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CONHECIMENTOS TÉCNICOS DE HELICÓPTERO
1º PERÍODO
O helicóptero não nasceu de uma hora para outra, da mente de um único grande gênio.
Essa máquina voadora foi sendo desenvolvida aos poucos. Séculos se passaram entre a
descoberta do princípio de vôo do helicóptero - o uso de uma hélice horizontal que gira
para sustentar o aparelho no ar - e a construção dos primeiros protótipos realmente
capazes de sair do chão. Essa longa história começou na China no século 4, teve a
participação de gênios famosos, como Leonardo da Vinci, mas só engrenou de vez após
a Revolução Industrial, no século 19, quando finalmente surgiu uma tecnologia capaz de
transformar em realidade projetos seculares. Foi só a partir de então que alguns
"bisavôs" dos helicópteros modernos conseguiram arriscar alguns vôos - e ainda sim
com poucos centímetros de altura e segundos de duração. Para que os protótipos do
início do século 20 finalmente decolassem, faltava ainda um impulso decisivo, e esse
impulso veio do interesse militar pelo projeto. As duas grandes guerras mundiais da
primeira metade do século levaram governos a investir no desenvolvimento das
aeronaves. Porém, foi só na Guerra da Coréia, no início dos anos 50, que os helicópteros
finalmente mostraram todo seu potencial. A partir daí, passaram a ser produzidos em
grande número, inclusive para uso civil. Na linha do tempo abaixo, você confere os
principais capítulos dessa história cheia de escalas.
Dos primeiros conceitos da máquina aos protótipos pioneiros, passaram-se 16 séculos
Séculos 4 - Brinquedo chinês
O primeiro registro histórico do princípio de vôo do helicóptero aparece num livro
chinês do período. O livro descreve um "carro voador" de madeira equipado com um
mecanismo original: tiras de couro de boi presas a uma lâmina rotatória, cujo
movimento fazia o tal carro sair do solo. Provavelmente, era apenas a concepção de um
brinquedo
1490 - Idéia de gênio
O genial artista e inventor italiano Leonardo da Vinci desenha o "Parafuso Aéreo
Helicoidal", que é considerado a primeira tentativa de construir um helicóptero de
verdade. Leonardo da Vinci imaginou uma máquina de madeira e linho engomado, mas
seu desenho não foi colocado em prática. Faltava tecnologia adequada para montá-lo na
época
1843 - Hora de sair do papel
É só com o avanço tecnológico trazido pela Revolução Industrial que se torna possível
fazer o primeiro protótipo de um helicóptero. Ele é desenvolvido pelo britânico George
Cayley, que chegou a realizar testes práticos com a geringonça. Movido por um sistema
semelhante à mola, o protótipo era pesado demais e não tinha potência para sustentar o
vôo
1907 - Centímetros históricos
Os irmãos franceses Louis e Jacques Bréguet saem cerca de 5 centímetros do solo a
bordo de um novo protótipo de helicóptero. No mesmo ano, outro francês, Paul Cornu,
vai mais longe: voa durante 20 segundos a 30 centímetros do chão. A máquina de Cornu
era um aeroplano com asa rotatória
1914 - Incentivo militar
Durante a Primeira Guerra, os alemães Von Karman e Petrosczy e o húngaro Asboth
montam um aparelho voador para substituir os balões de observação militar. O PKZ-2
tinha duas hélices horizontais superpostas, mas fracassou por problemas técnicos. Nos
últimos anos da guerra, porém, aconteceram vários avanços na produção de peças e
motores
1918 - Metade avião
O espanhol Juan de la Cierva cria o Autogiro, misto de helicóptero e avião: ele tinha
asas e uma grande hélice rotatória sobre a cabine. O aparelho chega a ser usado pelos
britânicos no final da Primeira Guerra. Mas o Autogiro não decolava nem pousava na
vertical - só se deslocava para a frente - por isso, não pode ser considerado realmente
um helicóptero
1938 - Pioneiro russo
O governo americano financia Igor Sikorsky - inventor russo que fugiu da Revolução
Comunista (1917) - para desenvolver um modelo viável de aeronave com asas
rotatórias. Ele cria o VS-300, o primeiro helicóptero funcional. Aparelhos de Sikorsky
participariam de operações de reconhecimento e salvamento no fim da Segunda Guerra
(1939-1945)
1950 - Pronto pra guerra
Só nessa década surgem os primeiros modelos comerciais para transporte de passageiros
- também lançados por Igor Sikorsky. Na Guerra da Coréia (1950-1953), o helicóptero
passa a ser muito usado em resgates e transporte de tropas. Mas é só na Guerra do
Vietnã (1964-1975) que os modelos armados com metralhadoras e mísseis, como o
americano Bell 209 Cobra, fazem sucesso
1. – ESTRUTURAS
No helicóptero, fuselagem é o termo pelo qual se designa toda a parte
estrutural da aeronave, excluindo o motor, transmissões, comandos, instrumental,
rotores, trem de pouso e sistemas diversos, os quais têm a sua designação
características próprias. Enfim, fuselagem é a estrutura básica do helicóptero.
Em aviação, como princípio, toda fuselagem deve Ter o máximo de forma
aerodinâmica, para uma melhor relação entre sustentação e velocidade. No helicóptero,
entretanto, tendo em vista a aplicação do projeto, muitas vezes o fabricante sacrifica o
fator velocidade por uma melhor relação entre sustentação e carga transportável. Isto é
válido para o helicóptero, pois neste tipo de aparelho a velocidade não é o mais
importante e sim a sua capacidade de transportar carga, para um local de difícil acesso.
2. – TIPOS DE ESTRUTURAS
Existem 3 tipos principais de fuselagem:
1. Monocoque
2. Semi-monocoque
3. Tubular
1. – Estrutura Monocoque – A estrutura monocoque é formada por
armações de alumínio, com formato oval ou arredondado, chamadas
“cavernas”, as quais são revestidas com chapas de alumínio rebitadas nas
mesmas.
Este tipo tem as seguintes características principais:
a. Peso estrutural mínimo;
b. Sua resistência é satisfatória a pequenos esforços, porém, reduzida quando
submetidas a grandes esforços;
c. Toda janela de inspeção é estrutural, ou seja, a janela é parte integrante da
resistência da estrutura. Se houver o caso de uma delas se soltar em vôo, a
estrutura estará, para todos os efeitos, incompleta e sujeita a rupturas;
d. As áreas com rebites devem ser inspecionadas com cuidado e maior freqüência,
pois alguns rebites frouxos podem provocar a deformação da estrutura.
2. – Estrutura Semi-monocoque – A estrutura é semelhante à monocoque,
porém, interligando as cavernas, há partes estruturais chamadas
longarinas. É também revestida com chapas de alumínio.
Este tipo tem as seguintes características principais:
a. Peso estrutural maior que a monocoque;
b. As longarinas permitem que este tipo de estrutura suporte grandes esforços sem
o risco de rupturas;
c. As janelas de inspeção não são estruturais, portanto, no caso de um incidente de
perda de uma delas, a aeronave não estará em risco;
d. As áreas com rebites devem ser inspecionadas com freqüência normalmente
estabelecida pelo fabricante.
3. Estrutura Tubular – Esta estrutura é construída normalmente com
tubos redondos, sem costura, de aço cromo molibdênio. São usados tubos
de diversos diâmetros na sua construção, para melhor distribuição de
peso e resistência estrutural. Sua soldagem é especial e somente deve ser
feita em gabarito próprio e de acordo com as limitações e orientações do
fabricante.
Durante sua montagem é colocado um produto anticorrosivo dentro dos tubos, a
fim de evitar corrosão interna. Algumas estruturas possuem o produto
anticorrosivo com um tipo de corante, que no caso de rachadura em algum tubo,
a área ficará impregnada com o corante, o que facilita em muito, as inspeções
previstas.
Este tipo tem as seguintes características principais:
a. Peso estrutural maior que a monocoque e a semi-monocoque;
b. Fácil inspeção por não Ter revestimento externo;
c. Menor resistência aos efeitos de ventos laterais e do rotor principal;
d. Facilidade de inspeção dos componentes de acionamento e comando do
rotor de cauda.
AS SEÇÕES
1. – AS SEÇÕES EM QUE ESTÃO DIVIDIDAS A ESTRUTURA
O helicóptero convencional está dividido, basicamente em três seções:
a. Dianteira ou de vante
b. Central ou Intermediária
c. Traseira ou de ré ou Cone de Cauda
1. – SEÇÃO DIANTEIRA – é onde está localizada a cabina dos pilotos.
Nos helicópteros pequenos é também a cabina dos passageiros ou de
carga. Na cabina estão localizados os assentos, comandos de vôo, painéis
de instrumentos, equipamentos de rádio e navegação.
2. – SEÇÃO CENTRAL – nas médias e grandes aeronaves consiste da
cabina de passageiros ou de carga e nos aparelhos pequenos de um
compartimento de bagagens. Em ambos os casos, entretanto, comportam
também um compartimento para equipamentos eletrônicos.
Na maioria dos casos é nesta seção que estão alojados os principais sistemas da
aeronave, tais como:
o Motor
o Sistema de transmissão principal
o Sistema hidráulico
o Sistema de comandos
o Rotor principal
o Sistema de combustível
A seção central é também a parte estrutural mais importante da aeronave, pois
suporta diretamente todos os esforços sofridos por ela, seja em vôo (sustentação)
ou no solo (peso).
3. - SEÇÃO TRASEIRA (CONE DE CAUDA) – serve para receber o
rotor de cauda (anti-torque). Possui também estabilizadores verticais e
horizontais, exceto nos cones de cauda que possuem pylon já que ele
atua como estabilizador vertical.
Nos helicópteros pequenos o cone de cauda é uma estrutura monocoque, porém
naqueles de maior porte e peso é Semi-monocoque, pois o rotor de cauda é
excessivamente pesado para uma estrutura do tipo monocoque.
2. – MATERIAL DE FABRICAÇÃO DAS SEÇÕES
São empregados na construção das aeronaves vários materiais, a saber:
a. Alumínio;
b. Aço inoxidável;
c. Colmeia de alumínio;
d. Fibra de vidro;
e. Liga de alumínio; e
f. Materiais compostos (Kevlar, Makrolon)
ROTORES DOS HELICÓPTEROS
1. – OS ROTORES QUANTO ÀS ARTICULAÇÕES:
Os rotores de helicópteros são classificados em três tipos quanto às articulações,
isto é, quanto aos movimentos que as pás podem executar em relação à cabeça
onde elas são fixadas, a saber: rígido, semi-rígido e articulado. Vejamos a seguir
as características de cada um deles.
1. – ROTORES RÍGIDOS – neste tipo de rotor, a cabeça é rigidamente
fixada ao mastro, não havendo nenhuma espécie de articulação entre
eles, e as pás só possuem movimento de troca de passo em relação à
cabeça. No rotor rígido, devido à ausência de articulação de batimento,
as pás devem ser mais flexíveis para absorver este movimento.
2. – ROTORES SEMI-RÍGICOS – estes rotores possuem, além do
movimento de troca de passo dos rotores rígidos, uma articulação que
permite o batimento das pás. É utilizado normalmente nos rotores de
duas pás, empregando o sistema em que as pás, rigidamente ligadas à
cabeça executam um movimento de gangorra com centro no mastro
através de um componente chamado “trunnion”. Neste sistema, portanto,
as pás não têm movimento de abano independente.
Para limitar a amplitude do batimento são instalados esbarros estáticos, que
estabelecem o limite máximo de abano, e dinâmico chamados DROP STOP ou
DROP RESTRAINERS, que atuam durante o corte ou a partida de motor,
portanto, em baixas rotações, protegendo o cone de cauda contra abanos
excessivos das pás.
3. – ROTORES ARTICULADOS – utilizado só em rotores com mais de
duas pás, onde cada uma possui articulações individuais que permitem os
movimentos de batimento, troca de passo, avanço e recuo. Esses rotores
são de construção muito complexa e, devido aos movimentos
independentes executados pelas pás, oscilam bastante provocando muita
vibração. Para reduzir essa vibração são instalados limitadores ou
amortecedores nas articulações de avanço e recuo que procuram manter a
relação geométrica das pás no plano do rotor. São instalados, também,
limitadores de abano nos mesmos moldes dos empregados nos rotores
semi-rígidos.
2. – O ROTOR E SEUS COMPONENTES
Os componentes básicos de um rotor são o mastro, a cabeça e as pás.
1. – MASTRO – é um eixo oco que aciona a cabeça e transmite à estrutura
a sustentação do rotor. Para isso, está fixado, na extremidade inferior ou
interna, à caixa de transmissão principal e na superior ou externa, à
cabeça do rotor.
É também através do mastro que o prato oscilante recebe o movimento giratório
necessário para o funcionamento do sistema de comando de passo do rotor.
2. – CABEÇA – é acionada pelo mastro e suporta as pás. É projetada para
absorver os esforços inerentes à rotação do rotor (força centrífuga,
batimento e arrasto) e transmitir ao mastro a sustentação produzida nas
pás.
A cabeça é constituída essencialmente de duas partes: (cubo e punhos). O cubo,
que é fixado ao mastro, recebe os punhos onde estão instaladas as pás.
Entretanto, vários outros componentes podem equipar uma cabeça:
a. limitadores de abano ou batimento;
b. limitadores ou amortecedores de arrasto; e
c. sistema de lubrificação dos rolamentos.
As cabeças convencionais e as que equipam aeronaves de grande porte
possuem muitas partes móveis com rolamentos que necessitam lubrificação a óleo ou a
graxa e uma manutenção constante. Esses rolamentos são os que permitirão os
movimentos de troca de passo, batimento e avanço e recuo.
O desenvolvimento de materiais compostos de alta resistência, flexibilidade e
baixo peso permitiram eliminar alguns desses rolamentos e equipar aeronaves de menor
porte com cabeças que dispensam todos ou quase todos os pontos de lubrificação
convencionais.
3. – PÁS – são aerofólios, na maioria simétricos (centro de pressão fixo),
pois os assimétricos têm a desvantagem do centro de pressão se deslocar
ao longo da corda à medida que varia o ângulo de ataque.
Essa variação faz surgir momentos que ora tendem a diminuir ora a aumentar o
ângulo de ataque tornando o aerofólio instável., além de produzir esforços de
torção nas pás. Para resistir a tais esforços as pás teriam que ser reforçadas
aumentando consideravelmente o seu peso.
Por outro lado, atualmente, o desenvolvimento de novas ligas e materiais
compostos está permitindo aumentar a resistência estrutural das pás sem
comprometer o seu peso, possibilitando ampliar o emprego de aerofólios
assimétricos.
3.0 – MATERIAIS DE FABRICAÇÃO
Antigamente as pás eram feitas de madeira com uma estrutura de aço, sendo
tudo revestido com uma tela de fibra de vidro. Hoje em dia, algumas aeronaves
ainda utilizam pás de madeira revestidas de alumínio no rotor de cauda, como é
o caso do SH-3AP
, porém, a grande maioria é metálica empregando basicamente
o duralumínio. Nestas pás o bordo de ataque é uma estrutura de alumínio oca e o
de fuga é de colmeia revestida com uma chapa de alumínio.
Há também as chamadas pás plásticas. Nelas o bordo de ataque é feito de fibra
de vidro e resina polimerizada à quente e o de fuga de espuma moltoprene
(isocianato alquídico), sendo tudo revestido com mechas de fibra de vidro.
Possuem ainda, no bordo de ataque uma proteção em aço inoxidável para
aumentar o tempo de vida da pá.
MECANISMOS DE ACIONAMENTO DOS ROTORES E CAIXAS DE
TRANSMISSÃO
1. – FINALIDADE
Os sistemas de transmissão têm como finalidade transmitir a potência do motor para
os rotores. Como a velocidade de rotação do motor é muito grande a incompatível com
a velocidade de rotação com que devem operar os rotores, os sistemas de transmissão
provêm também a redução necessária.
Os componentes principais destes sistemas são:
a. Eixo motor-transmissão principal
b. Roda livre
c. Caixa de transmissão principal
d. Freio do rotor
e. Eixo de transmissão do rotor de cauda
f. Caixa de transmissão intermediária
g. Caixa de transmissão traseira
1.1 - EIXO MOTOR-TRANSMISSÃO PRINCIPAL (drive-shaft)
É um eixo, normalmente de aço, que transmite a potência do motor para a
entrada da Caixa de Transmissão Principal. Como veremos adiante, a CTP não é
fixada rigidamente à estrutura pra que possa absorver os esforços provenientes
do motor principal. Logo, o eixo que a liga ao motor deve possuir um
mecanismo que lhe permita acompanhar os movimentos da CTP sem sofrer
esforços nem transmiti-los ao motor. Isso pode ser feito através de acoplamentos
flexíveis de vários tipos:
Acoplamentos estriados
Diafragmas flexíveis
Acoplamento cardan
Acoplamento flexível tipo “flector”.
1.2 – RODA LIVRE (freewheel)
Uma característica básica e muito importante para o helicóptero é a possibilidade de,
ao perder o motor, realizar um pouso seguro utilizando a sustentação produzida nas pás
do rotor principal que continua girando pelo efeito das forças auto-rotativas.
Para isso ocorrer, entretanto, é necessário que os rotores principal e de cauda sejam
desacoplados do motor tão logo este falhe, pois, para que as forças auto-rotativas atuem
eles devem estar completamente livres e arrastar o motor provocaria uma resistência
excessiva. Caso o piloto deseje, pode comandar um regime de auto-rotação, bastando
para isso reduzir a rotação do motor pra marcha lenta, como veremos logo a seguir.
O princípio utilizado é o da catraca de uma bicicleta, que só transmite a força
muscular do ciclista para as rodas em um sentido deixando de atuar no outro. Só que no
helicóptero a roda livre funciona baseado na diferença de rotação entre o rotor e o
motor. Ela se constitui, basicamente, de um anel com roletes que recebe na sua pista
externa o eixo proveniente do motor (output-shaft) e na pista interna o eixo que ir´pa,
através das caixas de transmissão, acionar os rotores e demais acessórios (imput-shaft).
Enquanto o motor está funcionando o output-shaft comprime os roletes no imput-
shaft arrastando-o. Quando o motor deixa de funcionar (ou o piloto reduz sua rotação) e
o rotor, sob a ação das forças auto-rotativas, continua com sua rotação normal (o
coletivo deve estar em passo mínimo), a velocidade de rotação do imput-shaft será
maior que a do out-put shaft liberando os roletes, que passarão a atuar como rolamentos.
Em termos relativos é como se o out-put shaft estivesse girando no sentido contrário.
Quanto à localização da roda livre ela pode estar dentro do motor ou de sua caixa de
acessórios, entre o motor e a CTP ou dentro da CTP. Sua lubrificação, entretanto, é
feita pelo sitema da CTP por motivos óbvios de segurança.
Modo acessório (acessory drive mode) – algumas rodas livre podem ser utilizadas
para desacoplar os rotores na partida do motor permitindo que este vire apenas os
acessórios hidráulicos e elétricos. A vantagem disto é que, na falta de fontes externas
(elétrica ou hidráulica) , o motor proveria estas fontes para permitir cheques ou reparos
de emergência sem ter que acionar todo o sistema de rotores.
Este sistema é um “Kit” (opcional às vezes) que equipa apenas o eixo da turbina nº1
(esq.) das aeronaves bimotor de grande porte.
1.3 – CAIXA DE TRANSMISSÃO PRINCIPAL (CTP)
É o componente que, recebendo a potência do motor através do eixo-transmissão, a
transmite para o rotor principal ao mesmo tempo em que reduz as rotações provenientes
do motor para níveis compatíveis com o rotor.
Entre a entrada e a saída da CTP há uma variação, na maioria dos casos, de 90º em
relação ao sentido do eixo motor-transmissão, podendo ser de 135º como é o caso do
Hughes 500.
As CTP possuem normalmente dois estágios para redução de rotação. O primeiro
estágio, responsável também pela alteração no sentido do eixo motor-transmissão, é do
tipo CÔNICO composto de uma engrenagem tipo pinhão acoplada a uma do tipo
ESPIRALADA. Neste acoplamento é feita uma redução da ordem de 3,3:1.
Outro estágio de redução é um conjunto epicicloidal de engrenagens do tipo
PLANETÁRIO composto de: engrenagem solar, engrenagens satélites, coroa, anel e
porta-satélites. Este conjunto provê uma redução da ordem de 4,5:1. O mastro está
fixado ao porta-satélites de quem recebe o movimento de rotação que transmitirá ao
rotor principal.
Um outro estágio de redução pode existir nas aeronaves bimotor onde os dois eixos
provenientes das turbinas se acoplam antes do estágio cônico da CTP ou ainda mediante
um segundo sistema planetário.
SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO DA CTP:
É do tipo cárter molhado. Através de uma bomba acionada pela própria CTP o óleo
é enviado sob pressão para pulverizadores ou difusores no interior da caixa. Após a
lubrificação, o óleo volta para o reservatório por gravidade.
O sistema de lubrificação possui ainda os seguintes componentes:
a. Resfriador de óleo – do tipo radiador que recebe ar de refrigeração de uma
ventoinha ou do próprio vento relativo durante o vôo. Esta ventoinha pode ser
acionada pela CTP (como acessório), pelo eixo de transmissão do rotor de cauda
ou pode ser eletricamente acionada por um relé que atua quando a temperatura
aumenta.
b. Filtro de óleo – normalmente localizado na entrada da caixa. Algumas possuem
filtro na entrada da bomba. Os filtros possuem válvulas de desvio (by-pass) que
abre quando o filtro entope.
c. Válvula reguladora de pressão ou válvula de alívio – regula a pressão
aliviando o excesso de volta para a CTP. É instala na saída da bomba. Atua
também na partida quando o óleo está frio e, portanto, viscoso (pressão maior),
diminuindo a quantidade de óleo que passa no radiador (resfriador). Com pouco
óleo no sistema a temperatura logo aumenta atingindo os valores adequados.
d. Sensores de temperatura – para indicação de temperatura no painel de
instrumentos do piloto.
e. Chave de temperatura elevada – normalmente é lâmina bimetálica que se
deforma fechando o contato acima de determinada temperatura.
f. Sensor de pressão – para indicação de pressão no painel de instrumentos do
piloto.
g. Chave de baixa pressão – também atua através de um contato elétrico que
fecha com a pressão abaixo de determinado valor.
h. Detetores de limalha – bujões magnéticos que atraem limalhas, o que indica
algum desgaste anormal. Podem prover indicação de alarme no painel ou não.
i. Suspiro – é o próprio bocal de enchimento que possui também uma tela para
evitar impurezas durante o abastecimento de óleo.
j. Visor de óleo – para verificar o nível de óleo.
COMPONENTES ACESSÓRIOS DA CTP.
A CTP recebe do rotor esforços alternados periódicos, horizontais e verticais
(vibrações normais do rotor). Uma fixação rígida da CTP na aeronave transmitiria essas
virações a toda a estrutura.
A solução foi utilizar amortecedores flexíveis que absorvem a maior parte das
vibrações.
Normalmente a fixação é feita através de suportes fixos (barras de suspensão) para
transmitir a sustentação do rotor à estrutura durante o vôo e de amortecedores ou
suspensões flexíveis, que não servem para suportar mas apenas absorver esforços da
CTP.
1.4 – FREIO DO ROTOR
Imobiliza rapidamente o rotor após o corte do motor, além de não permitir que os
rotores fiquem girando sob o efeito do vento enquanto o helicóptero está estacionado.
É instalado entre a roda livre e a estrada da transmissão principal e consiste de um
disco e pastilhas que podem ser acionadas mecânica ou hidraulicamente, através de uma
alavanca situada na cabina do piloto.
Para aeronaves de grande porte, o freio pode ser utilizado também na partida. Neste
caso , a turbina é acionada e, quando atinge uma determinada rotação (especificada em
manual de operação), o freio é liberado. Isto é utilizado especialmente em condições de
vento forte, o que pode provocar uma flapagem perigosa das pás durante a aceleração
do rotor principal. Liberando o rotor só após a partida, ele acelerará mais rapidamente
evitando este problema.
1.5 – EIXO DE TRANSMISSÃO DO ROTOR DE CAUDA
É um eixo constituído de várias seções ligadas entre si por acoplamentos flexíveis e
suportados por mancais. Sendo um eixo de transmissão bastante longo, sofre esforços
provenientes não só das caixas de transmissão como também da estrutura da aeronave,
uma vez que o cone de cauda, onde está instalado, é uma seção bastante flexível da
estrutura. Os acoplamentos flexíveis são do tipo Flector ou Thomas.
A primeira seção, quando localizada próximo do motor, é de aço devido ao calor a
que fica submetido. As demais são de alumínio para reduzir ao máximo o peso, já que é
um eixo muito longo.
Em algumas aeronaves uma das primeiras seções do eixo, também de aço, acionam a
ventoinha do resfriador de óleo lubrificante da CTP e do motor através de correias ou
acoplamento direto.
1.6 – CAIXA DE TRANSMISSÃO INTERMEDIÁRIA
Como já foi visto anteriormente, algumas aeronaves possuem Pylon para reduzir ao
mínimo possível o momento de embocamento provocado pelo RC.
Essas aeronaves possuem então uma caixa de transmissão intermediária que tem a
finalidade básica de alterar a direção do eixo de transmissão do RC (cerca de 40º).
Possui normalmente duas engrenagens do tipo coroa que podem ou não prover
redução de rotação. (a lubrificação é feita, normalmente, por imersão e salpico). Com a
caixa servindo como reservatório de óleo.
Nas aeronaves de emprego naval o Pylon pode ser rebatido. Neste caso, a última
seção horizontal do eixo de transmissão possui um acoplamento especial com a caixa
intermediária para permitir isto.
1.7 – CAIXA DE TRANSMISSÃO DO ROTOR DE CAUDA
É uma caixa simples de 90º com redução através de um conjunto de engrenagens do
tipo CONICO (pinhão e coroa). O pinhão recebe movimento do eixo de transmissão do
rotor de cauda e o transmite à coroa que gira o eixo do rotor de cauda. A redução é da
ordem de 2,5:11.
Como na caixa de transmissão intermediária, a lubrificação é feita geralmente por
imersão e o calor é dissipado pela própria caixa, portanto, não há sensor e indicador de
pressão para o piloto, podendo, entretanto, haver indicação de temperatura em alguns
casos.
OUTROS COMPONENTES DA CTT.
Detetor magnético de limalhas – detecta limalhas provenientes de desgastes
anormais. Normalmente provê indicação de alarme para o piloto.
Bujão de abastecimento com tela ou filtro.
Visor de óleo – para verificar o nível correto de óleo.
SISTEMA DE COMANDO DE TROCA DE PASSO
1. – CONTROLES DE VÔO – é conseguido através da variação do vetor
sustentação e do vetor velocidade, componentes vertical e horizontal da força
aerodinâmica resultante (empuxo) da a~]ao dos rotores, o que se faz mediante a
inclinação do plano do rotor.
Fundamentalmente, um rotor pode ser controlado inclinando-se diretamente o
cubo ou alterando-se o passo das pás (coletiva ou cíclicamente). O primeiro caso
só é utilizado em autogiros ou helicópteros muito pequenos, pois as forças
necessárias para este tipo de comando aumentam excessivamente à medida em
que aumenta o peso da aeronave. O segundo tipo é o mais comum e eficiente
pois o trabalho de inclinação do plano do rotor fica a cargo das próprias forças
aerodinâmicas.
A alteração do passo das pás pode ser conseguida de várias maneiras, porém,
estudaremos detalhadamente apenas o sistema de pratos fixos e oscilantes
(swashplate) para o rotor principal e o de eixo de troca de passo para o rotor de
cauda.
2. – SISTEMA DE COMANDO DO ROTOR PRINCIPAL
Um sistema de comando do rotor principal típico possui os seguintes
componentes básicos:
ALAVANCA DO COLETIVO
MANCHE CÍCLICO
UNIDADE MISTURADORA
ACOPLADOR COLETIVO – PEDAL
ALAVANCAS E HASTES DE COMANDO
CONJUNTO DO PRATO OSCILANTE
SERVO-ATUADORES HIDRÁULICOS
A. COLETIVO – alavanca que altera o passo coletivo das pás alterando a
sustentação do rotor principal.
B. CÍCLICO – altera o passo cíclico das pás provocando a inclinação do plano do
rotor e, consequentemente, a variação do vetor velocidade.
C. UNIDADE MISTURADORA - é o componente para onde convergem os
comandos de cíclico e coletivo e que permite seu funcionamento independente
um do outro e sem interações entre si, isto é, a variação do passo coletivo não
modifica a inclinação do conjunto do prato oscilante (variação cíclica
inalterada), bem como o deslocamento do manche cíclico não altera o passo
coletivo ( o conjunto do prato oscilante se inclina mas permanece na mesma
altura).
D. ACOPLADOR COLETIVO – PEDAL – em algumas aeronaves,
principalmente as de grande porte, o comando do coletivo é acoplado com o do
rotor de cauda provocando a sua mudança de passo automática e
proporcionalmente à variação do passo coletivo.
E. ALAVANCAS E HASTES DE COMANDO – interligam os diversos
componentes do sistema transmitindo os movimentos de um para o outro.
F. CONJUNTO DO PRATO OSCILANTE – é o mecanismo responsável por
fazer chegar o rotor principal (que está girando) os comandos de coletivo e
cíclico mediante um sistema de pratos (ou platôs) fixo e giratório.
Os componentes que normalmente fazem parte deste conjunto são:
Prato fixo – recebe as hastes de comando do coletivo e do cíclico que o fazem
movimentar verticalmente e se inclinar em torno da rótula, mas não tem
movimento giratório.
Prato giratório ou oscilante ou móvel – instalado sobre o prato fixo
acompanha todos os movimentos deste e os transmite para os punhos das pás
através das hastes de comando de passo. Além dos movimentos do prato fixo,
recebe movimento de rotação do mastro por intermédio da tesoura giratória.
Tesoura giratória - transmite o movimento de rotação do mastro para o prato
giratório.
Rótula – componente fixo sobre o qual estão montados os pratos fixos e
giratórios. O seu formato permite que os mesmos se inclinem em qualquer
direção em torno dela em função do comando cíclico que for aplicado. O
comando de coletivo movimenta a rótula pra cima e para baixo arrastando com
ela ambos os pratos.
Haste do comando de passo – hastes cuja extremidade inferior está ligada ao
prato giratório e a superior aos punhos das pás alterando-lhes o passo em função
dos movimentos do conjunto do prato oscilante.
Existem outros mecanismos para fazer chagar ao rotor principal os comandos de
cíclico e coletivo, como no caso do LYNX da WESTLAND. Ele emprega um
spindle que está ligado na sua extremidade inferior aos três servo-atuadores
hidráulicos do sistema de comando do rotor principal, e extremidade superior
aos braços do control spider ou aranha. Os servo-atuadores fazem o spindle se
movimentar em torno de uma rótula ou subir e descer. O control spider recebe
estes movimentos e os transmite, através de seus braços, às hastes de comando
de passo.
G. SERVO-ATUADORES HIDRÁULICOS – o esforço necessário para deslocar
o conjunto do prato oscilante em aeronaves médias ou grandes é de tal ordem
que nenhum piloto seria capaz de pilotá-la sem o auxílio da força hidráulica.
Servo-atuadores hidráulicos são, portanto, inseridos no sistema de comando para
multiplicar a força muscular do piloto através da energia hidráulica. Este assunto
será estudado detalhadamente quando tratarmos do sistema hidráulico.
3. – SISTEMA DE COMANDO DO ROTOR DE CAUDA
Um sistema de comando do rotor de cauda típico possui os seguintes
componentes básicos.
PEDAIS
ACOPLADOR COLETIVO – PEDAL
ALAVANCAS, HASTES DE COMANDO OU CABOS FLEXÍVEIS
EIXO DE TROCA DE PASSO
SERVO-ATUADOR HIDRÁULICO
ARANHA
HASTES DE COMANDO DE PASSO
A. PEDAIS - tem seu movimento conjugado por um balancim de modo que
quando um pedal avança o outro recua.
B. ACOPLADOR COLETIVO – PEDAL – vide sistema de comando do rotor
principal .
C. ALAVANCAS, HASTES DE COMANDO OU CABOS FLEXÍVEIS – assim
como no sistema do rotor principal são empregados para interligar os
componentes. No sistema do rotor de cauda algumas aeronaves utilizam cabos
flexíveis em conjunto com as hastes de comando.
D. SERVO-ATUADOR HNIDRÁULICO – exerce a mesma função dos servo-
atuadores do sistema do rotor principal .
E. EIXO DE TROCA DE PASSO – os movimentos do sistema chegam a este
eixo que os faz chegar às pás se deslocando longitudinalmente no interior do
eixo do rotor de cauda. Geralmente recebe movimento de rotação do rotor de
cauda.
F. ARANHA – é fixada à extremidade externa do eixo de troca de passo e
transmite a alteração do passo coletivo para as pás através de hastes de comando
de passo. Em rotores de cauda de apenas duas pás este componente pode se
chamar cruzeta.
G. HASTES DE COMANDO DE PASSO – liga a aranha ou cruzeta as pás.
Assim como para o sistema do rotor principal, existem outros mecanismos para
realizar a troca de passo coletivo das pás do rotor de cauda. Todos os sistemas
são similares até o comando atingir a caixa de transmissão do rotor de cauda,
quando então, dependendo da aeronave, os mecanismos empregados podem
variar. É o caso, por exemplo, do Esquilo que utiliza um sistema de platôs. O
movimento é transmitido para um platô fixo que envolve outro, giratório, ambos
localizados em torno do eixo do rotor de cauda. O platô fixo se desloca ao longo
do eixo arrastando o giratório que desliza sobre o eixo do rotor de cauda
mediante mancais de deslizamento. O platô giratório está ligado às pás, de quem
recebe o movimento de rotação através de hastes de comando de passo.
SISTEMA HIDRÁULICO
1. – INTRODUÇÃO
Com o aperfeiçoamento dos motores de aviação que se tornam a cada dia mais
potentes embora menores, foi possível construir aeronaves cada vez maiores e,
consequentemente, mais pesadas.
Tal acréscimo de peso acarretou a necessidade de prover a aeronave com um
sistema de rotores extremamente potente capaz de suportar não só o peso da
aeronave, mas também da carga que ela pode receber, o que chega quase ao
valor de seu próprio peso. Exceto nas aeronaves pequenas, os rotores
desenvolvem tal força de sustentação que apenas a força muscular do piloto é
insuficiente para controlá-los. Mesmo nos pequenos helicópteros o esforço
dispendido pelo piloto até níveis que, além de tornar possível o controle da
aeronave, reduzissem o seu esforço a um valor quase insignificante. Este
mecanismo é o sistema hidráulico.
2. PRINCIPAIS EMPREGOS PARA O SISTEMA HIDRÁULICO
Como pode ser visto, o principal emprego da força hidráulica na aeronave é no
sistema de comandos. Aquele de maior porte, em que a existência do sistema
hidráulico é fundamental para o seu controle, são dotadas de sistemas
secundários ou de emergência totalmente independentes para o caso de pane no
principal .
Existe, no entanto, outras aplicações para a força hidráulica numa aeronave
moderna, a saber: extração e retração de trem de pouso com rodas, freio do
rotor, freio das rodas, guincho de carga, sistema de dobragem de pás do rotor
principal, piloto automático, arpão etc.
Destas aplicações estudaremos apenas aquela aplicada ao sistema de comandos
por ser comum a todas as aeronaves.
COMPONENTES BÁSICOS DE UM SITEMA HIDRÁULICO
A. RESERVATÓRIO DE ÓLEO – as aeronaves maiores onde o sistema
hidráulico é essencial possuem mais de um como medida de segurança.
B. BOMBA – é normalmente uma bomba de engrenagens acionada pela
caixa de transmissão principal e que provê pressão suficiente para a
demanda de todos os utilizadores do sistema em qualquer situação de
operação, portanto, em condições normais de vôo sua vazão é excessiva.
Tal excesso é aliviado para o reservatório por uma válvula reguladora de
pressão. Em algumas aeronaves equipadas com sistema hidráulico
alternativo, são instaladas bombas auxiliares elétricas para suprir pressão
em caso de falha da bomba principal.
C. FILTRO – os sistemas podem conter um ou mais filtros com capacidade
filtrante que varia de 5 a 50 microns. A maioria dos sistemas, entretanto,
são equipados com pelo menos um filtro com indicação de impurezas.
Este filtro possui um botão que é acionado quando a pressão diferencial
atinge um determinado valor indicando a existência de impurezas no
sistema. O filtro pode ser instalado na linha de pressão, ou seja, na saída
da bomba, ou na linha de retorno (entrada do reservatório). No primeiro
caso o filtro não tem válvula by-pass para não permitir passagem de
fluídos contaminado para os servos-atuadores o que provocaria o
desgaste prematuro com risco de grimpamento de sua seletora.
D. VÁLVULA REGULADORA DE PRESSÃO – instalada na saída de
bomba alivia excesso de pressão para o reservatório.
E. VÁLVULA SOLENÓIDE – seu emprego varia de um sistema para
outro, porém, em todos eles a finalidade é interromper o fornecimento de
fluído hidráulico para os utilizadores.
Emprego da solenóide para teste: neste caso são usadas para testar o
funcionamento dos servo-atuadores sem pressão hidráulica (aeronaves
pequenas) e/ou testar o funcionamento de acumuladores. Em ambos os
casos ela conecta a linha de pressão com a de retorno causando uma
imediata queda de pressão nos servo-atuadores. Por medida de segurança
elas operam desenergizadas (prevenção contra pane no sistema elétrico)
só atuando quando o piloto assim o deseja, através de uma chave
localizada na cabina.
Emprego da solenóide em emergência: neste caso ainda pode ser usada
com duas finalidades. Numa delas é instalada nos servo-atuadores e se
houver queda de pressão no sistema (falha na bomba, vazamento do
fluído) é acionada para ligar a linha de pressão com a de retorno
eliminando qualquer pressão residual e contrapressão de um lado e de
outro do pistão do servo-atuador diminuindo os esforços necessários para
deslocá-los. O segundo emprego da solenóide em emergência prevê que,
num sistema hidráulico que fornece energia para vários utilizadores além
do sistema de comandos, se houver vazamento de fluído (principalmente
na extensa rede que alimenta o servo-atuador do rotor de cauda) ela será
atuada para isolar estes utilizadores retendo o fluido apenas para os
servo-atuadores do rotor principal.
3. – OUTROS COMPONENTES DO SISTEMA HIDRÁULICO
Alguns sistemas hidráulicos são equipados com os seguintes componentes:
ACUMULADORES – são empregados para suprir pressão hidráulica em
operação normal ou em emergência. No primeiro caso é usado para manter a
pressão o mais constante possível a despeito de pequenas variações de fluxo, ou
para prover pressão de reserva quando o piloto estiver utilizando o freio do rotor
ou das rodas. No segundo caso, quando a pressão do sistema cai, acumuladores
instalados nos servo-atuadores liberam a energia acumulada, permitindo a
operação dos comandos sem esforços por mais algum tempo, enquanto o piloto
executa procedimentos de emergência.
Indicador de pressão do sistema, alarme de baixa pressão e alarme de nível
baixo, são outros componentes presentes em alguns sistemas hidráulicos.
4. – SISTEMA HIDRÁULICO APLICADO AOS COMANDOS DOS
ROTORES
Este é o principal emprego para a força hidráulica na aeronave. Neste caso a
pressão hidráulica é aplicada diretamente nos servo-atuadores, que têm outra
importante função além de reduzir os esforços do piloto, que é a de suportar e
absorver as forças de retorno (feedback) oriundas do rotor principal impedindo
que elas sejam transmitidas aos comandos do piloto.
SISTEMA ELÉTRICO
1.0 – INTRODUÇÃO
O sistema elétrico de uma aeronave simples é alimentado através de uma barra
de distribuição energizada por uma fontes de 28 V CC ou por uma bateria de 24 V.
Entretanto, as especificações de determinados equipamentos da aeronave (que ao
serem projetados levam em conta, inclusive, fatores como peso e custo) porém requer
fontes elétricas com corrente alternada CA. É o caso de aeronaves que possuem
modernos equipamentos de navegação, piloto automático, sistema de aquecimento de
cabine, sistema de degelo do rotor e outros. As fontes de corrente alternada mais
comuns são de 200V/400Hz trifásica e 115V/400Hz monofásica, sendo esta última
obtida diretamente de uma das fases da fonte de 200V CA. Outras fontes podem ainda
ser encontradas como a de 26 CA monofásica existente no Super-Puma e no Esquilo
bimotor.
O nosso estudo abrangerá apenas os sistemas elétricos alimentados por 28V CC,
200V CA/400Hz trifásica e 115V/400Hz monofásica, além da bateria de 24V que
equipa todas as aeronaves.
Devido à grande limitação do peso das aeronaves, suas instalações elétricas são do
tipo fio singelo onde sua estrutura é utilizada como terra.
PRINCÍPIOS DA ENERGIA REDUNDANTE
As aeronaves equipadas para voar sob qualquer condição de tempo, isto é, VMC
ou IMC, seguem dois princípios básicos de segurança no projeto de seu sistema
elétrico:
1. – todas as fontes (geradoras, retificadores, alternadores, etc) são duplas.
Cada fonte alimenta um sistema (barra) independente, porém, tem
capacidade suficiente para suprir os dois ao mesmo tempo no caso de
falha de uma das fontes.
2. – todos os equipamentos essenciais a um vôo seguro são alimentados por
duas fontes (uma de cada sistema ou barra).
2.0 – SISTEMA ELÉTRICO DE 28V CC
Este sistema, existente em todas as aeronaves, é empregado basicamente em todos os
sistemas de controle e monitoração, além de vários equipamentos que operam com
corrente contínua, tais como: transceptores (UHF, VHF, HF), bombas e válvulas
elétricas, motor de partida, etc.
As fontes de energia deste sistema podem ser de quatro tipos: geradores de corrente
contínua, retificadores, bateria ou fonte externa.
a. Gerador de corrente contínua – geralmente é empregado com função dupla,
isto é, funciona como motor de partida e gerador (STARTER-GENERATOR). É
encontrado normalmente nas aeronaves menores como medida para economizar
peso, sendo instalado na caixa de acessórios do motor. Quando é usado como
motor de partida, é energizado por uma fonte externa de 28 V CC ou pela bateria
da aeronave e é acionada pelo piloto através de um botão localizado geralmente
no punho do coletivo.
Para ser usado como gerador, o botão de partida deve estar desligado e o motor
deve estar virando com pelo menos 70% de rotação. Ele é então ligado através
de uma chave no painel superior da cabina do piloto. Um regulador de voltagem
mantém a saída do gerador entre 27 e 29 V. Entretanto, se a voltagem atingir
32V um relé de sobre-voltagem atuará retirando o gerador da linha. Para reativá-
lo basta o piloto acionar uma chave de RESET no painel o que reativará um relé
de realimentação colocando o gerador novamente na linha.
b. Retificador – é usado nas aeronaves que utilizam alternadores para alimentar
seu sistema elétrico. Este sistema é encontrado normalmente em aeronaves
maiores onde o motor de partida é independente do gerador (ou alternador).
c. Bateria – é usada para alimentar o sistema durante a partida quando não houver
fonte externa, ou durante o vôo quando todas as outras fontes falharem. Neste
caso o tempo de uso é limitado pela carga da bateria.
É do tipo alcalina com cerca de 20 elementos (dependendo da bateria) de níquel-
cádmio. A tensão nominal é de 24 V e a capacidade nominal varia de 13 a 23
A/h.
Os sistemas elétricos das aeronaves provêm, geralmente, uma indicação de
alarme para super aquecimento da bateria e, em alguns casos, até um indicador
de temperatura, ambos localizados no painel do piloto.
Durante o vôo ela é recarregada pelo gerador de corrente contínua ou pelo
retificador (se a aeronave possuir apenas alternadores).
d. Fonte externa – as aeronaves possuem um receptáculo para receber energia de
uma fonte externa de 28V CC usada para a partida do motor ou para testar
circuitos elétricos com o motor parado.
A tomada possui três bornes, a saber:
Borne negativo (pino grande) – usado como neutro.
Borne positivo (pino grande) – energiza as barras através do relé da fonte
externa.
Borne positivo (pino pequeno) – é o borne dos relés auxiliares da fonte externa,
também conhecido como borne de controle. Esses relés, quando energizados,
impedem que a bateria e o gerador possam ser acoplados ao circuito enquanto a
fonte externa está ligada, o que poderia danificá-los. O borne de controle provê
ainda um fusível para proteção contra sobre-voltagem (32V) e diodos para
proteção contra polaridade inversa. É através deste borne também que o relé da
fonte externa é energizada permitindo que as barras recebam energia elétrica.
3.0 – SISTEMA ELÉTRICO DE 200V CA/400Hz TRIFÁSICO
Empregado geralmente em sistemas de aquecimento (cabina, pára-brisa) e de degelo
das aeronaves de maior porte, sistemas de controle de armas, computadores, etc. pode
ser energizado através de dois tipos de fonte: alternadores ou fonte externa.
a. Alternadores – são dois geradores de corrente alternada instalados na seção de
acessórios da Caixa de Transmissão Principal.
Cada alternador supre um sistema elétrico independente na aeronave, porém,
tem capacidade suficiente para energizar todos os equipamentos dos dois
sistemas no caso de falha de um deles. Quando isto ocorre o alternador
remanescente é automaticamente acoplado ao sistema em pane. O alternador
possui proteção contra voltagem excessiva, baixa voltagem e baixa freqüência.
b. Fonte externa – as aeronaves com sistema elétrico de 200V CA possuem, além
do já mencionado receptáculo para fonte externa de 28V CC, um outro para
200V CA/400Hz trifásica com o mesmo objetivo daquele, isto é, partir o motor
ou alimentar o circuito com o motor parado para cheques ou testes nos
equipamentos.
O receptáculo desta fonte possui seis bornes com as seguintes finalidades:
o 3 bornes positivos (pinos grandes) sendo um para cada fase e que
alimentarão o sistema através do relé da fonte externa.
o 1 borne negativo (pino grande) usado como neutro.
o 2 bornes positivos (pinos pequenos) que permitem conectar corrente
contínua proveniente da bateria a uma unidade de seqüência de fase e de
proteção contra sobre-voltagem. Caso a fase e a voltagem estejam
corretas os contatos se fecharão nesta unidade enviando energia para os
reles dos alternadores que os desacoplará do sistema ou impedirá que
sejam acoplados. Ao mesmo tempo o relé da fonte externa será
energizado liberando a energia para o sistema.
Como se pode ver, para que a aeronave receba energia externa com
corrente alternada é necessário que a bateria esteja ligada.
4.0 – SISTEMA ELÉTRICO DE 115v ca/400Hz MONOFÁSICA
É empregado principalmente no piloto automático. Sua voltagem pode ser
conseguida de duas maneiras: através de fonte trifásica de 200V CA ou de inversores
estáticos.
a. Fonte trifásica – neste caso os 115V CA são extraídos diretamente de uma das
fases da fonte trifásica de 200V CA.
b. Inversores Estáticos – são alimentados por corrente contínua proveniente da
barra e geram corrente alternada de 115V CA.
5.0 – DISJUNTORES
Todos os circuitos e/ou equipamentos da aeronave são protegidos por disjuntores
mais conhecidos como “circuit breakers” ou simplesmente CB.
Estão localizados, normalmente, no painel superior da cabina dos pilotos com a
identificação do circuito/equipamento que protegem. No caso de sobrecarga o CB
saltará indicando a falha ao piloto que, para reativá-lo, basta empurrá-lo de volta.
DISPOSITIVOS DE CONTROLE DO MOTOR E ROTORES NA CABINA DO
PILOTO
1.0 - INTRODUÇÃO
Existem dispositivos de controle do motor e dos rotores, localizados na cabina do
piloto, com o objetivo de permitir a este controlar e/ou ajustar o motor ou, mesmo, do
rotor, não só em situações de emergência, como durante operação normal da aeronave.
Estes dispositivos podem ser resumidos em: aceleradores, ajustes finos e o próprio
coletivo do he.
2.0 - ACELERADOR
O acelerador comanda o controlador de combustível da turbina de gás.
Existem dois (2) tipos de acelerador: punho rotativo e manetes. Nas aeronaves que
possuem o acelerador do tipo punho rotativo, pelo menos as mais modernas, o controle
é realizado atrav´[es de posições fixas e só em caso de emergência é que não se
permanecerá em uma dessas posições estipuladas. Estas posições são, normalmente, em
número de três (3) e são: corte (totalmente fechado), ralanti (marcha lenta) e totalmente
aberto.
Já em alguns modelos, normalmente antigos, o piloto tem de controlar determinados
regimes de vôo através do acelerador.
Porém, na maioria dos modelos de aeronave o acelerador é do tipo MANETE e em
número, obviamente, igual ao número de motores.
Em determinadas situações, existem posições fixas nas quais as manetes devem
permanecer mas, de um modo geral, em operação normal, não existem posições
obrigatórias nas manetes. O piloto utiliza esta flexibilidade para controlar a rotação de
N1 (Ng/Nh) principalmente.
3.0 – AJUSTE FINO
São dispositivos que, como o próprio nome sugere, fazem um ajuste final de rotação
na turbina de força, mais especificamente no governador de combustível, para que essa
assuma determinada performance.
4.0 - COLETIVO
Nos helicópteros mais modernos, no coletivo, existem dispositivos mecânicos, com
os quais a aeronave compensa automaticamente a queda ou o acréscimo de RPM
causado ao R?P devido ao aumento ou a diminuição do ângulo de ataque das pás,
coletivamente. É o que podemos chamar de compensador de que de RPM da turbina de
força.
Por exemplo, ao suspendermos o coletivo, o passo as pás do R/P aumentam e, a
princípio, fazem com que a rotação destes tenda a diminuir devido ao aumento da
resistência ao avanço. Contudo, o compensador atua imediatamente no governador e
este na turbina de força a fim de aumentar a rotação desta compensando, assim, a
tendência de queda da RPM do R/P. O raciocínio é equivalente quando abaixamos o
coletivo.
O resultado do dispositivo acima é a constante manutenção em um determinado
valor, das rotações de Nf (N2) e, principalmente, do R/P.
SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
Este sistema é do tipo mecânico pneumático.
FINALIDADE DO SISTEMA:
Prover ao motor o fluxo de combustível dosado (medido), para qualquer regime de
funcionamento (da partida ao vôo). COMPONENTES DO SISTEMA:
- Válvula de Pressão
A - Boost Pumps - Válvula Alívio Check Valve
- Pressure Switch
1 - Tanque
B - Bóias C - Tomada de Enchimento
D - Válvula de Dreno
E - Suspiro
2 - Redes 3 - Válvula de corte (Fuel Shutoff Valve) 4 - A/F Fuel Filtro (Filtro da Estrutura) 5 - Bomba de Combustível do Motor 6 - Filtro de Ar de PC 7 - Double Check Valve 8 - Governador (P.T.G.) 9 - Fuel control (controlador de combustível) 10 - Check Valve 11 - Injetor de Combustível
1 - TANQUE (CÉLULA) (FIGURA 4.1)
1) Tipo: Bexiga resistente a impacto. 2) Capacidade: 91 galões. 3) Localização: Na seção intermediária, atrás e embaixo dos assentos dos
passageiros, formando um “ L ’’. 4) Instalação: O tanque tem que ser aquecido a 50ºC. 5) Temperatura Máxima: (Instalação): A temperatura máxima permitida na instalação é
de 52ºC. 6) Pequenos reparos são permitidos fazer no tanque. Exceto alguns rasgos ou cortes
que ultrapassarem a uma polegada de comprimento. OBS: Nas áreas radiais, que são locais das bombas, válvula de dreno, bóias, tomada
de enchimento e fixação do mesmo, não é permitido nenhum tipo de reparo. Devendo ser enviado para o fabricante.
COMPONENTES DO TANQUE: - Boost Pumps - Bóias - Tomada de Enchimento - Válvula de Dreno - Suspiro
- BOOST PUMPS (BOMBAS AUXILIARES) (FIG. 4.2) - fucionam eletricamente.
- Quantidade: Duas e são centrífugas. - Localização: Na parte inferior do tanque (barriga da A/N). - Pressão máxima das Boost: 30 PSI. - Pressão mínima das Boost: 4 PSI. - Pressão normal das Boost: 12 a 15 PSI. A pressão das Boost são transmitidas ao painel (cabine) através de um transduce, que
fica localizado no compartimento da válvula de corte (Fuel Shutoff Valve). OBS: O transduce transforma a pressão em sinal elétrico. - A luz de alarme acende no painel (cabine) quando a pressão cai de 3.5 ± 0.5 PSI. - A luz de alarme apaga quando a pressão chegar de 6 ± 0.5 PSI. - As Boost estão interligadas e possuem: Check Valve e Válvulas de Alívio.
- Finalidade dos Check Valve: Com o motor parado mantém uma coluna de líqüido constante no sistema e quando as bombas estiverem funcionando evitam a recirculação do combustível entre as mesmas/bombas.
VÁLVULA DE ALÍVIO (FUROS CALIBRADOS)
Fica localizada na Check Válvula e tem a finalidade de aliviar a pressão da coluna formada pela check válvula, quando a A/N estiver exposta a grandes temperaturas.
BÓIAS
Feitas de metal e são em número de duas. Uma superior e uma inferior. As duas transmitem a indicação da quantidade de combustível para o marcador através de sinal elétrico.
TOMADA DE ENCHIMENTO
Fica localizada ao lado direito da A/N e sua tampa fecha por pressão.
VÁLVULA DE DRENO
Fica localizada embaixo do tanque da A/N e seu funcionamento é elétrico-magnético. É acionada por uma botão que fica ao lado direito da A/N.
SUSPIRO DE TANQUE
Tem a finalidade de realizar a respiração do tanque quando o mesmo estiver exposto a temperatura elevadas.
2 - REDES
São de aço e podem ser rígidas ou flexíveis.
3 - VÁLVULA DE CORTE
Fica localizada no compartimento do lado direito da A/N.
- Funcionamento: Eletromagnético. - Finalidade: Cortar o combustível do motor em caso de emergência. - É acionada com a bateria ligada, através de um interruptor localizado no lado direito
do painel (com duas posições ON e OFF).
4 - A/F FUEL FILTER (FILTRO DA ESTRUTURA) (FIG. 4.3)
- Localização: Lado direito da A/N, no compartimento do motor fixado na parede de fogo de vante.
- Capacidade de Filtragem de 10 microns. O filtro é de papelão e deve ser trocado a cada 300 horas ou em caso de
contaminação do sistema. OBS: O Filtro após ser retirado deve ser rasgado a fim de se verificar se existe alguma
impureza no mesmo.
- Possui na sua parte superior (cabeça do filtro) um botão vermelho por onde é feito teste na luz que indica no painel se o filtro foi by passado (A/F Fuel filter).
- O filtro será by passado quando o diferencial de pressão ultrapassar a 4.5 PSI e neste caso a luz de alarme acende no painel.
- Possui uma válvula de dreno por onde é feito o dreno na inspeção diária.
5) BOMBA DE COMBUSTÍVEL DO MOTOR (FIG. 4.4)
- É do tipo engrenagem de dentes retos. É acionada pelo trem de engrenagem da
turbina de gás. (N1).
- Capacidade de pressão: 900 PSI.
- Possui um filtro tipo tela com capacidade de filtragem de 5 microns que será by
passado quando o diferencial de pressão for de 2.0 a 2.5 PSI.
- O filtro é trocado a cada 300 horas ou em caso de contaminação.
- Possui válvula reguladora de pressão na entrada de P.O (excesso de combustível
que vem do Fuel Control). Essa válvula evita a cavitação (formação de bolhas de ar) quando existir a condição de baixa pressão na entrada de combustível na bomba.
6) FILTRO DE AR DE PC
- É localizado no lado esquerdo do motor, na parte superior da caixa de ACC.
- É do tipo tela com capacidade de filtragem de 10 microns e é limpo com ultra-som.
7. DOUBLE CHECK VALV
- É localizada embaixo da parede de fogo do motor (turbina).
- Finalidade: Evitar oscilações no sistema, provocado pelo movimento rotacional do
rotor.
8) GOVERNADOR (P. T. G.) (FIG. 4.5 E 4.6)
- É localizado embaixo e do lado esquerdo do motor e é acionado pelo trem de
engrenagem da turbina de força e ar de PC. Sua solicitação de funcionamento é feito
pelo piloto através do BEEPER ou do compensador de queda de RPM (Haste).
- Possui uma alavanca limitadora de velocidade (over speed) (114% N2) , um filtro de
ar, uma válvula de pressão reguladora (PR) (9PSI), um conjunto de contra pesos e um
plug de PG (Pressão do Governador).
OBS: Funciona na faixa 97% a 100% RPM de N2 (turbina de força).
PRESSÃO DE COMBUSTÍVEL
P.O - By Pass
P.1 - Pressão da Descarga da Bomba
P.2 - Fluxo de Combustível Medido
PRESSÃO DE AR
P.A - Pressão Atmosférica
P.C - Pressão Compressor
P.G - Pressão Governadora
P.G’- Pressão Receptora Governadora
P.R - Pressão Reguladora (9 PSI)
P.X - Pressão do Fole Desaceleração
P.Y - Pressão Governadora de Aceleração
9) FUEL CONTROL ( CONTROLE DE COMBUSTÍVEL) ( FIG. 4.5 E 4.6)
- Localizado do lado direito do motor. É acionado pelo trem de engrenagem da turbina
de gás (N1).
Composto de :
Na parte que trabalha com ar.
- Filtro de ar.
- Orifícios PX, PY e PA.
- Cápsula de empobrecimento: Evita o monitoramento na partida.
- Fole de PY e PX.
- Plug PY e PX
- Válvula PR-PG: Evita que o motor apague na desaceleração quando chegará a 40 º
no quadrante
Na parte que trabalha com combustível:
- Filtro de combustível do fuel control (entrada).
- Válvula medidora de fluxo.
- Válvula de corte - Começa abrir com 8º e começa a fechar com 10º no quadrante.
- Válvula de by pass - By passa o combustível para admissão da bomba.
- Válvula de Alívio - Mantém a pressão de 700 PSI no sistema e o excesso vota
através de P.O para bomba.
Na parte mecânica:
- Conjunto de contra pesos.
- Eixo receptor.
- Alavanca controladora.
- Alavanca de enriquecimento.
- Molas.
OBS: Os eixos de acionamento do (PTG e Fuel Control são Bi-partidos para não
darem informa-
ções falsas por causa dos Beack Less das engrenagens que acionam os
mesmos.
10) CHECK VALVE
Fica localizada entre a rede que sai do Fuel Control para o injetor.
11) INJETOR DE COMBUSTÍVEL (FUEL NOZZLE)
- Possui uma entrada simples e duas saídas de injeção de combustível. - Fica localizada a ré da câmara de combustão e serve para alinhar a mesma. - Finalidade: O combustível medido no Fuel Control é enviado ao injetor, que por sua
vez, atomiza e injeta para o interior da câmara de combustão a mistura pronta para ser queimada.
- No injetor temos: duas saídas de combustível. a) Uma saída de combustível é o primário. b) Uma outra saída de combustível é o combustível. - Saída do primário: Estará funcionando a partir de uma pressão de 30 PSI e em todo
momento que o motor estiver funcionando. - Saída do secundário: Estará funcionando toda vez que a pressão ultrapassar 150
PSI. - Saída de ar: O fluxo de ar ao passar pelos furos, reduz a formação de carvão tanto no
primário quanto no secundário. Serve para alinhar a chama além de enriquecer a
queima. - O combustível depois de filtrado no injetor é derivado para a válvula mediadora, que
possui três (3) posições: 1ª - Posição da passagem do fluxo de combustível. 2ª - Posição da passagem do fluxo de combustível para o primário. 3ª - Posição da passagem do fluxo de combustível para o secundário.
OBS: Quem determina a posição da válvula medidora para abrir é a pressão de combustível e
para fechar é a pressão da mola do injetor.
- O combustível passa pelo interior do bico spray, sendo que o primário por furos
pequenos e sai pelo centro e o secundário por 12 furos. O ar entra pelos furos existentes no capuz de ar e é direcionado para pequenos furos
existentes na periferia do bloco. OBS: Na hora do corte a mola do bico evita que tenha um reacendimento da chama,
gotejamento ou vazamento de combustível, formando com isso carvão.
1. – INTRODUÇÃO
O petróleo está sempre presente em nosso dia-a-dia. Ele pode ser transformado em
inúmeros subprodutos, inclusive em um que nos interessa mais de perto, o
COMBUSTÍVEL DE AVIAÇÃO.
O conhecimento de algumas das principais características destes combustíveis, bem
como seu manuseio é de fundamental importância para os AERONAVEGANTES, pois,
suas vidas podem depender disto.
As especificações de qualidade dos combustíveis de aviação são estabelecidos pelo
CNP. Estas especificações são mais ou menos semelhantes em todos os países.
2. – TIPOS DE COMBUSTÍVEL
Os combustíveis de aviação são divididos, basicamente, em GASCLINA (GAV) e
QUEROSENE DE AVIAÇÃO (QAV).
A GAV ou AVGAS é caracterizada por seu poder antidetonante máximo e mínimo
(mistura rica e pobre, respectivamente). Para designar este poder é utilizado o Índice de
Octana (valores até 100) e o Índice de Desempenho (valores acima de 100).
No quadro abaixo são apresentados os principais tipos de gasolina:
GRAU USO PRINCIPAL COR CÓDIGO/OTAN
115/145 ANV MILITAR PÚRPURA F-22
100/130 CARGA E TRANSPORTE VERDE F-18
80/87 TREINAMENTO VERMELHA F-12
Existem diferenças básicas entre a GAV e o QAV, a primeira seria que o QAV (JET
ENGINE FUEL) possui um índice de octanagem muito mais baixo que o da GAV. A
Segunda é com relação a volatilidade, pois a gasolina evapora muito mais rápido que o
querosene, ou, aquela é mais volátil.
Os tipos de querosene de aviação nos são apresentados, basicamente, segundo o
quadro abaixo:
DENOMINAÇÃO
MILITAR
OUTRAS DENOMINAÇÕES CÓDIGO OTAN
BR EUA COMUM COM
FSII
JP-1 JP-8 AVTUR/AVTUR FSII */ QAV-1 /JET
A-1
F-35 F-34
JP-5 JP-5 AVCAT/AVCAT FSII* F-43 F-44
- JP-4 AVTAG/JET-B F-40 F-40
OBSERVAÇÕES:
1. Existe um aditivo, o Fuel Sistem Icing Inhibitor (FSII) que retarda o
aparecimento de gelo no combustível, porém, praticamente não muda as outras
características básicas deste, permanecendo pois, com a mesma denominação,
mudando em alguns casos somente o código adotado na OTAN.
2. O jp-5 é produzido exclusivamente às Forças Navais, pois, possui características
(especificações) próprias ao armazenamento e utilização a bordo.
Em relação ao JP-1, o JP-5 possui menor volatilidade e maior peso específico,
ponto de fulgor, ponto de congelamento e viscosidade.
3. O JP-4 é um combustível com características de gasolina que é utilizado em
turbinas de aviação.
4. As características ou especificações (como densidade, temperatura de destilação,
etc.) de JP-8 estão entre o JP-4 e JP-5 tendendo mais ao segundo.
3. – AGENTES CONTAMINANTES
O combustível recebido pelas aeronaves poderão estar contaminados por um ou mais
agentes contaminantes. Estes provocarão a corrosão interna dos tanques e sistemas de
combustível, avarias nestes sistemas, principalmente em suas unidades filtrantes e
problemas na performance do motor, podendo, mesmo, vir a causar o seu apagamento.
Pelos inúmeros inconvenientes, citados acima, todo o pessoal envolvido em operações
aéreas deverá envidar esforços no sentido de evitar, detectar e combater a contaminação
do combustível.
Os agentes contaminantes são: água, as partículas sólidas, os surfactantes e os
microorganismos.
3.1 - ÁGUA
A água estará presente em todos os combustíveis em quantidades que
dependerão principalmente da temperatura, da composição dos mesmos ou, ainda, da
variação da altitude. A água pode se apresentar no combustível em duas formas: água
livre ou em suspensão.
A água livre aparece como mistura heterogênea com o combustível, ou seja, não
se combinando com o mesmo, aparecendo a olho nu sob a forma de gotículas, que
levarão grande tempo para se depositarem no fundo do tanque ou no fundo dos
recipientes de análise. Esta água poderá ser eliminada por drenagem .
A água em suspensão aparece como mistura homogênea com o combustível,
formando uma névoa leitosa que, dependendo da concentração, não será visível a olho
nu. Esta concentração poderá ser analisada pelos testes “ESSO HIDROKIT” ou “ SELL
WATER DETECTOR”.
Além de agente corrosivo, a água no combustível pode causar o apagamento do
motor ou, ainda, servir como meio ambiente para microorganismos.
A concentração máxima permitida é de 30 PPM.
2. – PARTÍCULAS SÓLIDAS
Geralmente constituídas de óxido de ferro acompanhadas por areia silicosa, são
provenientes dos produtos da corrosão do sistema e de resíduos dos tanques ou de
resíduos do meio ambiente que se alojam nos reservatórios por descuido dos
utilizadores.
Seus efeito no sistema de combustível são: abrasão dos componentes deste sistema
e a combinação com a água livre provocando as condições propícias à proliferação de
microorganismos. Seu acúmulo provoca, principalmente, avarias nos elementos
filtrantes.
A detecção de partículas sólidas, requer basicamente tempo adequado para
assentamento destas substâncias e inspeções freqüentes de filtros e drenos.
3. – SURFACTANTES
São substâncias polares (possuem excesso ou falta de elétrons na molécula) que
provocam redução na tensão interfacial entre a água livre e o combustível.
Estes agentes são os responsáveis pelo emulsionamento da água no combustível e
após contaminarem os filtros de combustível, são também responsáveis pela passagem
da água através dos mesmos. Juntamente com a água, são fatores preponderantes à
formação de microorganismos, tendo a experiência mostrado que o crescimento das
bactérias cessa quando são controlados os surfactantes e a água no combustível.
Os surfactantes serão acusados, praticamente, apenas por lodo marrom nos filtros
e nas superfícies de separação entre o combustível e a água.
4. – MICROORGANISMOS
Habitam principalmente o lodo existente na superfície interfacial entre o
combustível e a água causando defeitos nos sistemas de indicação de combustível,
obstrução dos elementos de filtro e corrosão dos tanques, além de danificarem os
componentes do sistema de combustível. Estes microorganismos, são em geral,
bactérias e fungos, cujo crescimento dá origem ao lodo microbiológico verificado nos
tanques do combustível.
No caso de suspeita de contaminação por microorganismos, deverá ser conduzido
o teste com o denominado “ MICROB MONITOR TEST KIT”.
4. CUIDADOS
4.1 – NA ARMAZENAGEM
a. A armazenagem de produtos envasados, ou seja, produtos fornecidos em
baldes ou tambores, deverão, preferencialmente, ser feita em locais
cobertos, ventilados e sem contato direto dos vasilhames com o chão.
Deverá ser observado o esquema em anexo para armazenagem de
produtos.
b. Os vasilhames deverão ser inspecionados e limpos periodicamente,
evitando acúmulo de sujeira ou água na tampa.
c. Deve-se evitar que o tanque da aeronave fique, por muitas horas,
relativamente com pouco combustível, evitando, com isto, a expansão
dos gases no interior deste mesmo tanque.
4.2 – NO MANUSEIO E ABASTECIMENTO
a. Certificar-se de que o tipo de combustível é o correto, antes do
abastecimento.
b. Não é permitido fumar num raio de 15 metros do local das fainas de
abastecimento.
c. O prazo máximo para consumo do combustível deverá ser de seis meses
após sua fabricação.
d. Deverá ser realizado, no mínimo, antes do 1º vôo do dia, drenagem do
combustível que se encontra no tanque da aeronave.
e. Obrigatoriamente, antes do primeiro abastecimento do dia, haverá testes
para detecção de água (EXXON HIDROKIT ou SHELL WATER
DETECTOR TEST KIT), além da inspeção visual para detectar
possíveis impurezas sólidas.
f. Quando o EXXON HIDROKIT mudar sua coloração para rosa ou
avermelhado e/ou o SHELL WATER DETECTOR apresentar coloração
azulada significa dizer que o combustível analisado possui quantidade de
água superior a 30 PPM.
g. A ligação anti-estática (terra) do bico de abastecimento deverá ser feita
antes da retirada da sua tampa protetora e da abertura do tanque da
aeronave.
h. Não podemos esquecer que eletricidade estática, instrumentos elétricos,
cigarros acesos, centelhas de ferramentas, canalizações de descargas
aquecidas e inúmeras outras causas poderão provocar a ignição dos
vapores de querosene.
i. Não é recomendável o destanque de uma aeronave para outra,
diretamente, sem nenhum reprocessamento antes.
j. Salpicos de combustíveis ou derramamentos, deverão ser lavados.
k. O combustível envasado deverá ficar em repouso na posição vertical por
um período mínimo de 10 minutos, antes da abertura e utilização dos
seus bujões, com o fito de facilitar a decantação de impurezas por
ventura existentes.
l. O abastecimento de combustível envasado deverá ser feito após serem
realizados os testes para confirmar a não existência de água acima do
limite permitido. Deverá ainda ser deixado de aspirar cerca de 10% do
fundo do tambor, por precaução. Os cuidados deverão ser redobrados,
pois produtos envasados são muito mais propensos à contaminação.
5. OBSERVAÇÕES
a. No estado gasoso, os combustíveis de aviação são mais pesados que o ar. No
estado líquido são mais leves que a água. As conseqüências disto é que a água
presente nos combustíveis tenderá ir para o fundo do reservatório, enquanto os
vapores destes ficarão próximos ao solo (ou do fundo do reservatório).
b. Além da contaminação, o combustível poderá se deteriorar motivado pela
evaporação de frações leves das misturas dois hidrocarbonetos, por oxidação
devido à atividade de fungos e por polimerização das moléculas de alguns
compostos. Aparecerá uma espécie de “GOMA” em maio ao combustível.
c. Pelo descuido na preparação dos tanques de armazenagem, ou ainda, pela
combinação do desconhecimento do abastecedor com a falta de atenção do
“abastecido” pode aparecer um outro tipo de contaminação que, dependendo do
seu grau, poderá ser tão ou mais perigoso que os quatro já apresentados. É a
contaminação por mistura indevida de combustíveis.
QUEROSENE DE AVIAÇÃO ENVASILHADO
Cuidados no armazenamento
1. IDENTIFIQUE CORRETAMENTE O COMBUSTÍVEL ARMAZENADO NOS TAMBORES,
REGISTRE A DATA DE SEU RECEBIMMENTO; 2. RESTRINJA A VIDA ÚTIL DO COMBUSTÍVEL ENVASILHADO EM SEIS MESES; 3. CONSUMA SEMPRE O TAMBOR MAIS ANTIGO, DENTRO DO LIMITE DE VALIDADE; 4. EVITE CRIAR MOSSAS NOS TAMBORES DURANTE SUA ESTIVA, POIS O
REVESTIMENTO INTERNO PODE SOFRER RACHADURAS NESSES LOCAIS,
FACILITANTO A CORROSÃO INTERNA DO TAMBOR; 5. MANTENHA OS TAMBORES SEMPRE EM POSIÇÃO CORRETA,
PREFERENCIALMENTE NA POSIÇÃO HORIZONTAL (ITEM A), CONFORME ABAIXO:
A) Armazenagem Horizontal
B) ARMAZENAGEM VERTICAL
PUBLICAÇÕES E REGISTROS TÉCNICOS DE MANUTENÇÃO
INSTRUMENTOS DE AERONAVES
1. – INTRODUÇÃO
A operação segura, econômica e eficiente das aeronaves modernas dependem do
emprego de instrumentos. Os primeiros instrumentos de avião foram os indicadores de
pressão de óleo e combustível para prevenir pane de motor de modo que o avião
pudesse pousar antes que ocorresse falha total. Quando os aviões foram projetados para
voar distâncias consideráveis surgiram os problemas de condições de tempo. Foram,
então, desenvolvidos instrumentos que permitissem voar sob más condições de tempo.
A Instrumentação é, basicamente, a ciência da medição. Velocidade, distância,
altitude, pressão, direção, temperatura, rotação são alguns dos valores que podem ser
mensurados e apresentados em mostradores (instrumentos) na cabina de comando.
2. – TIPOS DE INSTRUMENTOS DE MONITORAGEM
Existem instrumentos que são utilizados, basicamente, para monitoragem das
performances do grupo motor/propulsor (motor, turbina, rotores, transmissão) e aqueles
que são utilizados com o objetivo de controlar a atitude da aeronave. Dentre estes
existem aqueles que não recebem informações oriundas de corrente fornecida pela
aeronave, ou seja, não dependem do gerador/bateria. Estes instrumentos são ditos de
“linha úmida” ou “molhados”.
Falemos agora, não de todos, porém, dos mais comuns instrumentos de monitoragem
em aeronaves de asa rotativa. São eles:
1. – INDICADOR DE TORQUE – Indica o torque que é aplicado no
sistema de força da aeronave, ou seja, na turbina de força e,
consequentemente, à transmissão (e rotores). Normalmente são de linha
úmida.
2. – TACÔMETRO – É um instrumento que indica a velocidade de
rotação de um (ou mais) eixo (s). Os principais exemplos são: Indicador
de RPM (TACOMETRO) da(s) turbinas de gás (N1, Nh, Ng) e
TACÔMETRO DUPLO (triplo) que indica a rotação, em termos
percentuais, da (s) turbina (s) de força e do rotor principal.
3. – INDICADORES DE TEMPERATURA – são utilizados basicamente
dois tipos. O 1º é o PAR TERMOELÉTRICO ou TERMOCOUPLE que
é utilizado em locais onde a temperatura é muito elevada (cilindros,
câmara de combustão, descarga dos gases da turbina de gás, etc.). Este
TERMOCOUPLE é um circuito ou conexão de dois (2) metais
diferentes. Tal circuito possui duas (2) junções (uma fria e outra quente).
A diferença de temperatura entre as junções faz aparecer uma F.E.M. no
circuito. A diferença de temperatura é proporcional a F.E.M. produzida.
Caso a junção fria seja constituída por um galvanômetro e este for
calibrado em graus de temperatura, ele se torna um termômetro.
4. – INDICADORES DE PRESSÃO – pressão do óleo do motor e da
transmissão são os exemplos mais comuns destes instrumentos que são
considerados de linha molhada.
5. – MEDIDOR DE CARGA (LOADMETER) – indica a carga debitada
pelo gerador da aeronave ao sistema, ou seja, quanto está sendo tirado,
em termos de corrente, do gerador.
6. – TRANSDUTOR DE PRESSÃO DO COMBUSTÍVEL – indica de
forma normalmente elétrica, a pressão do combustível que está indo para
o motor.
7. – INSTRUMENTOS DO SISTEMA PITOT-ESTÁTICO – são
aqueles que se utilizam das pressões dinâmica e estática, em que a
aeronave está envolvida, para obter informações como: altitude e
velocidade horizontal e vertical. Estes instrumentos são,
respectivamente: altímetro, velocímetro e indicador de subida e descida.
8. – INSTRUMENTOS GIROSCÓPICOS – entre outros menos comuns,
existem três instrumentos que se utilizam dos princípios giroscópicos
para funcionar e, como é deduzível, estes instrumentos dependem de
energia proveniente do gerador/bateria. São eles: o indicador de atitude
(horizonte artificial), indicador de rumo (giro direcional) e ponteiro do
indicador de curvas e inclinação.
9. – BÚSSOLA MAGNÉTICA – é um instrumento simples, auto-
suficiente, cujo funcionamento se baseia no princípio da atração
magnética.
10. OUTROS INSTRUMENTOS – determinados instrumentos como o
ADF, VOR, DME entre outros mais ou menos complexos, auxiliam a
localização e a manutenção de determinada atitude da aeronave. Estes
são conhecidos como instrumentos de rádio-navegação e dependem da
corrente elétrica oriunda da aeronave (ou fonte externa). O número e o
tipo destes instrumentos dependem quase que exclusivamente da missão
para qual aeronave foi planejada.
3. – AVISOS E ALARMES
Além dos indicadores, já discutidos, que auxiliam na monitoragem da aeronave
(motor, atitude, etc), existem avisos e/ou alarmes (luminosos e/ou Auditivos) que
denunciam quando setores considerados vitais não estão indo bem ou mesmo, que o vôo
está sendo realizado em condições anormais ou críticas.
Os seguintes avisos/alarmes são os mais comuns, nos diversos modelos de
helicópteros: Motor apagado, baixa rotação do R/P, alta temperatura do óleo da
transmissão, baixa pressão do óleo da transmissão, alta temperatura da bateria, mau
funcionamento da bomba de combustível e gerador desligado.
Ainda podemos encontrar, dependendo do tipo de aeronave: limalha no
motor/transmissão, aquecimento em determinada seção da aeronave, funcionamento do
hidráulico, baixa quantidade de combustível no tanque, alternador fora, existência ou
não de carga externa, freio do rotor acionado, trem de pouso baixado ou ainda não
recolhido, flutuador acionado etc.
VIBRAÇÕES
1. - INTRODUÇÃO:
O helicóptero como um tipo de máquina voadora com característica única de ser
totalmente dinâmica, apresenta algumas vibrações, as quais podem ser consideradas
normais ou anormais.
As vibrações normais são aquelas características para cada tipo de aeronave, próprias
de cada aparelho.
As vibrações anormais são aquelas que sendo atípicas, permitem que o piloto as
detecte e dê as informações mais precisas possíveis à manutenção.
2. – TIPOS DE VIRAÇÕES:
As vibrações podem ser de baixa, média ou alta freqüência.
O helicóptero, embora sendo uma máquina totalmente dinâmica, não têm todas as
suas partes girando ou trabalhando na mesma freqüência. Podemos considerá-lo como
uma orquestra, onde sendo vários os tipos de instrumentos, com diferentes sonoridades,
o que importa é a perfeição na harmonia final.
Por ser o rotor principal, o componente dinâmico que menos gira no helicóptero,
vamos considerá-lo como sendo o componente básico, a partir do qual, considerado de
baixa freqüência, classificaremos os de média e alta freqüência.
Vamos considerar o rotor principal em funcionamento como sendo um disco que
deve girar completamente equilibrado, tanto no sentido vertical como no sentido lateral
e que cada possível vibração só possa ser contada uma vez em cada volta do rotor
principal.
A esse tipo de vibração damos a frequência de 1:1, ou uma viração para cada volta
completa do rotor principal. Essas vibrações podem ser sentidas no sentido vertical de
vôo (galope) e são provocadas por não estarem as pás girando no mesmo plano de
rotação (fora de tracking), ou porque alguma das pás está mais pesada do que as outras,
o que, pela sua força centrífuga maior, provoca um desequilíbrio dinâmico no sentido
lateral (fora de balanceamento). A maneira de corrigir estas vibrações está no manual de
manutenção de cada modelo de aparelho.
A vibração de média freqüência é caracterizada por ocorrer duas vezes para cada
volta do rotor principal, ou seja 2:1. é de difícil localização e no manual específico para
cada tipo de aparelho, o fabricante nos dá uma seqüência de prováveis causas, que
podem orientar no caminho da pesquisa da vibração. Às vezes pode ser provocada por
um ou mais elementos em conjunto, ou isolados. Na transição do vôo pairado para a
fase de sustentação por deslocamento, pode aparecer esse tipo de vibração, porém,
assim que a sustentação efetiva é ultrapassada, essa vibração cessa e é de fácil
identificação pelo piloto.
A vibração de alta-frequência é de fácil identificação e de acordo com o local onde é
sentida, sua eliminação se torna óbvia. É mais freqüente nas partes que trabalham em
maiores rotações. Exemplos: eixo de acionamento do rotor de cauda, ventiladores, rotor
de cauda. Nesta parte ela se apresenta como um formigamento nos pedais. Também no
manual de manutenção específico nos orienta na pesquisa da causa provável.
Ventos de través, no vôo pairado ou na transição para a sustentação por
deslocamento, provoca esse tipo de vibração, o que deve ser considerado normal.
Podem ainda ser provocadas pelo grupo motopropulsor, e normalmente, são devido a
problemas na sua fixação à estrutura.
SISTEMA DE ILUMINAÇÃO TÍPICO
Existem três tipos de iluminação típicos de uma aeronave. São eles: luzes de
navegação, anticolisão e os faróis de pouso e de táxi.
As luzes de navegação podem ser divididas em esquerda, que são vermelhas e
direitas, que são verdes, e na cauda, também denominada de LUZ DE POSIÇÃO, que é
branca.
A luz anticolisão é do tipo “strob-light”, denominada, também, como “MARKER
Beacon” e é de cor vermelha.
Existem ainda, os faróis de pouso que, dependendo do modelo da aeronave, varia em
número, localização e potência.
Em operações não militares, são as seguintes as aplicações desses equipamentos:
a. LUZES ANTICOLISÃO: chamar a atenção para a aeronave.
b. LUZES DE NAVEGAÇÃO: indicar a trajetória relativa da aeronave a qualquer
observador externo.
c. FARÓIS DE POUSO: além de iluminar o local de pouso ou de reconhecimento,
indica a posição e a trajetória relativa da aeronave.
OBSERVAÇÕES: As características, especificações, bem como a obrigatoriedade do
uso destas luzes não são escopo desta disciplina. Porém, algumas destas informações
podem ser conseguidas no ICA – 100-12.
