, todas as botas irão inflar simultaneamente e permanecerão infladas até que o switch seja solto. Após o ciclo, as botas permaneceram defletidas até que o switch seja novamente acionado. Para uma operação mais efetiva de degelo, permita ao menos 1/2 a 1 polegada de gelo (1,3 a 2,5 cm) acumular antes de tentar sua remoção. Camadas muito finas de gelo podem quebrar e fixar às botas ao invés de se soltarem. O aumento subseqüente de gelo tornará então os esforços de remoção cada vez menos efetivos depois que tal situação tenha ocorrido. AQUECIMENTO DO TUBO DO PITOT Elementos aquecedores são instalados nos tubos de pitot localizados no nariz do avião. Cada elemento aquecedor é controlado por um switch-CB individual no grupo de ICE PROTECTION chamado PITOT – LEFT – RIGHT – OFF.

Não é recomendado operar o sistema de aquecimento dos pitot no solo, exceto para fins de teste, ou por curtos períodos de tempo para remover gelo ou neve dos tubos.


ANTI-GELO DO SISTEMA DE AVISO DE STALL O transdutor do sistema de aviso de stall é equipado com sistema anti-gelo. O aquecimento é controlado por um switch localizado no grupo de ICE PROTECTION chamado STALL WARNOFF. O nível de calor é mínimo para operações no solo, mas é automaticamente aumentado para operações de vôo através do switch de segurança localizado no trem de pouso esquerdo. ATENÇÃO Os elementos de aquecimento protegem a palheta de aviso de stall da formação de gelo. Entretanto, um acréscimo no acúmulo de gelo na asa pode descolar o fluxo de ar e evitar que o sistema indique corretamente um stall iminente. Lembre-se que a velocidade de stall aumenta toda vez que há acumulo de gelo no avião.

AQUECIMENTO DE COMBUSTÍVEL Um trocador de calor óleo-combustível, localizado na caixa de acessórios do motor, opera continuamente para aquecer o combustível suficientemente a fim de evitar congelamento de água contida no combustível. Cada linha pneumática da unidade de controle de combustível é protegida contra gelo por aquecedores elétricos. A energia é fornecida para os aquecedores das linhas pneumáticas por dois switches , atuados toda vez que as condition levers forem movidas fora da posição de corte de combustível. O aquecimento do controle de combustível é automaticamente ligado para todas operações de vôo.




EQUIPAMENTOS DE CONFORTO Um toalete opcional pode ser instalado no lado esquerdo do bagageiro traseiro voltado para a frente da aeronave. O toalete pode ser usado como um assento normal da aeronave. Quando usado como toalete pode ser isolado da cabine através de uma cortina. Para ter acesso ao toalete, a parte almofadada superior usada como assento de passageiro deve ser levantada. A descarga do toalete irá continuar enquanto o switch da descarga for mantido pressionado. A unidade do toalete requer uma fonte de 28 vdc da aeronave a fim de energizar o motor-bomba usado para descarga e circulação de água. Um mecanismo de rápida conexão e desconexão é disponibilizado para remover a unidade para fins de limpeza. A porta de acesso à unidade se encontra na parte frontal inferior do assento. TUBOS DE ALÍVIO Um tubo de alívio opcional pode ser instalado na lateral da cabine de passageiros à frente do toalete. Em outra configuração o tubo de alívio também pode ser instalado na cabine dos pilotos, e acondicionado abaixo das poltronas do comandante ou do co-piloto. O comprimento do tubo é suficiente para que seja usado tanto pelo comandante quanto pelo co-piloto. Uma válvula tipo gatilho localizada no tubo é usada para abrir o mesmo para a atmosfera. Esta válvula deve ser aberta toda vez que o tubo estiver sendo usado e deve ser mantida pressionada por alguns segundos após o uso do mesmo, a fim de garantir que nenhum líquido remanesça no interior do tubo. Líquido remanescente pode congelar e bloquear o tubo, deixando-o inutilizável para uso posterior no vôo. NOTA Os tubos de alívio devem ser usados somente em vôo.

EXTINTOR DE FOGO Um extintor de fogo portátil está localizado no assoalho do avião, no lado direito, ao lado da porta de acesso ao avião. Extintores opcionais podem ser instalados nos assentos dos pilotos. Quando usado totalmente ou parcialmente, deve ser substituído.


JANELAS DE MAU TEMPO Há duas janelas de mau tempo localizadas no cockpit, uma para o piloto e outra para o co-piloto. Elas abrem para dentro e são mantidas fechadas por uma alavanca. Estas janelas devem ser mantidas fechadas para todas operações de vôo. LIMPADORES DE PÁRA-BRISA A instalação dos dois limpadores de pára-brisa consiste de um motor elétrico, braços dos limpadores e acessórios, acessórios flexíveis e conversores, todos localizados à frente do painel de instrumentos. O sistema também inclui um switch de controle, localizado no overhead e um CB, localizado no painel de CB’s do lado direito do cockpit. O switch de controle se chama WINDSHIELD WIPERS – PARK – OFF – SLOW – FAST, e um aviso de, DO NOT OPERATE ON DRY GLASS (não opere com o pára-brisa seco) localiza-se acima do mesmo.

Após o controle ter sido colocado em PARK, para trazer os braços dos limpadores para sua posição central, o switch volta automaticamente para a posição de OFF. Os limpadores podem ser usados tanto para operações no solo quanto em vôo.


AVIONICOS ELT (EMERGENCY LOCATOR TRANSMITTER) O transmissor localizador de emergência ARTEX 110-4-002 foi projetado para cumprir os requisitos da TSO C91a. Este sistema consiste do transmissor do ELT, localizado na área traseira da fuselagem, uma antena, montada na fuselagem traseira, e um switch remoto com uma luz transmissora amarela, localizado no cockpit, na parede lateral esquerda, próximo ao instrumento de OAT.

O switch possui as posições ARM e ON. Nem este switch nem o switch localizado no transmissor do ELT podem ser posicionados de modo a evitar o acionamento automático do transmissor do ELT. O sistema é independente de outros sistemas da aeronave exceto para a luz de transmissão, que é conectada diretamente à bateria da aeronave. O ELT irá ativar automaticamente em caso de queda, e transmitir um sinal em 121.5 e 243.0 Mhz. Esta ativação é independente da posição do switch remoto e disponibilidade de energia do avião. O switch remoto é instalado para as seguintes funções:     

Testar o ELT Desativar o ELT caso ele tenha sido acionado indevidamente pelo “G” switch Desativar o ELT caso ele tenha sido acionado indevidamente Ativar o ELT em uma emergência em vôo caso um pouso fora de algum aeródromo seja previsto Ativar o ELT após ter efetuado um pouso fora de aeródromo caso ele não tenha sido ativado automaticamente


O ELT deve ser testado a cada 3 meses. O teste consiste em ligar a unidade e após resetá-la usando os seguintes procedimentos:     

O teste deve ser realizado nos horários previstos pela legislação aeronáutica local até 5 minutos após as mesmas. Notificar qualquer torre de controle próxima Setar 121.5 Mhz no rádio de outra aeronave Colocar o switch remoto do ELT em ON. Esperar ao menos três toques auditivos no rádio da aeronave mantendo a escuta, o que durará aproximadamente 1 segundo, e então retornar o switch para ARM O teste terá sido satisfatório se o tom auditivo foi ouvido e a luz de transmissão próxima ao switch tiver se iluminado imediatamente. Caso tenha havido um atraso na iluminação da luz, o sistema não está funcionando adequadamente

Caso o ELT tenha sido ativado inadvertidamente pelo “G” switch, a luz de transmissão irá piscar. O ELT pode ser desativado momentaneamente colocando o switch em ON e após em ARM.

GROUND COMMUNICATIONS A barra de ground communications fornece energia elétrica diretamente da bateria (bateria auxiliar, se instalada) quando selecionada pelo piloto. O controle do sistema consiste de um switch de ativação, do tipo push on/push off localizado no painel de instrumentos.

A proteção do circuito é feita através do CB GND COM. O áudio fica disponível aos headphones, com áudio dos speakers disponível se selecionado. A ativação subseqüente do switch da bateria (ou gerador com os motores acionados) resultará na desconexão automática da barra de ground communications do sistema; entretanto, o método normal desativação do sistema é realizado através do switch de GND COM PWR.


GRAVADOR DE VOZ DO COCKPIT (CVR) Aeronaves equipadas com um gravador de voz Communications Fairchild Model FA2100 possuem uma capacidade de gravação de 30 minutos (modelo 2100-1010) ou 2 horas (modelo 2100-1020). O sistema de CVR consiste de um gravador de voz do cockpit, uma unidade de controle, um microfone de área e um switch de impacto. A energia elétrica para o gravador é fornecida através da triple fed bus. O gravador e o switch de impacto estão localizados no compartimento traseiro de aviônicos, atrás da parede de pressão. A unidade de controle que possui o microfone de área, está localizada no sub-painel, acima do pedestal de manetes.

Dados para o CVR provém de 4 fontes:    

Cabin Pager (o que comandante e co-piloto transmitem pelo Cabin Pager) Áudio do co-piloto (o que o co-piloto ouve e transmite pelo labifone, microfone de mão, ou microfone da máscara de oxigênio) Áudio do Comandante (o que o comandante ouve e transmite pelo labifone, microfone de mão, ou microfone da máscara de oxigênio) Microfone de Área

O CVR é capaz de reproduzir os dados de áudio em um dos seguintes formatos: Ambos CVR’s irão reproduzir os últimos 30 minutos de áudio gravados pelos canais acima em formato de alta qualidade em 4 canais separados. Adicionalmente quando o modelo 2100-1020 estiver instalado, as últimas duas horas de áudio serão gravadas pelos canais acima, e serão reproduzidas em formato padrão de qualidade em dois canais que conterão os seguintes materiais:  

Uma combinação de áudio do comandante, co-piloto e Pager da cabine Microfone de área

A unidade de controle contém o switch de teste, switch de apagar, indicador de medição, conector de fone de ouvido e microfone de área. Os switches de teste e medidor de indicação fornecem o


teste do sistema. O conector de fone de ouvido fornece um meio de monitorar todos os dados de áudio que estão sendo transmitidos para o CVR a fim de garantir que o gravador está recebendo os sinais de áudio adequadamente. Pressionando o switch de teste resultará nas seguintes indicações caso o gravador esteja funcionando corretamente: Um tom de um a dois segundos de duração será ouvido no fone de ouvido ( se plugado na unidade de controle) quando o switch de teste for pressionado e mantido. O tom irá então terminar e a agulha do medidor irá se mover para o arco verde e ficar nesta posição enquanto o switch for mantido pressionado. O switch para apagar pode ser usado para apagar a gravação total após um vôo de rotina, e apenas funcionará quando o trem de pouso estiver baixado, com o peso da aeronave sobre o mesmo. A fim de prevenir apagamentos acidentais, um circuito de retardo de tempo faz necessário que o switch seja mantido pressionado por dois segundos para iniciar o apagamento. Caso um fone de ouvido seja plugado na unidade de controle, o apagamento será indicado por um tom no fone de ouvido que tocará quando o switch de apagar for solto. O tom durará por aproximadamente 5 segundos.


PILOTO AUTOMÁTICO & EFIS


AVIÔNICOS FLIGHT DIRECTOR & PILOTO AUTOMÁTICO A intenção deste capítulo é fornecer ao piloto as informações básicas necessárias para operar os equipamentos de aviônicos. COLLINS APS-65H FLIGHT DIRECTOR E PILOTO AUTOMÁTICO O sistema Collins APS-65H é constituído de dois elementos distintos: o Flight Director (FD) e o Piloto Automático. O Flight Director pode ser operado com ou sem o piloto automático acoplado. O Piloto automático, entretanto, necessita do Flight Director a fim de operar em um modo de mais de duas dimensões (Attitude Hold Mode). Há dois tipos de modos para o FD : lateral e vertical. Num modo geral, os modos laterais estão localizados nos botões da parte superior do Painel de Controle de Vôo (FCP –Flight Control Panel) com a exceção do último botão, estando os modos verticais na parte inferior do FCP. Todos os modos do FD, exceto o de Go-Around (arremetida), são selecionados no FCP (veja figura 1). Os modos do FD são anunciados no FCP e no EADI (Electronic Attitude Director Indicator) .

Pressionando um botão de modo, após ele ter sido selecionado irá cancelar tal modo. Realizando tal ação fará com que o FD reverta para um modo normal de Pitch Hold para os modos verticais e para o modo Heading para os modos laterais, exceto pressionando o botão de Heading que fará com que o FD reverta para o modo de Roll Hold. O objetivo de voar com o FD sem o piloto


automático acoplado é de comandar a aeronave de modo que o símbolo do avião no EADI seja “casado” com as barras de comando do FD (veja figura 2). Quando o piloto automático está acoplado, os servos do mesmo atuam os comandos de vôo para manobrar o avião como comandando pelo FD.

MODOS DE OPERAÇÃO FLIGHT DIRECTOR HDG (HEADING – PROA) O modo de HDG de operação ira instruir a barra de comandos a manter a proa selecionada, a partir do heading bug (seletor de proa) no EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator). NAV (NAVIGATION – NAVEGAÇÃO) O modo NAV irá capturar e então seguir o curso selecionado no EHSI (VOR, LOC, GPS). O modo será armado (ARM) quando o botão for pressionado e irá então capturar o curso sendo o avião manobrado dentro de uma razão de curva padrão para a captura. APR (APPROACH – APROXIMAÇÃO) O modo APR irá capturar um curso da mesma forma que o modo NAV, e em adição, capturar o perfil vertical, por exemplo, o glide slope de um procedimento ILS. O modo APR é mais sensível, a fim de evitar variações de curso durante uma aproximação.


BC (BACK COURSE – CURSO REVERSO) O modo BC deve ser usado para aproximações com localizador em curso reverso. Pressionando o botão BC comandará a barra do FD para voar a parte de curso reverso do localizador. Pressionando o botão BC irá automaticamente armar o modo de aproximação, porém, o receptor de glide slope será desativado. CLIMB O modo CLIMB fará com que a aeronave suba com uma velocidade de 150 KIAS até 10 000 pés, e então decresça na razão de 2 KIAS a cada 1000 pés. Se a aeronave estiver abaixo da velocidade apropriada, a aeronave irá manter a atitude até que tal velocidade seja alcançada. Se o modo for selecionado acima de 10 000 pés, o FD irá comandar uma subida na velocidade apropriada segundo o regime de subida em cruzeiro do Manual Operacional. ATENÇÃO: Operação do modo CLIMB acima de 10 000 pés em condições de gelo pode resultar em velocidades inferiores à velocidade mínima em condições de gelo de 140 KIAS. ALT (ALTITUDE) O modo ALT irá manter a altitude na qual a aeronave se encontra no momento em que o modo for selecionado. Caso seja setado um novo ajuste barométrico, o FD irá automaticamente se ajustar para alcançar a altitude desejada. ATENÇÃO: o FD não irá fazer referência à velocidade possivelmente resultando em um stall ou overspeed. ALT SEL (ALTITUDE SELECT) O modo ALT SEL irá armar ou desarmar a altitude pré-selecionada no seletor de altitude. O piloto automático irá capturar e manter a altitude com o modo ALT. IAS (INDICATED AIRSPEED – VELOCIDADE INDICADA) O modo IAS irá manter a velocidade indicada do momento da seleção do modo. VS (VERTICAL SPEED – VEOCIDADE VERTICAL) O modo VS irá manter a velocidade vertical mostrada no VSI no momento da seleção do modo. ATENÇÃO: o FD não irá fazer referência à velocidade , possivelmente resultando em um stall ou overspeed. DSC (DESCEND – DESCIDA) O modo DSC irá iniciar e manter uma descida na razão de 1500 pés por minutos. ATENÇÃO: o FD não irá fazer referência à velocidade, possivelmente resultando em um stall ou overspeed. PITCH SYNC/CWS


O botão de PITCH SYNCHRONIZATION/CONTROL Wheel STEERING, localizado nos manches do comandante e do co-piloto, irá sincronizar as barras de comando do FD para o pitch atual, altitude, inclinação, velocidade vertical ou IAS, dependendo de qual modo tenha sido selecionado. O Pitch Sync é operacional com ou sem o piloto automático estar acoplado. A função de Control Wheel Steering – CWS – serve para uma interrupção momentânea do piloto automático. Pressionando o botão fará com que o piloto automático seja sobrepujado, permitindo ao piloto realizar a manobra desejada. Após liberado o botão, o piloto automático irá manter a atual atitude dependendo de quais modos tiverem sido selecionados no FD. G/A (GO-AROUND – ARREMETIDA) O modo G/A é usado para transicionar a aeronave da aproximação para a aproximação perdida. O botão de G/A localizado na manete de potência esquerda, ativa o modo. O modo irá setar um pitch positivo de 7 graus e asas niveladas, desacoplando qualquer modo ativo do FD. O piloto automático, mas não o yaw damper, será desacoplado quando o modo G/A for selecionado. O modo G/A é por sua vez desacoplado quando o piloto automático for acoplado, o botão de Pitch SYNC/CWS for pressionado, ou pela seleção de qualquer outro modo. Acoplando o piloto automático fará com que o FD reverta par o modo de Attitude Hold. PILOTO AUTOMÁTICO YD (YAW DAMPER) O yaw damper é uma informação elétrica para os atuadores mecânicos dos cabos do leme direcional com o fim de amortecer qualquer oscilação em torno do eixo vertical da aeronave. o yaw dumper poderá ser usado independentemente do piloto automático porém deve estar operacional para o funcionamento do piloto automático. O yaw dumper irá armar automaticamente com o acoplamento do piloto automático. ATENÇÃO: o yaw damper deve estar desarmado para decolagens e pousos pois pode interferir no controle direcional da aeronave, especialmente em situações de vento de través. AP (AUTOPILOT – PILOTO AUTOMÁTICO) O botão do piloto automático irá acoplar o AP e o yaw damper. O AP, quando acoplado, irá seguir os comandos do FD. Acoplando o piloto automático sem algum modo de FD selecionado resultará no modo de Attitude Hold. SR (SOFT RIDE) O modo SR irá amortecer as correções do piloto automático, em condições de turbulência, para manter os modos selecionados. O modo de SR é desacoplado pelo modo APR. 1/2 Ø (Half Bank – Metade da inclinação) O modo de Half Bank irá limitar o FD para metade do ângulo de inclinação. Este modo proporciona um maior conforto aos passageiros, uma vez que as curvas são menos acentuadas. A captura dos modos NAV ou APR irá cancelar este modo, o mesmo podendo ser selecionado novamente se desejado.


CONTROLE DE CURVA O botão de controle de curva permite ao piloto realizar curvas sem o uso do modo HDG. O botão é girado para a esquerda ou para a direita para iniciar uma curva a esquerda ou para a direita. O ângulo de inclinação é proporcional à quantidade de deflexão do botão, limitado a inclinações de 30 graus. O uso do controle de curva irá cancelar qualquer modo lateral selecionado, exceto o modo APR. O piloto automático pode ser acoplado com o controle de curva fora do batente de detenção central, porém o controle deve ser retornado para o centro antes de ser ativado novamente. SWITCH DE CONTROLE VERTICAL O switch de controle vertical é usado para ajustar os modos verticais do FD. O switch pode ajustar de forma contínua o pitch de referência enquanto no modo Pitch Hold. Pressionando e mantendo pressionado o switch de controle vertical, desacoplará o modo vertical em uso, o FD irá reverter para o modo de Pitch Hold e o pitch de referência irá mudar a uma razão de 1 grau por segundo. Qualquer atuação momentânea (up ou down) irá resultar nos seguintes ajustes: Pitch Hold: +/- ½ grau ALT: +/- 25 pés IAS: +/- 1 KIAS VS: +/- 200 pés por minuto DSC: +/- 200 pés por minuto CLIMB: +/- 1 KIAS ATTITUDE HOLD, ROLL HOLD, PITCH HOLD O modo de Attitude Hold é selecionado quando o piloto automático é acoplado sem nenhum modo de FD armado. Se um modo vertical for selecionado sem nenhum modo lateral o Roll Hold será ativado. Se um modo lateral for selecionado sem nenhum modo vertical, o Pitch Hold será ativado. Se o piloto automático for acoplado sem a seleção de qualquer modo de FD o modo de Attitude Hold será ativado. LIMITAÇÕES 1. 2. a) b) c) 3. 4.

Limite de Velocidade Máxima para a operação do piloto automático é a VMO/MMO Não usar o piloto automático abaixo das seguintes altitudes: Approach – 200 pés acima do solo Climb – 500 pés acima do solo Todas outras operações: 1000 pés acima do solo Não usar o piloto automático ou o yaw damper durante pousos e decolagens O piloto deve estar sentado com o sinto de segurança ajustado durante operações do piloto automático


5. O cheque do piloto automático deve ser executado antes de cada vôo em que o piloto automático for requerido 6. O uso do modo VOR Approach é limitado em uma área de 10 milhas náuticas ao redor da estação de VOR

OPERAÇÃO DO FD MODO HDG 1. Ajuste o botão de HDG para a proa desejada no EHSI. Pressione o botão de HDG 2. As barras de comando do FD irão comandar uma curva para interceptar e manter a proa selecionada. A inclinação de curva neste modo é limitada em 25 graus.

MODO ALT Para manter uma altitude: 1. Comande a aeronave para a altitude desejada 2. Pressione o botão ALT. As barras de comando do FD irão comandar as mudanças de atitude para manter a nova altitude. 3. Se um novo ajuste barométrico for inserido, o FD irá automaticamente ajustar-se para manter a altitude desejada. Para mudar de Altitude: 1. 2. 3. 4. 5.

Pressione e mantenha o botão de CWS/Pitch SYNC pressionado Comande a aeronave para a altitude desejada Solte o botão de CWS O FD irá manter a nova altitude Mudanças de +/- 25 pés são obtidas momentaneamente pressionando o botão de controle vertical NOTA

Um modo alternativo de realizar tais ajustes é usar o método descrito em ALT SEL a seguir.




ALTITUDE SELECT (ALT SEL) O modo de ALT SEL pode ser armado pressionando o botão de ALT SEL ou setando uma nova altitude no seletor de altitudes. Para Capturar uma Altitude: 1. Sete a nova altitude no seletor de altitudes. O anunciador de ALT ARM iluminará, indicando que a altitude selecionada foi armada. 2. Selecione um modo vertical para interceptar a altitude selecionada. 3. A 1000 pés antes da altitude selecionada, os anunciadores de ALT ALERT no seletor de altitudes, no altímetro do comandante, e no painel do co-piloto iluminam e um aviso sonoro toca. A 200 pés antes de atingir a altitude selecionada os anunciadores apagam. 4. Ao alcançar a altitude selecionada o anunciador de ALT ARM se apagará e o anunciador de ALT começará a piscar enquanto a altitude está sendo capturada. Após a captura definitiva da altitude, o anunciador de ALT ficará iluminado constantemente.

NOTA Pressionando o botão de Pitch SYNC/CWS ou mudando a altitude selecionada enquanto o anunciador de ALT estiver piscando irá cancelar o modo fazendo com que o FD reverta para o modo de PITCH HOLD.

MODO CLIMB (CLM) Para selecionar o Modo Climb


1. Pressione o botão CLM 2. A aeronave começará a subir com 150 KIAS até 10 000 pés e após a velocidade irá decrescer a uma razão de 2 KIAS a cada 1000 pés 3. Mudanças de +/- 1 KIAS são obtidas momentaneamente pressionando o botão de controle vertical. NOTA O PITCH SYNC não estará operacional no Modo CLM. A razão de subida depende da sobra de potência. Algumas condições irão resultar em nenhuma razão de subida.

MODO DE DESCIDA (DSC) Para selecionar o Modo de Descida: 1. Pressione o botão DSC 2. O FD irá comandar suavemente a aeronave em uma atitude de descida com uma razão de 1500 pés por minuto 3. Ajustes de +/- 200 pés por minuto poderão ser efetuados pressionando momentaneamente o botão de controle vertical NOTA Um outro método para se ajustar a velocidade vertical é pressionar e manter pressionado o botão de Pitch SYNC/CWS e manobrar a aeronave para a velocidade vertical desejada, soltando o botão quando a mesma for atingida. O FD irá então manter a nova velocidade vertical. VERTICAL SPEED HOLD (VS) Para manter uma velocidade vertical: 1. Manobre para a velocidade vertical desejada 2. Pressione o botão VS. O FD irá realizar mudanças de atitude a fim de manter a velocidade vertical desejada 3. Ajustes de +/- 200 pés por minuto poderão ser efetuados pressionando momentaneamente o botão de controle vertical

NOTA Um outro método para se ajustar a velocidade vertical é pressionar e manter pressionado o botão de Pitch SYNC/CWS e manobrar a aeronave para a velocidade vertical desejada, soltando o botão quando a mesma for atingida. O FD irá então manter a nova velocidade vertical. INDICATED AIRSPEED HOLD (IAS)


Para manter uma velocidade: 1. Manobre a aeronave para a velocidade desejada 2. Pressione o botão de IAS. O FD irá comandar mudanças de atitude a fim de manter a velocidade desejada 3. Ajustes de +/- 1 KIAS poderão ser efetuados momentaneamente pressionando o botão de controle vertical NOTA Um outro método de efetuar ajustes na velocidade indicada é pressionando e manter pressionado o botão de Pitch SYNC/CWS e manobrar a aeronave para a velocidade indicada desejada. Quando esta velocidade for alcançada, solte o botão de CWS e o FD irá então manter a nova IAS desejada.



MODO DE NAVEGAÇÃO (NAV) 1. Selecione a freqüência desejada no NAV 1 ou selecione o waypoint desejado no GPS 2. Sete o curso desejado no EHSI 3. Sete o Heading Bug para uma proa que dará o ângulo desejado de interceptação 4. Pressione o botão NAV. O anunciador NAV ARM no FCP irá iluminar indicando que o modo NAV está armado. Se HDG não tiver sido anteriormente selecionado, selecionando o modo NAV irá automaticamente ativar o HDG se a aeronave estiver fora do ponto de captura computado. 5. No ponto de captura computado: HDG cancela, NAV ARM muda para NAV, e o FD comando uma curva para interceptar e seguir o curso selecionado. NOTA Para uma melhor operação, selecione um ângulo de interceptação que permita com que o sistema mantenha um vôo reto e horizontal no modo NAV ARM por um tempo mínimo de 30 segundos. O ângulo de captura máximo recomendado para o modo NAV é 90 graus. A medida que a aeronave se aproxima do VOR, o piloto automático irá passar para o modo Dead Reckoning (DR). Durante o modo DR, mudanças de 30 graus ou menos de curso poderão ser efetuadas pelo knob seletor de curso. Mudanças de curso de mais de 30 graus devem ser realizadas usando o modo HDG de modo a estabelecer uma nova captura de NAV. MODO APROXIMAÇÃO (APPR) Aproximações VOR 1. 2. 3. 4.

Selecione a freqüência desejada no NAV 1 Sete o curso desejado no EHSI Sete o heading bug para uma proa que dará o ângulo de interceptação desejado Pressione o botão APPR. O anunciador APPR ARM no FCP irá iluminar indicando que o modo APPR está armado. Se o modo HDG não tiver sido anteriormente armado selecionando o modo APPR automaticamente ativará o modo HDG se a aeronave estiver fora do ponto de captura computado. 5. No ponto de captura computado: HDG cancela, APPR ARM muda para APPR, e o FD comanda uma curva para interceptar e seguir o curso desejado. 6. Ao atingir o Fixo de Aproximação Final (FAF) selecione um modo vertical, como requerido, para iniciar a descida. NOTA O ângulo de captura máximo recomendado para o modo APPR é de 60 graus. Durante uma aproximação VOR, o piloto automático mudará para o modo DR automaticamente se uma estação de VOR for cruzada. Se a aproximação VOR cruza a estação do VOR, o modo HDG deve ser usado para a passagem pela estação e a recaptura do curso de afastamento.


O uso do modo de aproximação VOR é limitado dentro de 10 milhas náuticas da estação VOR.


APROXIMAÇÕES COM LOCALIZADOR 1. 2. 3. 4.

Selecione a freqüência desejada no NAV 1 Sete o curso frontal do localizador no EHSI Sete o heading bug para uma proa que dará o ângulo de interceptação desejado Pressione o botão APPR. O anunciador APPR ARM no FCP irá iluminar indicando que o modo APPR está armado. Se o modo HDG não tiver sido anteriormente armado selecionando o modo APPR automaticamente ativará o modo HDG se a aeronave estiver fora do ponto de captura computado. 5. No ponto de captura computado: HDG cancela, APPR ARM muda para APPR, e o FD comanda uma curva para interceptar e seguir o curso do localizador. 6. Ao atingir o Fixo de Aproximação Final (FAF) selecione um modo vertical, como requerido, para iniciar a descida. NOTA O ângulo de captura máximo recomendado para o modo APPR é de 60 graus. APROXIMAÇÃO EM BACK COURSE (BC) 1. 2. 3. 4.

Selecione a freqüência desejada no NAV 1 Sete o curso frontal do localizador no EHSI Sete o heading bug para uma proa que dará o ângulo de interceptação desejado Pressione o botão de B/C. Os anunciadores de APPR ARM e de B/C no FCP iluminam indicando que o modo B/C APPR está armado. Se o modo HDG não tiver sido anteriormente selecionado selecionando o modo B/C irá automaticamente ativar o HDG se a aeronave estiver fora do ponto de captura computado. O B/C irá comandar o FD para seguir o curso reverso ao invés do curso frontal. 5. No ponto de captura computado: HDG cancela, APPR ARM muda paras APPR B/C e o FD comanda uma curva para interceptar e seguir o curso reverso do localizador. 6. Ao atingir o Fixo de Aproximação Final (FAF) selecione um modo vertical, como requerido, para iniciar a descida.

NOTA O ângulo de captura máximo recomendado para o modo APPR é de 60 graus. APROXIMAÇÕES ILS (APPR) 1. 2. 3. 4.

Selecione a freqüência desejada no NAV 1 Sete o curso frontal do localizador no EHSI Sete o heading bug para uma proa que dará o ângulo de interceptação desejado Pressione o botão de APPR. Os anunciadores de APPR ARM e GS no FCP irão iluminar indicando que os modos APPR e GS estão armados. Se o modo HDG não foi anteriormente selecionado, selecionando o modo APPR irá automaticamente ativar o HDG se a aeronave estiver fora do ponto de captura computado. NOTA: o anunciador de


1. GS ARM irá iluminar uma vez que o localizador for capturado e o sinal de glide slope for recebido. 2. No ponto de captura computado: HDG cancela, APPR ARM muda para APPR, e o FD comanda uma curva para interceptar e seguir o curso do localizador. 3. No ponto computado de captura do glide slope, o modo vertical ativo é desarmado e o FD comanda uma mudança de atitude para capturar e seguir o glide slope. NOTA O ângulo de captura máximo recomendado para o modo APPR é de 60 graus.

A captura do glide slope não irá ocorrer se o localizador não tiver sido capturado e/ou a aeronave estiver acima do glide slope. MODO GO-AROUND (GA) 1. Pressione o botão de GA na manete de potência esquerda 2. O piloto automático desarma, o aviso sonoro de desconexão toca, e o FD comanda uma atitude de nariz para cima e asas niveladas de 7 graus 3. O modo G/A é desarmado acoplando o piloto automático, pelo botão de Pitch SYNC/CWS, ou outros modos de seleção



COLLINS EFIS-84 ELECTRONIC FLIGHT INSTRUMENT SYSTEM – EFIS O sistema Collins EFIS-84 é composto de 4 componentes: o EADI (ELECTRONIC ATTITUDE DIRECTION INDICATOR), EHSI (ELECTRONIC HORIZONTAL SITUATION INDICATOR), DPU (DISPLAY PROCESSOR UNIT) e o DSP (DISPLAY SELECT PANEL). O EADI e o EHSI são montados no painel, o DPU é de montagem remota e o DSP é montado no pedestal central. Outro componente do sistema é o radar meteorológico WXR-270. o radar fornece dados de entrada para permitir que o EHSI mostre os dados do radar meteorológico. O EADI e o EHSI são suscetíveis à impressão de dados na tela e devem ter seu brilho reduzido quando não estiverem em uso no solo e ter seu brilho ajustado o suficiente para que as informações possam ser claramente visualizadas em vôo.

COMPONENTES DPU O DPU processa todos os dados de entrada dos variados sistemas da aeronave e os transforma em sinal de vídeo para ser mostrado no respectivo display ( EADI ou EHSI). EADI Mostra a atitude da aeronave, comandos do FD e anunciadores, informações do CDI e glide slope, assim como outras informações. A informação é mostrada através do uso de um CRT multi-colorido.


EHSI Mostra as informações de navegação da aeronave em um dos cinco formatos através do uso de um CRT multi-colorido. Os 5 formatos de display são: HSI, ARC, MAP e ARC e MAP com informações de radar. DSP O DSP permite ao piloto selecionar o formato do display do EHSI, assim como, selecionar outras informações variadas a serem mostradas no EHSI e no EADI. O DSP também permite ao piloto selecionar a proa e o curso desejados.

DISPLAY DO EADI Display de Atitude Uma área azul representando o céu e uma área marrom representando a terra, fornecem as informações de atitude. Esta área contém a escala de pitch e o símbolo da aeronave. A escala de pitch é graduada em 5 graus até 15 graus. De 20 graus até 90 graus as marcações são mostradas de 10 em 10 graus.


O ângulo de inclinação lateral é mostrado por um triângulo que se move em uma escala na parte superior do EADI. As marcações são de 0°, 10°, 20°, 30°, 45° e 60°. DISPLAY DE ATITUDE EXCESSIVA Um display de atitude excessiva é mostrado quando a aeronave excede uma atitude cabrada de 30° ou picada de 20°, ou ainda quando o ângulo de inclinação lateral exceder 65°. Quando em atitudes excessivas, todas as informações, exceto o símbolo da aeronave e o display de atitude são removidos.

O display volta à disposição normal uma vez que a atitude retorne a um pitch com menos de 25° de atitude cabrada , 15 ° de atitude picada, ou ainda 60 ° de inclinação lateral. Durante o modo de atitude excessiva, barras vermelhas aparecerão indicando o pitch que a aeronave deverá atingir para retornar ao modo normal de operação.


ANUNCIADORES DO FD Os anunciadores do FD são mostrados na parte superior do display. Os anunciadores de modos laterais, piloto automático e yaw damper são mostrados na parte superior esquerda do display. Os modos verticais são mostrados na parte superior direita do display. Os modos ativos, na cor verde, são mostrados no centro do display. Os modos que estão armados, na cor branca, são mostrados ao longo das outras extremidades do display. Quando um novo modo ativo é selecionado ou automaticamente capturado, o anunciador irá piscar por 5 segundos.

ANUNCIADOR DE ALTURA DE DECISÃO (DH – DECISION HEIGHT) O anunciador de DH é mostrado na parte superior esquerda do EADI. Piscará por 5 segundos quando a altura de decisão for atingida. DISPLAYS DE RÁDIO ALTÍMETRO E ALTURA DE DECISÃO A rádio altitude e a altura de decisão são mostrados na parte inferior direita do EADI. DISPLAY DAS BARRAS DE COMANDO As barras de comando do FD na cor magenta, são mostradas na parte central do display quando o FD estiver sendo usado, e desaparecem quando o FD não estiver sendo usado ou o mostrador estiver no modo de atitude excessiva. SÍMBOLO DA AERONAVE O símbolo da aeronave permanece estático representando a posição da aeronave relativa às atitudes de pitch e inclinação lateral.


DISPLAY DE DESVIO VERTICAL Uma escala e um ponteiro estão localizados na parte esquerda do EADI. A escala consiste de dois dotes brancos acima e abaixo do índex central. O triângulo duplo se move para cima e para baixo na escala para indicar a posição da aeronave, relativa à uma rampa de um glide qualquer. Quando não for selecionada uma freqüência de ILS, a escala e o ponteiro serão removidos do EADI. DISPLAY DE DESVIO LATERAL Uma escala e um ponteiro são mostrados na parte inferior central do EADI. A escala consiste de dois diamantes brancos em cada lado do index central. O ponteiro se movimenta para os dois lados indicando a posição relativa da aeronave à um certo curso. O ponteiro é mostrado em 3 modos diferentes, dependendo da fonte de nav selecionada. O GPS irá mostrar um sinal de +, o VOR um círculo verde e o localizer irá mostrar um trapezóide verde, que se transforma em uma pista crescente. A 200 pés de rádio altitude o símbolo da pista irá crescer, de modo que a 0 pés de rádio altitude a parte superior do símbolo estará tocando a parte inferior do símbolo da aeronave. Se a altitude rádio estiver desligada ou inoperante, o símbolo da pista continuará mostrando desvios laterais, porém não irá expandir verticalmente. Durante uma aproximação GPS as letras APPR irão aparecer na parte esquerda da escala. A medida que a sensibilidade do CDI muda com a aproximação a palavra SCALING irá aparecer na porção direita da escala. INCLINÔMETRO O inclinômetro ou indicador de derrapagem é montado na parte inferior do EADI. BANDEIRAS DE ADVERTÊNCIA DO EADI As bandeiras de advertência irão aparecer quando as letras vermelhas apropriadas aparecerem circundadas por um retângulo vermelho. Isto não se aplica à bandeira de DPU FAIL. Esta bandeira irá aparecer apenas como letras vermelhas. Quando uma bandeira de ATT, RA, FD ou DSP aparecer, ela irá piscar por 10 segundos antes de permanecer iluminada fixamente.


Bandeira do DPU No caso de uma falha do DPU, um anunciador de DPU FAIL irá aparecer no centro do display. Se a bandeira permanecer a vista por mais de 5 segundos, o display inteiro irá desaparecer, exceto o anúncio de DPU FAIL. Bandeira do DSP Quando for detectada uma falha do Display Select Panel, a bandeira de DSP irá aparecer. A bandeira irá substituir a indicação de DH e os anunciadores de modo do Flight Director serão removidos de vista. Bandeira de Atitude (ATT) Se uma falha no sensor de atitude for detectada, as escalas de pitch e roll, indicador de roll, barras de comando e o display de pitch irão todos desaparecer e a bandeira de ATT irá aparecer sobre o símbolo da aeronave. Bandeira do Flight Director (FD) Quando o sistema de FD falhar a bandeira de FD irá aparecer abaixo e à esquerda do símbolo da aeronave. As barras de comando e os anunciadores do FD também serão removidos. Bandeira de Desvio Vertical (GS) Quando for detectada uma falha do sensor de glide slope a escala de desvio vertical e o ponteiro serão removidos de vista e substituídos pela bandeira de GS. Bandeiras de Desvio Lateral (LOC, VOR, GPS) Quando uma falha de sensor for detectada a escala e o ponteiro são removidos de vista e as letras apropriadas irão aparecer avisando ao piloto qual sensor falhou. Bandeira de Radio Altímetro (RA) Quando for detectada uma falha de rádio altímetro a bandeira de RA irá aparecer substituindo a indicação normal de RA. O display de DH e anunciador serão removidos de vista. OPERAÇÃO DO DISPLAY SELECT PANEL Switch de Formato do EHSI O switch seletor de formato do EHSI seleciona qual dos 3 modos disponíveis de formato será usado. HSI – o formato de HSI mostra um compasso inteiro similar a um HSI convencional.


ARC – o formato de ARC irá mostrar um compasso expandido no topo do display compreendendo os 60 graus superiores do compasso. Um cursor expandido também será mostrado. O símbolo da aeronave será mostrado na parte inferior central do display. MAP – o formato de MAP mostra um compasso expandido e um símbolo de aeronave, assim como no formato de ARC, porém sem o cursor expandido. O formato também mostra símbolos de VOR e/ou waypoints e linhas de curso na posição apropriada em relação ao símbolo da aeronave e range (alcance) selecionado. Seletor de Alcance (RNG) O botão seletor de alcance seleciona o alcance nos formatos de ARC e MAP no EHSI. Um arco é mostrado no centro do display representando metade da escala cheia de alcance selecionado. A distância da metade do range selecionado é mostrada no lado direito do arco. As escalas cheias de alcance disponível são 5, 10, 25, 50, 100, 200, 300 e 600 NM.


Seletor de NAV DATA O seletor de NAV DATA permite ao piloto selecionar se as informações mostradas no canto superior direito do EHSI serão de Ground Speed (GSP), Time to Go (TTG) ou Elapsed Timer (ET – tempo decorrido). GSP e TTG são funções derivadas da fonte ativa de NAV (GPS ou VOR). Se a informação for inválida, serão mostradas linhas tracejadas no lugar das informações que deveriam estar sendo apresentadas. A função de ET é controlada pelo botão TIMER SET, localizado logo acima e à direita do switch seletor de NAV DATA e pelo botão vermelho à esquerda do EHSI. Após iniciar o timer, GSP ou TTG poderão ser selecionados sem interferir no cronômetro. A faixa de informações de GSP vai de 0 a 3999 KT com resolução de 1 KT. A faixa de informações do TTG vai de 0 a 409 minutos com resolução de 1 minuto. Seletor de TIMER SET e S/S (Start/Stop/Reset) O botão e seletor de Timer Set são usados para controlar o tempo decorrido quando ele é selecionado com o switch de NAV DATA. Se o cronômetro estiver zerado, pressionando o botão de S/S irá iniciar a contagem de tempo do cronômetro. Pressionando o botão uma segunda vez irá parar a contagem de tempo, e pressionando-o uma terceira vez irá zerar o cronômetro. Girando o seletor permite ao piloto selecionar a função de contagem regressiva do tempo. Pressionando o botão de S/S irá iniciar a contagem regressiva. Ao zerar a contagem do tempo, os dígitos irão piscar por 5 segundos e então mudar para traços. Qualquer tempo entre 0 segundo a 9 horas 59 minutos e 59 segundos poderá ser selecionado. Selecionando um período de tempo maior que 59 minutos e 59 segundos irá mudar para o formato de horas e minutos. Seletor de DH (Altura de Decisão) O botão seletor de DH SET permite ao piloto setar uma altura de decisão para ser mostrada na parte inferior direita do EADI. Isto faz com que a altura de decisão seja setada no rádio altímetro (RA). Quando a RA atinge o valor selecionado + 50 pés, os dígitos irão piscar até que a DH seja atingida. Os dígitos permanecerão constantes até que a RA de DH +100 pés seja atingido. Os dígitos também irão parar de piscar e permanecer fixos uma vez que uma RA de menos de 6 pés for atingida. O anunciador de DH também é associado ao Radar Altímetro, localizado na porção central-esquerda do display. O anunciador irá piscar por 5 segundos quando a DH for atingida e então permanece fixo. O botão seletor de DH também possui a função de teste do RA. Para iniciar o autoteste do RA, deve-se pressionar o botão. Durante o autoteste, o display do RA irá contar até 50 pés e o anunciador de DH irá iluminar se a DH setada for maior que 50 pés. Seletores de Ponteiros do EHSI Permitem ao piloto selecionar tanto indicadores em forma de ponteiros simples ou duplos no EHSI representando um RMI. Cada ponteiro possui um indicador de fonte de nav próximo à extremidade da antena. As fontes de nav podem ser VOR=V, ADF=A e GPS=N. pressionando os seletores repetidamente irá alternar entre as fontes de nav disponíveis para serem mostradas pelo


ponteiro apropriado. Toda vez que o botão for pressionado e solto um anúncio da fonte de nav selecionada é mostrado na parte inferior esquerda do EHSI. O ponteiro pode ser removido de vista pressionando e segurando o botão seletor apropriado por aproximadamente ½ segundo. O ponteiro pode ser selecionado novamente, pressionando outra vez e mantendo pressionado por pelo menos ½ segundo o botão seletor.

As possíveis fontes de nav variam de acordo com cada instalação. As fontes padrão para o ponteiro simples (de cor azulada) são VOR, ADF e GPS. As fontes padrão para o ponteiro duplo (de cor roxa) são VOR ou GPS. Se a fonte de nav selecionada perder a recepção, o ponteiro e a indicação do mesmo se tornarão vermelhos.

Botão Seletor de Course (CRS SEL) O botão seletor de course permite ao piloto selecionar a fonte de navegação para o course ativo ou pré-selecionado. Pressionando o botão de CRS SEL repetidamente irá passar pelo menu de fontes de nav disponíveis. Uma vez que a fonte desejada de nav esteja sendo mostrada no display do menu, pressionando o botão por pelo menos ½ segundo irá ativar a fonte de nav selecionada. GPS é mostrado em cor branca e VOR e LOC em verde. O VOR e o LOC são dependentes da freqüência selecionada no NAV1. Se nenhuma fonte for selecionada dentro de 5 segundos depois da última vez que o botão seletor foi pressionado, enquanto o menu é acessado, irá automaticamente reverter o sistema para a última fonte ativa de navegação. Quando no modo de pré-seleção, não é necessário pressionar e segurar o botão por pelo menos ½ segundo para selecionar uma fonte de nav. Pressionando e segurando o botão de CRS SEL enquanto no modo ativo (ACT) sem ativar o menu de seleção de fontes irá reverter para o modo VOR/LOC. Os dados da fonte de navegação são armazenados se a energia for cortada ou o sistema desligado. Switch de COURSE A posição do switch de course determina se o ponteiro do course ativo (ACT) ou pré-selecionado (PRE) é controlada. O switch também possui a função de transferir (XFR) o curso préselecionado para o curso ativo. A posição ACT permite ao piloto controlar o ponteiro de course ativo (fonte de nav e course). Com o switch na posição ACT um pequeno círculo é mostrado ao lado do anunciador da fonte de nav no lado direito do EHSI. A posição PRE permite ao piloto pré-selecionar um course que será usado posteriormente. Com o switch na posição PRE, o pequeno círculo se move para logo abaixo da sua posição quando na posição ACT. Isso indica que a posição PRE está selecionada. A fonte de nav “menu” irá aparecer ao lado do círculo. Ao mesmo tempo, um cursor duplo de cor azulada e de linhas tracejadas irá aparecer no display do EHSI. A fonte de nav pode ser selecionada com o botão


CRS SEL e um curso através do botão de CRS. O ponteiro, mesmo pré-selecionado, irá atuar normalmente indicando desvios de curso e uma bandeira de TO/FROM. Entretanto, não deve ser usado para navegação. A posição de XFR, do tipo spring-loaded (que retorna para sua posição quando solto) permite ao piloto transferir o curso pré-selecionado na posição PRE para a posição ACT. O ponteiro da posição ACT irá então desaparecer e o ponteiro da posição PRE irá mudar para um ponteiro simples na cor apropriada. O ponteiro do ACT é armazenado como o novo curso PRE, entretanto, é removido de vista. Pode ser chamado de volta como curso pré-selecionado a qualquer tempo movendo o switch seletor de course para a posição PRE e pressionando e segurando o botão de CRS SEL .Se não for mantido pressionado pelo período mínimo, então cada vez que for pressionado irá navegar através das fontes de nav disponíveis no menu.

Botão Seletor de Proa (HDG) O botão de HDG controla a posição do heading bug no EHSI. Girando o botão irá mudar sua posição. O valor da proa será gravado em caso de perda de energia ou se o sistema for desligado.


Botão de Sincronização de Proa (PUSH HDG SYNC) Este botão , localizado na parte superior do botão seletor de proa, faz com que quando pressionado, o heading bug centralize na proa atual da aeronave.

Botão Seletor de Course (CRS) O botão seletor de course muda a posição do ponteiro do course no EHSI. Controla tanto o course ativo quanto o pré-selecionado, o que estiver selecionado pelo course switch. Dados do course são gravados em caso de perda de energia ou se o sistema for desligado. Botão de Direct-To do Course (PUSH CRS DIRECT) Faz com que o course se alinhe automaticamente com a estação VOR. Esta função só irá estar disponível se a fonte de nav selecionada for um VOR.

DISPLAY DE EHSI Display de Compasso Magnético e Sensor de Proa O display do compasso é um display típico de 360 graus, com letras nos pontos cardeais, números a cada 30 graus, e marcas de referências na escala externa a cada 45 graus. As marcas de KING AIR C-90GT Por Marcelo Trentini

referencia podem ser muito úteis em curvas do procedimento. A proa atual da aeronave é mostrada abaixo da lubber line. Durante operações normais, nenhum anúncio de fonte de heading aparece próximo à lubber line. Se o piloto selecionar o sistema do compasso no DG ou modo “free” o anúncio de DG será mostrado. Display de Proa Selecionada A proa selecionada é mostrada por dois retângulos roxos adjacentes (o heading bug) que é controlado pelo botão HDG no DSP.pressionando o botão de PUSH HDG SYNC fará com que o heading bug centralize na proa atual que a aeronave está mantendo. Mesmo nos modos ARC ou MAP, quando o heading bug for setado em uma proa que não apareça no segmento, uma leitura digital da proa irá aparecer acima do final do segmento apropriado. Caso a proa passe de 180 graus da proa atual, esta indicação mudará de lado do segmento e uma linha conecta o símbolo da aeronave ao bug. Esta linha irá aparecer de forma contínua se não houver course ativo selecionado enquanto nos modos ARC ou MAP.

Anúncio de LNAV Quando LNAV (GPS) é o curso ativo selecionado, anúncios de MSG, LIN e APPR podem aparecer se recebidos do GPS. LIN, de cor branca, aparece continuamente, à direita da lubber line indicando que o CDI está em desvio linear e não angular como quando em VOR. MSG, de cor amarela, aparece à esquerda da lubber line quando o GPS possui alguma mensagem. APPR, em cor branca, aparece na parte superior central do compasso magnético e na parte inferior central do EADI indicando que a aproximação GPS está ativa e está numa escala de +/- 0.3 nm. A mudança da escala também é indicada pelo anúncio de SCALING, na porção central-direita do EHSI e EADI. O anuncio de SCALING também irá aparecer quando o modo APPR arma e estiver em escala de +/- 1 nm. Course Ativo Selecionado Assim como um HSI convencional, a posição da aeronave relativa ao curso ativo selecionado é mostrada pela relação entre o símbolo da aeronave e o ponteiro do course. O course ativo selecionado é mostrado numericamente na parte inferior direita do EHSI com as letras CRS acima da indicação numérica. A fonte ativa de nav é mostrada na parte central direita do display. Uma linha desenhada entre os waypoints no formato de MAP indica o curso ativo selecionado. Se o waypoint de destino estiver fora da tela, uma linha de curso com uma flecha apontando na direção apropriada irá indicar onde o waypoint está localizado. O nome do waypoint também será mostrado próximo à linha de curso. Se o waypoint voltar para a tela ele irá piscar, alertando o piloto deste fato. O nome do waypoint irá piscar se ele ficar fora da tela novamente. A linha fica sólida quando em TO em relação ao waypoint e fica tracejada quando em FROM. Course Pré-Selecionado O course pré-selecionado é mostrado da mesma maneira que o course ativo exceto pelo fato de o ponteiro ser de linha dupla e tracejada de cor azulada. O ponteiro somente aparecerá quando um curso tiver sido pré-selecionado. O curso pré-selecionado é mostrado da mesma maneira que o


curso ativo exceto pelo fato de que as letras PRE são posicionadas no lugar das letras CRS. Uma linha de curso azulada desenhada através de um símbolo de waypoint indica o curso préselecionado enquanto no modo MAP. Se a fonte de nav pré-selecionada for um VOR, o símbolo será um octágono. GPS será um sinal de + e localizador não terá nenhum símbolo associado.

Bandeira de TO/FROM A bandeira de TO/FROM indica que o curso selecionado está TO ou FROM em relação ao auxílio à navegação selecionado. A bandeira sempre indicará TO quando estiver sendo usado o GPS, a menos que a opção AUTO tenha sido desarmada. A bandeira irá piscar quando o alerta de waypoint tiver sido ativado quando o GPS estiver em uso. A bandeira será removida de vista se um localizer tiver sido selecionado. As palavras TO ou FROM na parte inferior direita do display indicam to ou from quando no formato ARC. Uma seta apontando para a direção apropriada na linha do curso indica TO ou FROM quando no modo MAP. Identificador de Waypoint ou DME e Alerta de Waypoint

O identificador de VOR, LOC ou GPS é mostrado em letras brancas na parte superior esquerda do display. A bandeira de TO piscando significa um alerta de waypoint.


Distância A distância para o VOR, waypoint ou LOC/DME é mostrada numericamente logo abaixo do identificador do auxílio. A resolução é de 0.1nm abaixo de 100 nm e de 1nm acima de 100 nm. Se o DME associado foi colocado em espera, um H amarelo irá aparecer ao lado da indicação. Um D vermelho irá aparecer juntamente com traços substituindo a indicação se as informações de DME se tornarem inválidas. Barra de Desvio Lateral do Course Ativo (CDI) A parte central do ponteiro do course se move lateralmente a fim de indicar o desvio lateral do curso. Uma escala de desvio é indicada por dois dotes mostrados em cada lado do ponteiro do course. O CDI funciona do mesmo jeito que em um RMI convencional. Se uma freqüência de localizer estiver ativa LOC será selecionado como a fonte ativa de navegação e se a proa da aeronave for maior que 105 graus do curso selecionado, um anúncio de B/C irá aparecer à direita da lubber line. Isso indica que o desvio do course reverteu automaticamente para compensar os desvios laterais em B/C. O CDI pode estar total ou parcialmente fora de vista em alguns cursos selecionados quando no formato ARC. O modo MAP não mostra nenhum ponteiro de course. Entretanto o curso continuará podendo ser lido digitalmente na parte inferior direita do EHSI. Aproximações no modo MAP não são autorizadas. O desvio, em todos os modos, é mostrado na parte inferior do EADI. Desvio Vertical Uma escala e um ponteiro, localizados na parte esquerda do display, indicam o desvio da rampa do glideslope. A escala consiste de dois dotes brancos acima e abaixo do índex central. A escala funciona do mesmo modo que em um HSI convencional. Quando um B/C for detectado, a escala some do display.


BANDEIRAS DE ALERTA DO EHSI Quando uma bandeirola de HDG, DSP ou bearing pointer aparecer, irá piscar por 10 segundos antes de ficar fixa. As outras bandeirolas não irão piscar. Todas as bandeiras, exceto a de distância e de dados, são de cor vermelha.

Bandeira de Distância Se dados inválidos de distância forem recebidos, os dígitos da distância e o anunciador de NM serão substituídos por linhas tracejadas que serão da mesma cor que o curso ativo selecionado. As linhas tracejadas ou dígitos irão desaparecer se o DME estiver inoperante (sem DME VOR). Bandeiras de Dados Se o time-to-go ou a groundspeed estiverem inválidos, os dígitos serão substituídos por linhas tracejadas que serão da mesma cor que o curso ativo selecionado. Os dígitos ou linhas tracejadas serão removidos de vista se os dados estiverem inativos. Bandeira de Proa (HDG) Se uma falha ocorrer no sistema de proa, as letras HDG, circundadas por um box vermelho, irão aparecer à esquerda da lubber line.


Unidade Processadora do Display (DPU)

Em caso de uma pane de DPU um anunciador de DPU FAIL irá aparecer no centro do display. Se a bandeira permanecer a vista por mais de 5 segundos, o display inteiro irá desaparecer, exceto o anunciador de DPU FAIL.


Painel Seletor do Display (DSP) Em caso de pane do DSP uma bandeira de DSP irá aparecer na parte inferior direita do display, no lugar da indicação numérica do course. O EHSI continuará operando no último modo selecionado antes da pane. Bandeira de Desvio Vertical (GS) Quando for detectada uma falha de glide slope a bandeira de GS, circundada por um box vermelho, irá aparecer, no lugar da escala de desvio vertical. Bandeira de Curso Ativo Quando for detectada uma falha de sensor o anunciador de course ficará vermelho e circundado por um box também vermelho. Se um VOR estiver ativo, o CDI irá centrar, e o indicador de TO/FROM será removido do display. Nada mais será removido. Se a fonte de navegação selecionada for o GPS, o course ficará congelado e o indicador TO/FROM removido do display. Se waypoints estiverem sendo usados, os mesmos e as linhas de curso serão removidos de vista. Bandeira de Curso Pré-Selecionado (formato de HSI) Uma falha de fonte de nav, enquanto selecionada como curso pré-selecionado, é indicada pelo anunciador ficando vermelho e sendo circundado por um box vermelho, assim como o curso préselecionado sendo removido de vista. Bandeira de Curso Pré-Selecionado (formatos de ARC e MAP) Uma falha de fonte de nav, enquanto selecionada como curso pré-selecionado, é indicada pelo anunciador ficando vermelho e sendo circundado por um box vermelho, assim como o curso préselecionado sendo removido de vista (formato ARC). Os símbolos de waypoint nos formatos ARC e MAP também serão removidos do display. LIMITAÇÕES 1. O Manual Collins Pilot’s Guide para o EFIS-84 Electronic Flight Instrument System (2 Tube) deve ser imediatamente disponibilizado à tripulação. 2. Os instrumentos indicadores de atitude e de navegação do co-piloto devem estar operacionais para a decolagem. 3. O EADI e EHSI do comandante devem estar operacionais no modo NORMAL para a decolagem. 4. Aproximações por instrumentos no modo MAP não são autorizadas.


MANUTENÇÃO E MANUSEIO


MANUTENÇÃO E MANUSEIO Esta seção foi obtida do Manual de Operações da Aeronave King Air C90GT, sub-parte Handling, Service and Maintenance, de onde foram extraídos os principais assuntos OPERACIONAIS que devem ser de conhecimento do piloto. Assuntos mais aprofundados de manutenção não foram adicionados, uma vez que tais assuntos dizem respeito à mecânicos e demais profissionais habilitados à realizarem tais serviços. MANUSEIO REBOQUE A barra de reboque é conectada na parte superior da estrutura do trem do nariz. Há dois modos de movimentar o avião no solo. O mesmo pode ser realizado com a barra para movimentos manuais que se encontra no interior da aeronave ou ainda com uma barra apropriada para o reboque com tratores. Mesmo que o trator controle os movimentos da aeronave em solo, recomenda-se posicionar alguém no assento do piloto a fim de operar os freios como precaução. ATENÇÃO Certifique-se de que as travas dos comandos tenham sido removidas antes de rebocar a aeronave. Sérios danos poderão ser causados se a aeronave for rebocada com as travas instaladas. Além disso, não reboque a aeronave com algum amortecedor vazio. A estrutura do trem do nariz possui marcações indicando os limites de torção para indicar ao condutor do trator de reboque os limites estruturais de torção. Danos serão causados à estrutura do trem do nariz se estes limites forem excedidos. O ângulo máximo de torção do trem do nariz é de 48 graus para esquerda e para a direita; Quando estiver movimentando a aeronave no solo, não use as hélices ou superfícies de controle para apoiar as mãos para empurrar a aeronave. ATENÇÃO Não exerça força na hélice ou superfícies de controle. Não coloque peso nos estabilizadores horizontais a fim de levantar o nariz da aeronave. Quando rebocando, os limites de torção devem ser respeitados a fim de evitar danos. Não puxe a aeronave para trás usando o ponto de amarração da cauda como um local de amarra para reboque. ESTACIONAMENTO O controle do freio de estacionamento está localizado na parte inferior esquerda do painel. Para setar o freio de estacionamento, os pedais de freio devem ser pressionados até o fundo e então puxar para fora a alavanca do freio de estacionamento. O sistema de controle de freio de estacionamento fecha válvulas duplas na linha do freio que segura a pressão hidráulica aplicada aos freios, evitando a perda de pressão através dos cilindros mestres. Para soltar o freio de


estacionamento, pressione os pedais de freio para equalizar a pressão em ambos os lados das válvulas de freio de estacionamento e empurre a alavanca do freio de estacionamento totalmente para dentro. ATENÇÃO Evite acionar os freios de estacionamento quando os freios estiverem aquecidos após o uso prolongado dos mesmos, ou quando condições de umidade e baixas temperaturas podem formar gelo. Os freios de estacionamento devem ser liberados e calços colocados nas rodas se a aeronave for ficar estacionada por períodos longos. Variações da temperatura ambiente podem fazer com que o freio se solte ou exerça pressão excessiva. AMARRAS Existem 3 pontos de amarras na aeronave: um, na parte inferior de casa asa, e um na parte ventral da aeronave, na cauda da mesma. As capas protetoras das entradas de ar do motor e demais acessórios, devem ser colocados na aeronave para pernoites ou longos períodos parada no solo.

NOTA Pás de hélice livres podem girar com o vento soprando nas mesmas. Hélices girando com pressão de óleo em zero por períodos prolongados, podem resultar em danos.

LEVANTANDO E NIVELANDO A AERONAVE O modelo C90GT possui três pontos para levantar a aeronave para manutenção. O ponto de suspensão dianteiro se localiza no lado esquerdo do trem de pouso do nariz perto da parte traseira da porta do mesmo. Os pontos do trem principal são localizados na longarina traseira, na parte inferior de cada asa. Todos os 3 pontos são facilmente identificados pelo adesivo de JACK PAD. As áreas próximas aos pontos de suspensão são livres de obstáculo para facilitar o acoplamento do cavalete para o levantamento da aeronave. Parafusos de nivelamento estão localizados na estrutura da fuselagem, próximos à porta da aeronave.


ABASTECIMENTO SISTEMA DE COMBUSTÍVEL TÉCNICAS DE MANUSEIO DE COMBUSTÍVEL Todos combustíveis de hidrocarbono contém partículas de água dissolvidas ou suspensas. A quantidade de água contida no combustível depende da temperatura e tipo de combustível. O querosene possui tendência de absorver e suspender mais água do que a gasolina de aviação. Além da água, poderá suspender ferrugem e outros materiais estranhos. Dando um tempo suficiente, tais materiais suspensos irão se depositar no fundo do tanque. Entretanto, o tempo de deposição do querosene é 5 vezes mais demorado quando comparado ao da gasolina de aviação. Devido a este fato, o jet fuel requer uma operação muito cautelosa a fim de garantir que a aeronave está sendo abastecida com combustível limpo e puro. Se os procedimentos recomendados forem seguidos corretamente, os contaminantes sólidos irão se depositar no fundo do tanque e a água poderá ser reduzida para 30 partes por milhão (ppm), um valor que é aceitável pela maioria das linhas aéreas. Desde que tais contaminantes possam ser eliminados do combustível, tal fato não virá a representar um problema maior. Água dissolvida tem sido identificada como o maior contaminante encontrado em combustíveis. Seus efeitos são multiplicados em aeronaves que operam em regiões úmidas e de temperaturas quentes. A água dissolvida não pode ser filtrada do combustível por filtros micrônicos, mas pode ser liberada reduzindo a temperatura do combustível, assim como ocorre em vôo. Por exemplo, o querosene pode conter 65 ppm (237 ml a cada 3785 litros) de água dissolvida a 26 graus Celsius. Quando a temperatura é reduzida para -9 graus Celsius, apenas 25 ppm irão permanecer na solução. A diferença de 40 ppm irá ser liberada em forma de gotas de água super congeladas que necessitam apenas de uma partícula de contaminante sólido ou um choque de impacto para se converter em cristal de gelo. Testes indicam que tais gotas não se depositam no fundo do tanque em vôo e se movimentam livre pelo interior do sistema. Se tornarem-se cristais de gelo no tanque também não irão se depositar uma vez que sua densidade específica é aproximadamente igual a do querosene. Os 40 ppm de água suspensa parecem ser uma quantidade muito pequena, porém quando adicionados à água suspensa no combustível na hora da admissão, é suficiente para congelar um filtro. Uma vez que a temperatura crítica do combustível é de -18 graus Celsius a 29 graus Celsius, que produz gelo severo, gotas de água podem congelar a qualquer temperatura inferior a 0 grau Celsius. A água no combustível também cria um ambiente favorável à proliferação de fungos e micróbios nas áreas de deposição das células de combustível. Estes fungos, juntamente com outros contaminantes presentes no combustível, podem causar corrosão de metal nas partes do sistema de combustível assim como bloquear os filtros. Todas as partes de metal ( excetos as boost pumps e transfer pumps) são montadas acima das áreas de deposição. A possibilidade de bloqueio de filtro e ataque corrosivos existe se combustíveis contaminados forem consistentemente usados. Uma vez que a temperatura do combustível e o tempo de deposição afetam o conteúdo total de água no combustível e objetos estranhos em suspensão, a contaminação pode ser minimizada mantendo os equipamentos limpos. Use equipamentos de filtragem adequados e procedimentos de drenagem cuidadosos.


Armazene o combustível nas áreas mais frescas possíveis, e permita um tempo de deposição adequado. Armazenagem subterrânea é recomendada. Filtrar o combustível toda vez que o mesmo é transferido minimiza a quantidade de contaminantes suspensos no combustível. Os meios primários de controle de contaminação pelo operador é o manuseio adequado. Isto se aplica não somente ao fornecimento de combustível, mas também em manter o sistema da aeronave limpo. A seguinte lista mostra alguns itens importantes para prevenir e reconhecer a contaminação do combustível. 1. Conheça seu fornecedor. É impraticável que combustível totalmente livre de contaminação seja disponibilizado, porém, deve-se ficar atento em reconhecer indícios de contaminação. 2. Certifique-se de que o combustível adquirido tenha sido adequadamente armazenado, filtrado quando transferido para o caminhão e do caminhão para a aeronave. 3. Execute inspeções no filtro a fim de determinar se não existe contaminação no mesmo, especialmente por limo. 4. Use somente equipamentos de abastecimento limpos. 5. Após reabastecer, dê um tempo de 3 horas quando possível, para a deposição, e drene uma pequena quantidade de combustível de cada dreno. CUIDADO Respingos de combustível nos pneus possuem um efeito deteriorante e os mesmos devem ser prontamente limpados.

Abastecendo os Tanques Observe o seguinte durante o abastecimento: 1. Certifique-se de que a aeronave esteja conectada ao fio de descarga de energia estática 2. Complete primeiramente os tanques de nacele de cada lado. O bocal de abastecimento dos tanques de nacele se encontra na parte superior das mesmas. Os bocais de abastecimento dos tanques de asa se localizam no bordo de ataque das mesmas. NOTA Abastecendo primeiramente os tanques da nacele evita a transferência de combustível através da linha de alimentação por gravidade dos tanques principais para as naceles, durante o abastecimento. Se os tanques principais foram abastecidos primeiramente, o combustível será transferido dos mesmos para as naceles, deixando os tanques principais parcialmente abastecidos. Certifique-se que os tanques das naceles estejam completamente cheios após abastecer o sistema de combustível a fim de garantir uma transferência automática de combustível adequada durante operações de vôo. 3. Permita um período de deposição de 3 horas quando possível, e então drene uma pequena amostra do combustível de cada ponto de drenagem. Cheque o combustível em cada ponto de dreno quanto à contaminantes.


COMBUSTÍVEIS Querosene aeronáutico Jet A, Jet A-1, Jet B, JP-4, JP-5 e JP-8 podem ser misturados em qualquer proporção. Gasolina de aviação 60 (80/87), 100LL, 100 (100/130) e 115/145 são combustíveis para emergência e podem ser misturados com os combustíveis recomendados em qualquer proporção; entretanto, sugere-se o uso da gasolina com a menor octanagem. A operação com gasolina de aviação deve ser limitada em 150 horas por motor entre os períodos de TBO. ATENÇÃO Não permita que as células de combustível sequem e trinquem. Em abastecimento posterior, as trincas irão permitir que o combustível se difunda através das paredes da célula de combustível. Se qualquer célula de combustível for permanecer vazia por um intervalo estendido de tempo, certifique-se de que ela tenha contido por último querosene de aviação. Se o último conteúdo tiver sido gasolina, utilize óleo no revestimento das camadas interiores. ADITIVOS DE COMBUSTÍVEL INIBIDOR DE GELO Inibidores de formação de gelo aprovados podem ser adicionados ao combustível em quantidade que não ultrapasse 0,15% do volume quando dissolvido em querosene de aviação (a concentração mínima é de 0,10% do volume). DRENANDO O SISTEMA DE COMBUSTÍVEL Abra diariamente cada dreno de combustível para drenar qualquer conteúdo de água ou outro contaminante contido na parte inferior do tanque. Além do dreno do filtro de combustível localizado na parede de fogo, há 4 outros drenos conforme descrito na parte de sistemas, capítulo de sistema de combustível. NOTA A firewall shutoff valve deve ser eletricamente aberta para drenar grandes quantidades de combustível do dreno do filtro de combustível da parede de fogo. SISTEMA DE ÓLEO Os serviços relacionados ao sistema de óleo do motor, envolvem primeiramente manter o nível de óleo do motor dentro do recomendado, inspecionar e limpar, ou mesmo substituir o elemento de filtro, e mudanças de óleo quando as condições requererem. ATENÇÃO Não misture marcas de óleo diferentes quando adicionando óleo entre as trocas. Marcas ou tipos diferentes de óleo podem ser incompatíveis por causa da diferença em suas estruturas químicas.


O tanque de óleo dispõem de um bocal de reposição, vareta medidora e tampa. A vareta medidora é marcada em quartos de galão americano e indica os últimos 5 quartos (4,7 litros) de óleo requeridos para completar o sistema de óleo. A vareta, portanto, mostra a quantidade necessária de óleo a ser reposta e não o que o sistema possui em seu interior. O acesso à vareta é feito através de uma tampa de acesso na parte superior da carenagem do motor. A capacidade do tanque de óleo é de 2,3 galões americanos (8,7 litros). Quando um motor vazio for completado com óleo ele irá requerer cerca de 5 quartos (4,7 litros) além da capacidade do tanque para preencher as linhas e o radiador, dando uma capacidade total ao sistema de 14 quartos (13,2 litros). Cerca de 1,5 quartos (1,4 litro) irá permanecer no sistema e não poderá ser drenado. Dessa forma, quando for trocar o óleo do sistema, deve ser adicionado um total de 12 quartos (11,3 litros) e adicione a quantidade necessária de acordo com a leitura da vareta em se tratando de reposição de óleo. Enquanto a aeronave estiver parada, o óleo poderá escorrer para as partes inferiores do sistema, causando uma leitura de baixo nível de óleo. Toda vez que um motor ficar fora de funcionamento por 12 horas ou mais, ou se o óleo foi recém trocado, funcione o motor por pelo menos dois minutos antes de checar o nível de óleo. NOTA O nível normal de óleo é em um quarto. Excessos podem causar descarga de óleo através do suspiro quando um nível satisfatório for atingido.

SISTEMA DE OXIGÊNIO O oxigênio para vôos despressurizados em altitudes elevadas é fornecido por um cilindro localizado no compartimento que se localiza atrás da parede de fogo traseira. Cilindros de 22, 49 ou 66 pés cúbicos podem ser instalados. O oxigênio pode ser reabastecido através de uma válvula de abastecimento acessível ao remover uma tampa de casso localizada na parte traseira da fuselagem, no lado direito da aeronave. O sistema possui dois mostradores de pressão, um localizado no sub-painel direito na cabine de tripulantes para uso em vôo, e um adjacente à válvula de abastecimento para checar a pressão do sistema durante reabastecimento. Uma válvula de corte e um regulador, localizados no cilindro, controlam o fluxo de oxigênio para a tripulação e passageiros. Esta válvula é atuada através de uma manete localizada no overhead panel, na parte traseira do cockpit. O regulador é do tipo de fluxo constante e fornece oxigênio a baixa pressão através do sistema. Maus odores podem ser removidos do sistema de oxigênio por evacuação. O sistema também deve ser evacuado toda vez que a pressão do sistema cair abaixo de 50 psi ou uma linha do sistema estiver aberta. A evacuação é feita conectando um cilindro de recarga no sistema e permitindo ao oxigênio fluir através das linhas e saídas até que todo o odor tenha sido levado para fora do sistema. As seguintes precauções devem ser tomadas quando realizando tal operação: 1. Evite qualquer operação que possa produzir faíscas. Não fume perto do local.


2. Inspecione o bocal de conexão de reabastecimento de oxigênio quanto à limpeza antes de iniciar a operação de conexão. 3. Tenha certeza de que as mãos, ferramentas e roupas estejam limpas. Procure principalmente por gordura ou óleo, uma vez que estes produtos são extremamente perigosos quando em contato com oxigênio. 4. A fim de evitar fogo, abra e feche todas as válvulas de oxigênio vagarosamente durante reabastecimento. ABASTECENDO O SISTEMA DE OXIGÊNIO Quando abastecendo o sistema, use apenas oxigênio aeronáutico MIL-0-27210. ATENÇÃO NÃO USE OXIGÊNIO DE USO MÉDICO OU INDUSTRIAL. Tais oxigênios contêm umidade que pode fazer com que a válvula de oxigênio congele. Abasteça o sistema de oxigênio lentamente ajustando a razão de recarga com a válvula reguladora no cilindro de reabastecimento, uma vez que o oxigênio, sob grande pressão irá causar aquecimento excessivo à válvula de reabastecimento. Abasteça o cilindro (22 pés cúbicos) com uma pressão de 1800 +/- 50 psi a uma temperatura de 70° F (21°C). A esta pressão poderá ser acrescido 3.5 psi para cada grau farenheit de aumento na temperatura, assim como para cada grau farenheit de decréscimo da temperatura deverá ser tirado 3.5 psi. O sistema após reabastecido, deve ser mantido em temperatura amena a fim de estabilizar por um curto período antes de uma leitura mais acurada. Os cilindros com capacidade de 49 e 66 pés cúbicos devem ser recarregados a uma pressão de 1850 +/-50 psi a uma temperatura de 70°F. TESTE DOS CILINDROS DE OXIGÊNIO Os cilindros de oxigênio usados na aeronave são de dois tipos. Cilindros de peso leve, estampados com “3HT”, que devem ser hidrostaticamente testados a cada 3 anos, com a data de teste aparecendo no cilindro. Esta garrafa possui uma vida útil de 4380 pressurizações ou 24 anos, o que ocorrer primeiro, e então, deverá ser descartada. Cilindros de peso regular são estampados com “3A” ou “3AA”, devem ser hidrostaticamente testados a cada 5 anos com a data de teste aparecendo no cilindro. Tais cilindros não possuem limite de vida útil. SISTEMA DE AR CONDICIONADO Se ocorrer um longo período de tempo que o ar condicionado não for usado, a umidade pode condensar e se depositar nas partes inferiores do sistema, resultando em corrosão, das linhas de refrigeração. As borrachas do sistema após secar poderão trinar ou rachar devido a falta de lubrificação. A fim de proteger o sistema, o ar condicionado deve ser operado pelo menos 10 minutos a cada mês.


ATENÇÃO Não opere o sistema de ar condicionado quando a temperatura ambiente estiver abaixo de 50°F (10°C). Se por semanas seguidas, for impossível de se obter uma temperatura ambiente de pelo menos 10°C, o intervalo mensal recomendado de operação do ar condicionado deverá ser estendido. CUIDADO Gás refrigerante e óleo encontram-se sob pressão dentro do sistema de refrigeração. Danos físicos às pessoas ou ao sistema poderão ser causados se a manutenção não for realizada de forma adequada. O sistema deve ser inspecionado apenas por profissionais habilitados.

FILTRO DE AR DA CABINE Um filtro flexível, de fibra de vidro cobre as bobinas do evaporador do ar condicionado e também é conhecido como filtro de evaporação. Este filtro deve ser inspecionado e substituído conforme os intervalos previstos no Manual de Manutenção da aeronave ou quando estiver sujo. FONTE EXTERNA A aeronave é equipada com um receptáculo de fonte externa, localizado na parte inferior da asa, do lado do motor direito, que conecta-se a plugs do tipo AN. O sistema elétrico da aeronave é automaticamente protegido de polaridade reversa por diodos. Um sensor de sobre-voltagem, detecta tal condição da fonte externa de 31+/- 0,5 volts ou mais, desconectando eletricamente a fonte externa pela ação de um relé, evitando uma condição de alta voltagem para as barras do sistema elétrico do avião. A fonte externa pode ser usada para operar todos equipamentos elétricos da aeronave, durante operações no solo, sem o funcionamento dos motores, assim como para dar a partida nos mesmos. Quando o plug da fonte externa é conectado à aeronave uma indicação no painel em cor âmbar de EXT PWR irá aparecer. A unidade de fonte externa deve ser capaz de produzir 1000 ampéres por 5 segundos, 500 ampéres por 2 minutos e 300 ampéres de forma contínua. Uma carga contínua de 350 ampéres irá danificar o relé da fonte externa e cabos de energia da aeronave. ATENÇÃO Qualquer corrente que exceda 1000 ampéres poderá causar um sobre-torque ao eixo do startergenerator ou produzir calor suficiente que reduzirá a vida útil da unidade. PNEUS A aeronave poderá ser equipada com pneus de 8,50 x 10, com 8 ou 10 camadas, sem câmara, no trem principal e pneus de 6,50 x 10, de 6 camadas, sem câmara no trem do nariz.


ATENÇÃO Pneus que tenham tido contato com combustível, fluído hidráulico ou óleo devem ser lavados assim que possível com uma solução detergente a fim de prevenir a deterioração da borracha. Manter os pneus inflados adequadamente irá ajudar na redução de danos aos amortecedores e no contato com superfícies ásperas ou pontiagudas, assim como minimizar o desgaste. Quando inflar os pneus, verifique quanto à cortes e desgastes. Os pneus do trem principal devem ser calibrados entre 52 e 58 psi para pneus de 8 camadas, ou entre 70 +/- 3 psi para pneus de 10 camadas. O trem do nariz deve ser calibrado centre 51 e 55 psi.

ATENÇÃO Não devem ser usados pneus recapados. NOTA Embora a Raytheon Aircraft Company não recomenda o uso de pneus recapados, pneus reparados por uma oficina aprovada pelo FAA com serviço especializado de acordo com TSOC62 poderão ser usados. SISTEMA DE FREIOS A manutenção corriqueira do sistema de freios limita-se a manter fluído hidráulico adequado no reservatório montado na parede de pressão no canto superior esquerdo do compartimento de aviônicos do nariz. Uma vareta é usada para medir o nível de fluído. Quando o reservatório estiver com baixo nível de fluído, adicione uma quantidade suficiente de fluído hidráulico apropriado para completar o reservatório até a marca de “cheio” na vareta de medição.


O sistema é controlado por um switch, RUDDER BOOST-OFF, localizado no pedestal. O switch deve estar na posição RUDDER BOOST antes da decolagem. O sistema pode ser testado durante o táxi, retardando a potência em um dos motores para marcha lenta e avançando a potência no outro motor até que a diferença de potência entre os motores seja suficiente para acionar o sistema de RUDDER BOOST. O movimento do pedal correspondente mostra o adequado funcionamento do sistema. Repita para checar o movimento do outro pedal.


Manual c90gt

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