BEECHCRAFT KING AIR, SISTEMAS

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BEECHCRAFT KING AIR, APRESENTAÇÃO & SISTEMAS 
 
 
Marcos Bantel 
Ciências Aeronáuticas 
 
1 INTRODUÇÃO 
O Beech King Air é uma aeronave turboélice bimotora, desenvolvida em 
1964 pela Beech Aircraft Corporation com a proposta um meio-termo entre o 
motor a pistão e a aeronave a jato. O King Air possui maior alcance e teto 
operacional que aeronaves com motor a pistão e pode pousar nas pistas curtas 
da maioria dos pequenos aeroportos ao contrário de muitos jatos. Com versões 
diferentes fabricadas, esta aeronave continua sendo a principal aeronave 
executiva para empresas de pequeno e médio porte e é parte integrante da frota 
de muitas empresas de grande porte . 
 O seu projeto é de asa baixa , construção de alumínio com trem de pouso 
triciclo e retrátil. O equipamento padrão inclui botas de degelo nas bordas de 
ataque das asas e empenagem do avião. Os instrumentos de voo permitem 
operação em condições adversas , com opções para equipamentos de 
comunicação e navegação incluindo piloto automático e sistemas de radar. Entre 
as variantes fabricadas ,o King Air 350 (Figura1) é a referência para este 
trabalho. 
 
2 DESCRIÇÃO GERAL 
 
O King Air 350 é uma aeronave executiva com capacidade para até nove 
passageiros , bagagem e uma tripulação de dois pilotos. Os motores são Pratt 
& Whitney Canada PT6A-60, com hélices Hartzell de quatro pás . 
 
2.1 CERTIFICAÇÃO 
 
Figura 1 – King Air 350 
Fonte: VHV.RS . Disponível em: < https://www.vhv.rs/viewpic/ibJwiwT_transparent-aviao-
png-beechcraft-king-air-360-png/>. Acesso em: 15 de ago. de 2021 
 
 2 
O King Air 350 é certificado de acordo com a categoria de passageiros FAR 
Parte 23, incluindo operação diurna /noturna , VFR, IFR , voo em condições de 
formação de gelo e RVSM. 
 
2.2 DIMENSÕES (Figura2) 
 
altura 4,37m 
largura 14,22m 
 
ASA 
envergadura 17.65 m 
área 28.8 m2 
enflechamento ( 25% de corda) 0.0 ° 
diedro 6.0 ° 
razão de alongamento 10.8 
corda aerodinâmica média 1.78 m 
 
ESTABILIZADOR HORIZONTAL 
envergadura 5.61 m 
área 6.32 m2 
enflechamento ( 25% de corda) 17 
diedro 
razão de alongamento 5.0 
 
ESTABILIZADOR VERTICAL 
área 4.86 m2 
enflechamento ( 25% de corda) 37.1 ° 
razão de alongamento 1.1 
 
CABINE 
comprimento total pressurizado 7.57 m 
Comprimento(excluindo cockpit) 5.94 m 
altura máxima 1.45 m 
largura máxima 1.37 m 
 
PORTA DE EMBARQUE 
altura 1.31 m 
largura 0.68 m 
 
PESOS MÁXIMOS CERTIFICADO,CAPACIDADE DE COMBUSTÍVEL 
peso máximo de taxi 6.849 kg 
peso máximo de decolagem 6.804 kg 
peso máximo zero combustível 5.670 kg 
peso máximo de pouso 6.804 kg 
peso máximo operacional* 4.516 kg 
 3 
capacidade máxima de combustível utilizável ( 0.8028 kg/l ) 1.638 kg 
* peso máximo operacional inclui um piloto, combustível não utilizável , interior 
padrão e avionicos. 
 
Figura 2 – Dimensões, King Air 350 
Fonte: Beechcraft Corporation,out.2015 
 4 
 
 
 
 
 
3 CRITÉRIOS ESTRUTURAIS DE PROJETO 
 
A asa e a fuselagem do King Air 350 são de construção semi monocoque 
convencional. Possui asas do tipo catilever e empenagem em T. A maior parte 
da estrutura é fabricada em liga de alumínio de alta resistência. Aço e outros 
materiais são usados conforme necessário. O projeto é baseado em conceitos 
de tolerância a danos. A fuselagem é certificada como tolerante a danos (vida 
útil ilimitada), o que garante a integridade estrutural contínua por meio de um 
programa de inspeção e ação de manutenção apropriada. A estrutura da 
aeronave é dividida em três componentes principais: fuselagem, asa e 
empenagem. 
 
3.1 FATOR CARGA 
 
Os limites de fator carga em manobras permitidos são -1,24 / +3,10 gs. 
 
3.2 ALTITUDE MÁXIMA / DIFERENCIAL DE PRESSÃO 
 
Na altitude máxima de operação de 35.000 pés (10.668 m), um diferencial 
de pressão nominal máxima da cabine de 6,6 psi fornece uma altitude de cabine 
de 10.400 pés (3.170 m). 
 
3.3 LIMITAÇÕES DE VELOCIDADES 
 
VMO (MSL / 21,000 ft (6,400 m)) . 263 KIAS (487 km/hr) 
VMO (21.000 ft (6,400 m) / 35,000 ft (10,668 m)) 263 -194 KIAS (487-359 
km/hr) 
MMO 0.58 M 
 
VELOCIDADES DE EXTENSÃO DOS FLAPS 
VFE (aproximação) 202 KIAS (374 km/hr) 
VFE (configuração de pouso) 158 KIAS (293 km/hr) 
 
TREM DE POUSO: Operação e extensão 
VLO (extensão) 184 KIAS (341 km/hr) 
VLO (recolhimento) 166 KIAS (307 km/hr) 
VLO (operação em emergência) 184 KIAS (341 km/hr) 
 
3.3 CENTRO DE GRAVIDADE 
 
limite dianteiro (máx. 5.352 kg) 7.8% MAC 
limite dianteiro (máx. 6.803 kg) 19.3% MAC 
limite traseiro 31.7% MAC 
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4 FUSELAGEM 
 
A fuselagem é fabricada em liga de alumínio de alta resistência ,aço e outros 
materiais. O projeto estrutural é multi frame e moldado para fornecer um espaço 
de cabine otimizado e conforto aos passageiros. Proporciona uma largura interna 
máxima da cabine de 1,37 m e altura máxima da cabine de 1,45 m. A fuselagem 
é dividida em três subseções; seção de nariz não pressurizada, uma cabine de 
comando e seção de cabine pressurizadas e seção de cauda não pressurizada. 
 
4.1 SEÇÃO DE NARIZ 
 
A seção do nariz fornece o espaço disponível para equipamentos avionicos, 
antena do radar meteorológico, luzes de pouso e trem de pouso do nariz. O 
equipamento avionicos está localizado na parte superior da baía do nariz e é 
acessível por meio de portas de acesso nos lados direitos e esquerdos . O trem 
de pouso do nariz e as luzes de pouso estão localizados no alojamento do trem 
na parte inferior da seção do nariz. 
 
4.2 SEÇÃO DE CABINE PRESSURIZADA 
 
O cockpit e a cabine de passageiros compreendem a parte pressurizada da 
fuselagem. A área pressurizada se estende da antepara de pressão à frente até 
a antepara de pressão da cauda e tem uma pressão diferencial operacional 
máxima de 6,6 psi. A porta de entrada da cabine está localizada no lado 
esquerdo traseiro da fuselagem, enquanto os lados esquerdos / direito dianteiro 
da fuselagem incorporam as portas de saída de emergência. 
 
4.3 SEÇÃO DE CAUDA 
 
A cauda contém espaço para a garrafa de oxigênio e o gravador de voz 
da cabine. Um gravador de dados de voo opcional também pode estar localizado 
nesta área. 
 
4.4 JANELAS 
 
Os para brisas são um sanduíche de vidro e acrílico com capacidade anti-
gelo usando elementos eletrotérmicos entre os vidros. A remoção da chuva no 
solo e durante o voo em baixa velocidade é obtida pelo uso de limpadores de 
para-brisa eletromecânicos. 
 
5 ASAS 
 
A asa é de construção semi monocoque incorporando estruturas duplas de 
longarina de ponta a ponta da asa. As longarinas dianteiras e traseiras são 
semelhantes em construção, consistindo em extrusões da tampa superior e 
inferior, reforços e teias. A seção interna de cada longarina consiste em uma 
 6 
combinação de acessórios de canal, feitos de chapa de alumínio 7075 e forja 
para os encaixes dianteiro e traseiro da longarina. As asas são fixadas à seção 
central da asa em encaixes com oito parafusos. Os acessórios principais de 
fixação do trem de pouso são instalados na longarina traseira. Flaps e ailerons 
são instalados na asa. Os quatro flaps de segmento são presos às bordas de 
fuga da asa. As abas são fixadas em conjuntos de trilhos na borda interna da 
asa. As abas consistem em uma longarina frontal, uma longarina traseira, 
nervuras, placas laterais, películas e uma carenagem. Winglets de construção 
composta são colocados nas pontas das asas para melhorar o desempenho. 
 
6 EMPENAGEM 
 
A empenagem consiste em um estabilizador vertical e um estabilizador 
horizontal de incidência fixa em um design de 'cauda em T'. Os profundores são 
operados por meio de um conjunto de cabo / polia conectado à coluna de 
controle. Também estão instalados compensadores do leme e do profundor. As 
bordas de ataque do estabilizador horizontal são descongeladas com o uso de 
botas pneumáticas de descongelamento. 
 
7 TREM DE POUSO 
 
O King Air 350 é equipado com trem de pouso triciclo retrátil, controladoeletricamente e acionado hidraulicamente e é cercado por portas acionadas 
mecanicamente. O trem de pouso pode ser estendido em velocidades de até 184 
KIAS ou retraído em velocidades de até 166 KIAS. A posição do trem de pouso 
e o sistema de alerta fornecem indicações visuais e auditivas da posição do trem 
de pouso. Três luzes indicadoras verdes estão localizadas ao lado da alavanca 
de controle do trem de pouso e uma luz de advertência vermelha está localizada 
no botão da alavanca do trem. A extensão do trem de pouso em modo alternado 
é realizada manualmente e requer que o trem de pouso seja bombeado para 
baixo usando a alavanca de extensão alternativa. 
 
7.1 CONTROLE DIRECIONAL DA RODA DO NARIZ 
 
A direção da roda do nariz é acionada mecanicamente pelos pedais do leme 
para fornecer controle direcional no solo. O ângulo de direção máximo disponível 
é de 49º para a esquerda / direita. O ângulo de direção da articulação mecânica 
do pedal do leme é de 14º para a esquerda e 12º para a direita com direção 
adicional obtida por meio do uso de frenagem diferencial e empuxo assimétrico. 
 
7.2 FREIOS 
 
As rodas do trem de pouso principal são equipadas com freios acionados por 
pressão nos pedais do leme. A aeronave está equipada com quatro conjuntos 
de freios revestidos de metal e multi discos, operados hidraulicamente, um em 
cada roda da engrenagem principal. Os freios são aplicados por pressão do dedo 
do pé nos pedais de leme do piloto . 
 
8 MOTORES (Figura 3) 
 
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8.1 ESPECIFICAÇÕES 
 
• Fabricante: Pratt & Whitney Canada (United Technologies) 
• Potência: PT6A-60A: 1.050 shp; PT6A-68: 1.250 shp. 
• Razão de pressão geral na potência máxima: Desconhecida. 
• Compressor: Fluxo axial / centrífugo. 
• Estágios do compressor: axial de 4 estágios / centrífugo de 1 estágio. 
• turbinas livres, fluxo reverso; 
• Turbina: 2 PT (2-stage axial power turbine) 
• FADEC: No 
• Comprimento: 72.5 in (1.84 m) 
• Diametro: 19 in (48 cm) 
• Sentido de rotação da hélice – horário; 
• Possui 14 bicos injetores, sendo um duplo (divisor) e duas velas. 
 
8.2 INTRODUÇÃO 
 
O PT6A é um motor de dois eixos com um compressor de múltiplos 
estágios acionado por uma turbina de compressor de estágio único e um eixo 
independente que acopla a turbina de força à hélice por meio de uma caixa de 
engrenagens de redução concêntrica . O compressor e as turbinas de energia 
são localizados no centro aproximado do motor com seus respectivos eixos 
estendendo-se em direções opostas. O motor é do tipo turbina livre (as seções 
do gerador de gás e da turbina de energia não estão fisicamente conectadas). 
Utiliza duas turbinas em independentes seções; uma turbina do compressor e a 
segunda turbina de força. 
O ar de admissão entra no motor através de uma câmara anular, formada 
pela entrada da carcaça do compressor. O compressor é formado de três 
estágios axiais combinados com um centrífugo, montados em uma única 
unidade. 
Fonte:Pratt & Whitney 
Disponível em:<https://www.pwc.ca/en. Acesso em 15 ago.2021 
Figura 3 – Motor PT6 
 8 
O ar admitido passa pelos estágios axial e centrífugo, e é dirigido para os 
tubos difusores, que invertem a sua direção em 90°, convertendo sua energia 
cinética em pressão para ser dirigido à câmara de combustão. 
 
 
 A câmara de combustão é do tipo anular, com vários orifícios que 
permitem a entrada do ar do compressor. O fluxo de ar muda 180° de direção no 
interior da câmara onde se mistura com o combustível. A expansão dos gases 
resultantes da ignição ar/combustível é dirigida para as turbinas. 
O combustível é injetado para a câmara de combustão através de 14 bicos 
injetores. A mistura ar combustível é inflamada por duas velas de ignição 
instaladas na camisa da câmara. Os gases resultantes vão de encontro às guias 
onde é direcionado à turbina do compressor (CTVR) em um determinado ângulo 
para que haja um melhor aproveitamento e perda mínima de energia, e após vão 
para a turbina de potência (PTVR). 
Os gases em expansão são dirigidos para a atmosfera pela turbina de 
potência através do ducto de escapamento. 
O compressor e as turbinas estão localizados no centro do motor, com 
seus respectivos eixos estendendo-se em direções opostas. Esta característica 
simplifica os procedimentos de inspeção e insta- lação. Na seção traseira do 
motor encontra-se a caixa de acessórios, com exceção do governador de sobre 
velocidade, governador de hélice e taco gerador de N2 (Nһ) que são montados 
na parte dianteira. 
A turbina de gases, através de um eixo, gira o compressor e todos os 
acessórios da caixa de acessórios. A turbina de potência aciona a hélice através 
de uma caixa de redução que possui dois estágios de engrenagens “planetárias” 
localizado na parte frontal do motor. 
As partidas do motor podem ser feitas usando a bateria da aeronave ou 
energia da GPU (Figura 4). 
 9 
 
 
 
 
 
 
8.3 SEÇÕES DO MOTOR 
 
• CAIXA DE ACESSÓRIOS – Consiste de engrenagens acionadoras 
(gerador, bombas de combustível, de óleo e hidráulica) e taco gerador. 
• GERADOR DE GASES – Tanque de óleo, entrada de ar do compressor, 
compressor, tubos difusores, carcaça geradora de gases, “bleed valve” 
(válvula de sangria) e rolamentos 1 e 2. 
• SEÇÃO QUENTE – Câmara de combustão, duct large, duct small, guias 
estatoras da turbina de N1 (CTVR) e turbina de N2. 
• SEÇÃO DE POTÊNCIA – Guias estatoras da turbina de Nf (PTVR), turbina 
de Nf, conjunto T5, rolamentos 3 e 4 e duct exaustor. 
• SEÇÃO REDUTORA – Dois estágios de redução (planetárias), governador 
de velocidade e sobre velocidade, torquímetro e rolamento 5 e 6. 
 
8.4 IGNIÇÃO DO MOTOR 
 
São duas velas de centelhamento por motor, uma caixa de ignição, dois 
cabos de alta tensão, uma luz monitora de ignição, um interruptor de ignição 
(IGNITION) e um de partida (STARTER). 
As velas, localizadas na câmara de combustão, são energizadas pela 
caixa de ignição (lado direito do compartimento do motor), que transmite energia 
por meio dos cabos de alta tensão. 
TURBINA DE 
POTÊNCIA 
TURBINA DO 
COMPRESSOR 
COMPRESSOR 
CENTRÍFUGO 
EIXO DA HÉLICE CAIXA DE 
REDUÇÃO 
ESCAPAMENTO CÂMARA DE 
COMBUSTÃO 
TOMADA 
DE AR CAIXA DE 
ACESSÓRIOS
URBINA DO 
SEÇÃO DE FORÇA SEÇÃO GERADORA DE GÁSES 
COMPRESSOR 
AXIAL 
Figura 4 – Diagrama Motor PT6 
Fonte: Flight Safety Foundation,2010 
• Adaptação do Autor 
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A ignição é controlada por meio do interruptor de ignição e do interruptor 
de partida, localizados no painel de interruptores e disjuntores. O interruptor de 
ignição possui duas opções: 
• ARM – Provê ignições contínuas, usadas para partidas em voo, sem 
arranque, operação em pistas molhadas, voo sob forte chuva e/ou gelo. 
• OFF – Usado durante as partidas no solo e partidas em voo com arranque. 
 
 
8.5 ACIONAMENTO DOS MOTORES 
 
O acionamento ocorre através um starter-gerador, de um interruptor de 
partida e de uma luz anunciadora. O Starter- gerador funciona como um motor 
para fazer girar a turbina do compressor até atingir o valor de 46% de N1 (após 
essa rotação, o ciclo de partida é, automaticamente, interrompido). 
O starter-gerador é controlado por um interruptor de três posições 
(STARTER ONLY, OFF e ON). A posição OFF desliga a ignição e os circuitos 
de partida; a posição ON energiza o starter-gerador e o sistema de ignição; e a 
posição STARTER ONLY é para ser usada para a lavagem do compressor e, 
quando acionada, não energiza o circuito de ignição. 
Após a partida, com o motor em funcionamento, o interruptor de partida 
deve ser manualmente posicionado em OFF para desligar o sistema de ignição 
e ativar o starter-gerador na função de gerador. A operação do starter é indicada 
no painel MASTER CAUTION, L IGNITION ON ou R IGNITION ON. 
 
8.6 FCU – é um dispositivo hidromecânico que determina a quantidade 
correta de combustível a ser fornecida ao motor, para que este, por sua vez, 
forneça a potência exigida pelo comando enviando a partir do manete de 
potência do FCU. A unidadede controle de combustível está dividida em duas 
seções – a pneumática e a governadora. 
 
8.7 LUBRIFICAÇÃO 
 
A lubrificação do motor ocorre através da bomba principal de pressão 
localizada dentro dos tanques que fornece óleo para a caixa de acessórios, 
através de um tubo externo, para a seção geradora de gases e caixa de redução. 
Um trocador de calor óleo/combustível é usado para pré-aquecer o combustível, 
antes deste entrar no FCU. O tanque de óleo está localizado entre a carcaça de 
admissão do compressor e a tampa da caixa de acessórios. 
O filtro de óleo é constituído de um elemento filtrante metálico do tipo 
cartucho removível e descartável. O alojamento do filtro possui duas válvulas, 
uma de retenção, que evita o escoamento do óleo do tanque para o motor, 
quando o mesmo está parado e permite a troca do filtro sem que haja 
necessidade de drenar o óleo; e uma válvula de derivação, que normalmente 
está fechada, abre-se quando o filtro é obstruído e aumenta a pressão do óleo, 
fazendo com que o óleo seja fornecido ao motor sem ser filtrado. 
A pressão do sistema de óleo é controlada por uma válvula de alívio que 
mantém a pressão dentro de uma faixa de valor pré-determinado, no mínimo 40 
PSI - ideal de 85 a 105 PSI, sendo que o óleo em excesso desta pressão é 
devolvido ao tanque. 
O radiador de óleo está localizado na parte frontal do motor. O radiador 
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 é essencialmente um trocador de calor que tem por finalidade resfriar o óleo que 
circula por dentro dos tubos separados por uma série de aletas. O radiador é 
constituído por dois tanques coletores, um de entrada e outro de saída, ligados 
entre si por um conjunto de tubos, e é equipado ainda com um tubo de derivação 
ligando os dois tanques com válvula termostática instalada junto ao coletor de 
saída. 
 
8.6 SEPARAÇÃO INERCIAL 
 
Sua finalidade é prevenir a ingestão de partículas sólidas e líquidas 
quando da operação da aeronave em pistas não pavimentadas ou durante voo 
sob condições de chuva forte ou granizo. É também usada com a temperatura 
do ar externo abaixo de 4°C. Sua utilização acarreta uma redução de potência 
do motor e aumento de temperatura da turbina. 
 
8.7 DETECÇÃO DE FOGO NO MOTOR 
 
A detecção de fogo é através de um sensor de calor dentro do 
compartimento do motor, uma luz de alerta (ENGINE FIRE) no painel anunciador 
e uma buzina de alerta no painel do piloto. É formado por três presilhas fechadas 
e uma caixa de controle. O sistema é acionado quando apresenta temperaturas 
acima de 218°C na parede de fogo, 329°C no sistema de exaustão e 232°C na 
caixa de acessórios. 
 
9 HÉLICES 
 
Cada motor é equipado com uma hélice Hartzell convencional de 266,7 
cm de diâmetro e quatro pás, embandeiramento total, velocidade constante, 
contrapeso, reverso, hélice de passo variável montada no eixo de saída da caixa 
de redução. O passo e a velocidade da hélice são controlados pela pressão do 
óleo do motor, por meio de reguladores acionados pelo motor de ação única. Os 
contrapesos centrífugos, auxiliados por uma mola de penas, movem as lâminas 
em direção à posição de baixa rotação (passo máximo) e para a posição de 
penas. A pressão do óleo do motor impulsionada pelo regulador move a hélice 
para a parada hidráulica de alta rotação (passo mínimo) e posição reversa. As 
hélices não têm paradas de baixa rotação (passo máximo).A hélice não tem 
batente de baixa RPM (passo máximo), isso permite às pás irem para o bandeira 
após o corte do motor ( Figura 5). 
 12 
 
 
 
 
9.1 GOVERNADOR DA HÉLICE – Modo de Operação 
 
O governador da hélice consiste de um governador mecânico, uma 
válvula beta de controle e um governador pneumático . Sob condições normais 
de voo, o governador atua como uma unidade de velocidade constante e mantém 
a velocidade da hélice, selecionada pelo piloto, através da variação de passo da 
pá, para igualar a carga do torque do motor, ou resposta às mudanças das 
condições de voo. 
Durante a operação normal , a seção governadora de do governador da 
hélice, protege o motor contra uma possível sobre velocidade da turbina de força, 
numa eventual falha da hélice. 
 
O governador opera nas seguintes modalidades: 
 
Fonte: Disponível em: < https://propellerpartsmarket.com/quiet-turbofan-propellers-
raisbeck/>. Acesso em: 17 de ago. de 2021 
 
Figura 5 – Hélice King Air 
 13 
• SUB-VELOCIDADE – Com manete de controle posicionada para a RPM 
designada, a condição de sub velocidade ocorrerá quando a RPM da 
hélice cair abaixo da posição pré-estabelecida pela manete ou não tenha 
alcançado a velocidade desejada. 
 
• NA VELOCIDADE CORRETA – Operando na condição de velocidade 
correta, com tração para frente, as forças atuantes no motor, hélice e 
governador da hélice estarão em estado de equilíbrio com a manete de 
controle da hélice (posicionada para a RPM desejada) e as pás estarão no 
correto ângulo de passo para absorver a potência desenvolvida pelo 
motor. 
 
• SOBREVELOCIDADE – Com a manete de controle de hélice na RPM 
desejada, uma sobre velocidade ocorrerá quando a RPM da hélice for 
impulsionada acima da velocidade pré-selecionada. Isto pode ocorrer 
durante as mudanças de altitude de voo, bruscas mudanças no nível de 
potência e de- vido a rápidas mudanças nas condições atmosféricas. O 
governador de sobre velocidade da hélice está instalado em paralelo com 
governador da hélice e montado, aproximadamente, na posição dez horas 
no alojamento frontal da caixa de engrenagem de redução. O governador 
de sobre velocidade foi incorporado ao sistema para controlar qualquer 
condição de sobre velocidade através de um by-pass (desvio) imediato de 
pressão de óleo do mecanismo servo da hélice para o cárter da caixa de 
engrenagem de redução. 
 
• EMBANDEIRAMENTO – A válvula piloto do governador da hélice é 
levantada mecanicamente para diminuir (drenar) a pressão de óleo na 
hélice. Sob a influência da mola de retorno e dos contra- pesos, as pás são 
giradas para a posição “FEATHER”. 
 
• FAIXA BETA – Este modo de operação é fora de controle do governador. 
A pressão de óleo para o governador é medida pela alavanca de controle 
beta, através de controles mecânicos de manete e anel de retorno. 
 
• FAIXA BETA E REVERSO - Durante a operação de baixa potência, se o 
ângulo das pás da hélice continuarem a diminuir, abaixo de uma 
especificação positiva de ângulo da pá, o anel deslizante (volta do 
movimento) começará a se mover para frente. A válvula beta está atuando 
através do anel e movimentos articulados da manete. O fluxo de alta 
pressão de óleo para hélice posicionará o pistão para impedir a diminuição. 
A esta altura, a válvula beta atua como um fino batente hidráulico de passo 
para a hélice, mantendo um dado fino ângulo da pá da hélice. O fino 
batente hidráulico de passo tem origem na faixa de beta e continuará a 
controlar o ângulo da pá da hélice até o ângulo de pá máximo reverso. 
 
• EMBANDEIRAMENTO AUTOMÁTICO DA HÉLICE 
 
Com o sistema de embandeiramento automático armado, no caso 
improvável de uma falha do motor durante a decolagem, a hélice naquele 
motor irá embandeirar automaticamente. 
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• 9.2 SYNCHROPHASER 
 
O sistema de sincrophaser do King Air 350i não apenas sincroniza a 
rotação da hélice, mas também ajusta a rotação das pás para que as pás 
direita e esquerda da hélice não passem pela fuselagem ao mesmo tempo. 
Isso evita o ruído do tipo batendo às vezes presente em aeronaves 
bimotoras sem fase. 
 
10 SISTEMAS 
 
10.1 SISTEMA DE COMBUSTÍVEL 
 
Existem dois sistemas de combustível de asas separados, um para cada 
motor, conectado por um sistema de alimentação cruzada controlado por válvula. 
Cada sistema de combustível consiste em um tanque de nacele e quatro 
tanques laterais interconectados, bombas elétricas de reforço e transferência e 
uma válvula de alimentação cruzada operada eletricamente. 
Os tanques das asas externas abastecem a seção central e os tanques 
da nacela por fluxo de gravidade.Uma vez que o tanque da seção central é mais 
baixo do que os outros tanques da asa e o tanque da nacele, o combustível é 
transferido para o tanque da nacela pela bomba de transferência de combustível 
no ponto baixo do tanque da seção central. O combustível de cada motor é 
bombeado diretamente do tanque de combustível da nacela por uma bomba de 
reforço elétrica. Cada sistema tem duas aberturas para tampas de enchimento; 
um no topo do tanque da nacela e um no meio da asa do tanque de borda de 
ataque. Uma válvula anti-sifão é instalada em cada porta de abastecimento para 
evitar a perda de combustível ou o colapso da bexiga do tanque de combustível 
no caso de a tampa de abastecimento estar presa incorretamente. 
O combustível flui por gravidade, dos tanques para o reservatório de 
alimentação (para cada motor individualmente), através de duas válvulas de 
corte, uma em cada tanque principal, comandadas eletricamente por duas 
seletoras . 
Dentro de cada tanque principal, que sempre deve estar cheio de 
combustível para evitar cavitação, está localizada uma bomba ejetora e uma 
bomba auxiliar elétrica, que bombeiam o combustível para o reservatório de 
distribuição. A bomba ejetora atua por fluxo induzido, proveniente da unidade de 
controle de combustível, que produz tal fluxo durante o funcionamento do motor. 
No caso de falha da bomba ejetora, a bomba auxiliar elétrica irá, 
automaticamente, entrar em operação, suprindo o combustível para o motor. A 
bomba auxiliar elétrica é sempre usada para suprir o fluxo de combustível 
durante a partida. 
Após o reservatório de distribuição, o combustível passa pela válvula de 
corte de combustível, localizada atrás da parede de fogo. A válvula permite que 
o piloto corte o fornecimento de combustível do devido motor. Depois de passar 
pela válvula de corte, o combustível é encaminhado ao filtro de combustível, que 
incorpora uma derivação (BY-PASS). Esta derivação se abre automaticamente 
num eventual entupimento do filtro, permitindo a passagem de combustível não 
filtrado. Uma bandeirola vermelha, em cima do filtro, informa tal situação. Em 
seguida, o combustível no motor é encaminhado ao aquece- dor de combustível, 
 15 
e após, a bomba de combustível do motor, de onde prossegue sob pressão à 
unidade de controle de combustível, onde é medido e dirigido ao divisor de fluxo, 
que distribui o combustível aos 14 bicos injetores, localizados na câmara de 
combustão. 
Após o corte dos motores, o combustível residual é drenado, por 
gravidade, para um depósito localizado na parte esquerda à frente da parede de 
fogo, junto ao filtro de combustível. Ele deve ser drenado antes da inspeção 
preliminar ou a cada 6 cortes dos motores, a fim de evitar transbordamento. 
Os tanques principais possuem um sensor de baixo nível de combustível, o qual 
faz iluminar uma luz no painel anunciador de alarme quando a quantidade de 
combustível do respectivo tanque for de 25 gal. ou menos. As linhas de 
ventilação (suspiros) são independentes entre si, bem como aos reservatórios 
de combustível (Figura 6). 
10.1.1 BOMBA INJETORA 
 
Está localizada no interior do reservatório e impulsiona o fluxo de 
combustível para o motor durante operação normal. O princípio de 
Figura 6 – Diagrama do Sistema de Combustível 
Fonte: Flight Safety Foundation,2010 
 16 
funcionamento da bomba injetora baseia-se na queda de pressão do 
combustível no “ventury” aumentando a velocidade do mesmo, originando assim 
o fluxo induzido. 
 
10.1.2 BOMBA AUXILIAR ELÉTRICA 
 
 O interruptor da bomba auxiliar, localizado no painel de interruptores a 
esquerda do piloto. É utilizada na partida do motor ou quando a pressão de 
combustível fornecida pela bomba injetora principal cair para valores abaixo de 
4,75 PSI. 
 
 
10.1.3 BOMBA DE COMBUSTÍVEL 
 
A bomba de combustível é do tipo engrenagem de um só estágio e 
encontra-se instalada entre o FCU e a caixa de acessórios do motor. É acionada 
pela caixa de acessórios através de um eixo de acoplamento estriado. Outro eixo 
estriado, na parte traseira da bomba, aciona a seção governadora do FCU 
fornecendo o sinal de rotação (N1). 
O aquecedor de combustível é uma bomba conjugada com o FCU e tem 
uma capacidade de 850 PSI. Está localizado na parte superior da caixa de 
acessórios. Este trocador de calor utiliza o óleo quente do motor para o 
aquecimento do combustível. O controle de temperatura do combustível é feito 
por uma válvula deslizante, que permite o fluxo de óleo através do aquecedor, 
ou retornando-o por um elemento térmico . 
 
10.2 SISTEMA ELÉTRICO 
 
O sistema elétrico do avião é um sistema de 28 volts DC (nominal) com o 
terminal negativo de cada fonte de energia aterrado na estrutura principal do 
avião . A energia elétrica de corrente contínua (DC) é fornecida por uma bateria 
de níquel-cádmio de 24 volts, 34 ou 36 amperes hora ou bateria chumbo-ácido 
selada de 42 amperes por hora e dois geradores / geradores de 28 volts e 300 
amperes conectado em paralelo . Este sistema é capaz de fornecer energia a 
todos os subsistemas necessários para a operação normal do avião. Os 
interruptores da bateria e do gerador são usados para controlar a energia da 
bateria e dos geradores no sistema elétrico do avião. 
O King Air utiliza um sistema barramentos elétricos múltiplos (multi bus). 
Os barramentos que fornecem energia para a maioria dos sistemas controlados 
eletricamente são os barramentos do gerador esquerdo e direito e o barramento 
de alimentação tripla. Há também um barramento central que é usado 
principalmente para unir o sistema elétrico. Existem alguns componentes que 
obtêm energia do barramento central. O barramento de bateria primário ( hot 
battery) é conectado diretamente à bateria e está localizado próximo a ela. O 
fluxo de energia elétrica entre a bateria e o barramento de bateria quente não 
pode ser controlado a partir da cabine. O disjuntor de controle remoto está 
localizado próximo à bateria, mas o barramento da bateria e o barramento de 
alimentação dupla estão localizados no painel do disjuntor do lado esquerdo na 
cabine do piloto. Este disjuntor de controle remoto pode ser controlado a partir 
do cockpit por meio do interruptor do barramento da bateria. Todos os 
 17 
interruptores no cockpit que recebem energia do centro ou dos barramentos de 
alimentação tripla são identificados por um anel branco no painel ao redor do 
interruptor. 
As cargas elétricas são divididas entre os barramentos, conforme 
observado no gráfico de barramentos do sistema elétrico e alimentadores de sub 
barramentos. O equipamento nos barramentos é organizado de forma que todos 
os itens com funções duplicadas (como luzes de pouso direita e esquerda) sejam 
conectados a barramentos diferentes. Cada barramento também é dividido em 
barramentos alimentadores ou sub barramentos. Muitos desses sub 
barramentos podem ser identificados na cabine do painel do disjuntor do 
copiloto. Os disjuntores no mesmo alimentador são conectados por linhas 
brancas no painel frontal do painel . 
Em operação normal, todos os barramentos são automaticamente ligados 
a um sistema loop simples, onde todas as fontes fornecem energia por meio de 
dispositivos de proteção individuais. O barramento de alimentação tripla é 
alimentado pela bateria e por ambos os barramentos do gerador. Os geradores 
esquerdo e direito fornecem energia para seus respectivos barramentos de 
gerador esquerdo e direito. O barramento central é alimentado pelos dois 
barramentos geradores e a bateria, que são automaticamente conectados ao 
barramento central sempre que as ligações do barramento são fechadas. 
O sistema elétrico é projetado para fornecer proteção máxima contra 
perda de energia elétrica caso ocorra uma falha de aterramento (ou curto). O 
arranjo do barramento do sistema elétrico é projetado para permitir várias fontes 
de energia para determinados sistemas (Figura 7). 
 
 18 
 
 
10.3 SISTEMA DE ILUMINAÇÃO 
 
O sistema de iluminação daaeronave consiste em luzes internas e externas 
controladas pela cabine. As luzes internas estão na cabine e na cabine de 
passageiros . A iluminação externa consiste em luzes de navegação, luzes anti-
colisão, luzes estroboscópicas, luzes de pouso e táxi, luzes para formação de 
gelo e luzes de reconhecimento. 
 
10.3.1 ILUMINAÇÃO DE COCKPIT 
 
Um painel de controle de luz no teto, facilmente acessível ao piloto e ao 
co-piloto, incorpora um arranjo funcional de todos os sistemas de iluminação na 
cabine . Cada grupo de luzes tem sua própria chave reostática posicionada BRT 
– OFF. 
 
10.3.2 ILUMINAÇÃO DE CABINE 
 
Um interruptor de três posições no painel de controle de luz do subpainel 
esquerdo do copiloto, com a placa CABIN – BRIGHT – DIM – OFF, controla as 
Fonte: Flight Safety Foundation,2010 
Figura 7 – Diagrama do Sistema Elétrico 
 19 
luzes fluorescentes indiretas da cabine .Uma luz de soleira com fio quente é 
montada no lado esquerdo da entrada no nível do chão. 
 
10.3.3 ILUMINAÇÃO EXTERIOR 
 
Interruptores para as luzes de pouso, luzes de táxi, luzes de gelo de asa, 
luzes de navegação, luzes de reconhecimento, faróis giratórios e luzes de ponta 
de asa e cauda estão localizados no subpainel do piloto. Eles são devidamente 
sinalizados quanto à sua função. 
 
10.4 MASTER WARNING SYSTEM 
 
O sistema anunciador consiste em um painel anunciador localizado 
centralmente no pára-sol, uma chave PRESS-TO-TEST, um pisca-pisca 
MASTER WARNING e um MASTER CAUTION pisca-pisca. O pisca-pisca 
vermelho MASTER WARNING e o pisca-pisca amarelo MASTER CUIDADO 
estão localizados no pára-brisa na frente do piloto, e a chave PRESS-TO-TEST 
está localizada imediatamente à esquerda do painel do anunciador. Os 
anunciadores são do tipo leitura de palavras. Sempre que ocorre uma condição 
de falha coberta pelo sistema anunciador, um sinal é gerado e o anunciador 
apropriado é iluminado . O painel anunciador também contém anunciadores 
consultivos verdes. Não há piscas de advertência de falha associados aos 
anunciadores de aviso. Um anunciador de advertência aceso no painel do 
anunciador permanecerá aceso até que a condição de falha seja corrigida, 
quando então se extinguirá. Um anunciador pode ser extinto apenas corrigindo 
a condição indicada na lente iluminada. 
A iluminação de uma luz de anunciador verde não acionará o sistema de 
advertência de falha, mas um anunciador vermelho acionará o pisca-pisca 
MASTER WARNING. Indicadores amarelos irão acionar o pisca-pisca amarelo 
MASTER CAUTION. 
 
10.5 SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO E CONTROLE DE AMBIENTE 
 
O sistema de pressurização é projetado para fornecer um ambiente de 
cabine com oxigênio suficiente para a respiração normal, independente da 
altitude do avião, até o teto do seu projeto. À medida que a altitude do avião 
aumenta, a pressão do ar ambiente externo diminui até que, a aproximadamente 
12.500 pés, ele não possa mais suportar a respiração normal. O sistema de 
pressurização mantém uma altitude interna da cabine proporcionalmente mais 
baixa. O diferencial de pressão entre a pressão interna da cabine e a pressão do 
ar ambiente externo é medido em libras por polegada quadrada. 
Sempre que a altitude da cabine e a altitude do avião são iguais, não 
existe diferencial de pressão. Sempre que a pressão da cabine for o maior dos 
dois, o diferencial de pressão é um número positivo. Se a pressão da cabine for 
menor que a do ar ambiente externo, o diferencial de pressão é um número 
negativo. O diferencial máximo é definido como uma medida da maior pressão 
diferencial positiva que a estrutura do avião pode suportar com segurança por 
um longo período de tempo. 
Os sistemas de pressurização e ambientais utilizam o ar de sangria do 
motor para pressurizar e aquecer a cabine e desembaçar as janelas da cabine. 
 20 
Durante a operação normal, a maioria das funções são automáticas. Os únicos 
ajustes manuais necessários são para conforto individual, como altitude da 
cabine e taxa de subida da cabine. 
A cabine é pressurizada pelo fluxo de ar da cabine e pelas saídas de ar 
da cabine. O sistema usa um controlador isobárico variável para acionar uma 
válvula de saída por meio de um relé pneumático. As válvulas de fluxo de saída 
e de segurança abrem automaticamente na pressão diferencial máxima para 
proteger a cabine contra sobre pressão. 
As linhas de distribuição de ar para cabine são compostas por dutos de ar 
frio e dutos de ar quente. O ar reciclado e / ou com ar-condicionado é distribuído 
para as tomadas oculares aéreas da cabine e da cabine e para o para-brisa da 
cabine. O ar quente é fornecido pelas saídas da cabine e do piso da cabine. 
Se for necessária energia de resfriamento adicional, algum ar do ar-
condicionado será desviado para fluir para fora das saídas inferiores da cabine 
pelo controlador de temperatura. 
O sistema de controle de temperatura é uma unidade de controle digital 
que regula automaticamente a temperatura do ar fornecido à cabine e ao cockpit. 
O controle eletrônico automático de temperatura para aquecimento e 
resfriamento mantém a cabine e o cockpit em uma temperatura constante 
durante as subidas e descidas. Os controles de temperatura individuais para 
cabine e cockpit, localizados no cockpit, permitem regular as temperaturas em 
ambas as áreas. 
 
10.6 SISTEMA PNEUMÁTICO (Figura 8) 
 
O sistema pneumático do Beechcraft King Airs fornece suporte para 
diversas operações no avião. Essas operações incluem degelo, rudder boost, 
vedação da escotilha de escape e vedação da porta. A pressão pneumática é 
usada para criar uma fonte de vácuo para os giroscópios movidos a ar, controle 
de pressurização e deflação das botas de degelo. O vácuo para os instrumentos 
de vôo é derivado de um ejetor de purga de ar. Um motor pode fornecer ar de 
sangria suficiente para todos esses sistemas. 
 
10.7 SISTEMA DE OXIGÊNIO 
 
O sistema de oxigênio fornece fluxo de oxigênio adequado para a 
tripulação e passageiros para uma altitude de pressão da cabine de até 35.000 
pés. O sistema consiste em um conjunto cilindro-regulador de oxigênio montado 
na seção da cauda e um cilindro de 155 ft3 . 
A tripulação possui máscaras de oxigênio de colocação rápida. Os 
suprimentos de oxigênio para os passageiros são fornecidos por meio de 
máscaras suspensas que estão disponíveis automaticamente se a altitude da 
cabine subir acima de 12.500 pés. 
 21 
 
 
 
10.7 CONTROLES DE VOO 
 
O sistema de controle de voo é duplo. É de projeto convencional e é operado 
manualmente por meio de cabos de controle, hastes push-pull e ligações 
mecânicas que fornecem inclinação, rotação e guinada. A atitude de inclinação 
da aeronave é controlada pelos elevadores. O roll é controlado pelos ailerons. O 
Figura 8 – Diagrama do Sistema Pneumático e Ar condicionado 
Fonte: Flight Safety Foundation,2010 
 22 
controle de guinada é realizado com o uso do leme. Os flapes são do tipo Fowler 
e são formados pelo conjunto de dois painéis em cada asa. São comandados 
por um motor elétrico através de uma caixa de engrenagens montada sobre o 
lado dianteiro da longarina traseira. O motor incorpora um sistema de freios 
dinâmicos através do uso de dois ajustes no motor. Este sistema ajuda a prevenir 
um movimento anormal dos flapes (assimetria). A caixa de engrenagens 
comanda quatro eixos diretores flexíveis, cada um é conectado a um atuador tipo 
parafuso em cada flap. 
 
10.8 SISTEMA DE PROTEÇÃO DE GELO E CHUVA 
 
O calor do escapamento do motor é utilizado para aquecer as bordas de 
entrada de ar do motor. A proteção anti-gelo das bordas de ataque da asa e do 
estabilizador horizontal é fornecida por meio de botas pneumáticas acionadas 
por ar de sangria do motor. O sistema de desembaçamento do para-brisa utiliza 
o ar fornecido pelo sistema de ar condicionado. O para-brisa, o pitot, a saída de 
combustível, as hélices e a palheta de advertência de estol são aquecidos 
eletricamente. 
Um trocador de calor de óleo para combustível,localizado na caixa de 
acessórios do motor, opera contínua e automaticamente para aquecer o 
combustível o suficiente para evitar que o gelo se acumule na unidade de 
controle de combustível. 
A remoção da chuva é obtida pelo uso de uma aplicação de vedação de 
superfície. Um sistema limpador de para-brisa eletromecânico de duas 
velocidades também é fornecido para remoção de chuva no solo e durante 
operações de voo em baixa velocidade. 
 
10.9 AVIÔNICOS 
 
Todos os controles e interruptores são dispostos para acessibilidade a 
qualquer piloto. Os disjuntores estão localizados na parede lateral do piloto e do 
copiloto e estão claramente marcados para denotar o barramento elétrico 
relacionado a partir do qual a energia é fornecida. 
Um painel de controle de luz no teto, localizado entre os dois pilotos, 
contém todas as luzes do painel de instrumentos e interruptores do dimmer. Um 
segundo painel superior contém medidores de monitoramento de carga do 
gerador e controles de luz de instrumentos de emergência. 
A instalação de instrumentos de voo padrão no King Air 350i é o sistema 
avionicos integrado Rockwell Collins Pro Line Fusion. O sistema possui três 
monitores de voo adaptativos EFIS (Electronic Flight Instrumentation System) de 
14,1 polegadas de largura com operação em tela sensível ao toque. 
Características incluem: 
• Visão Sintética, 
• Planejamento Gráfico de Voo, 
• Gráficos integrados e mapas aprimorados, 
• Sistema de indicação do motor e alerta da tripulação (EICAS) • Sistema de 
dados aéreos (ADS) 
• Sistema de Referência e Direção de Atitude (AHRS) • Sistema de Orientação 
de Voo Automático (AFGS) • Sistema de Gerenciamento de Voo (FMS) 
• Sistema de radar meteorológico (WXR) 
 23 
• Rádios duais de navegação e comunicação. 
 
 
 
 
 
 
 
 
Referências : 
 
King Air 350i Specification and Description. Textron Aviation,2018. 
 
King Air C90GTi/C90GTx Pilot Training Manual. Flight Safety 
Foundation,2010 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air C-90A/B . tradução de Fred Mesquita 
 
Figura 9 – Painel de Instrumentos 
Fonte: Flight Safety Foundation