KING B200 Manual BR PDF

Prévia do material em texto

Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 1 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
 
MANUAL OPERACIONAL 
 
BEECHCRAFT 
 
KING AIR B-200 
 
 
 
 
 
 
SUPER KING-AIR B-200 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 2 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
INFORMAÇÕES GERAIS 
 
DA AERONAVE - KING-AIR B 200 
 
O BEECHCRAFT SUPER KING AIR B-200 é um dos melhores, se não o melhor e mais bem sucedi-
do em operação nos dias atuais. Desde sua introdução, mostrou cada vez mais ser um excelente na 
linha de aviões de negócios. O B-200 foi promovido extensivamente, conseguindo níveis de elegân-
cia, confiabilidade e conforto. 
 
Ligeiro, ágil, de fácil comando e super econômico, são as principais características que podemos dar 
ao Super King Air. Fabricado pela Raytheon Company - USA, ele um bimotor turbo-hélice utilizado 
por várias empresas de táxi aéreo ao redor do mundo, para escalas entre aeroportos. Com capaci-
dade de até 13 passageiros, dependendo do modelo, o Super King Air, possui comandos de vôo di-
gitais, onde todos os componentes da aeronave ficam aos olhos do piloto. 
 
No pátio, vossa majestade, é muito respeitada por comandantes e passageiros. Quando comparado 
a seus concorrentes a jato, o B-200 provou ser am melhor opção. Carregando pessoas em uma ca-
bine mais confortável, opera em pistas curtas, aliado a um custo operacional baixo. Considerado por 
muitos como a ferramenta de trabalho, pode operar com uma capacidade de carga máxima de até 
2.440 libras, podendo decolar e pousar em pistas que muitos jatos nem sonham pousar. 
 
Sua cabine vertical (oval) oferece conforto superior à cabeça e os ombros. Suas características in-
cluem assento executivo para 6 passageiros, armazenamento conveniente das bagagens, lavatório 
traseiro confidencial e bagageiro acessível a bordo. 
 
A combinação de desempenho e confiabilidade faz do King B-200 um avião mais do que versátil. 
Com peso de 5.670 kg, é capaz de voar 1.400 km de distância a 35.000 pés de altitude em pouco 
mais de duas horas. 
 
Equipado com motores Pratt & Whitney PT6A-42, são os mais confiáveis e eficientes jamais constru-
ídos, fornece 850 SHP cada. As quatro hélices dinamicamente equilibradas, giram a 1.700 RPM, e 
estão localizado a 40 cm à frente da cabina do piloto, o que torna mais silencioso e dócil, diferente 
de outros aviões turbo-hélices. 
 
Aqui no Brasil, a maior operadora de King Air é a Líder Táxi Aéreo, que possui diversas aeronaves 
como essas para transportes de cargas e pessoas. Quem necessita viajar a pequenas distâncias e 
não deseja ficar dependendo de aguardar as aeronaves das grandes companhias aéreas nem dos 
congestionamentos nas ruas das grandes metrópoles do País, pode optar por esta belíssima máqui-
na. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 3 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** DIMENSÕES ***** 
 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 4 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** INFORMAÇÕES GERAIS ***** 
 
1. GRUPO MOTOPROPULSOR 
 
Número de motores .............................................................................................................................. 2 
Tipo de motor ................................................................................................................ Pratt & Whitney 
Modelo do motor …………………………………….…………………………………...…….…….. PT6A-42 
Número de eixos ……………………………….....…………...…. 2 (1 compressor de gás e 1 da turbina) 
Tipo de estágios dos compressores ........................................ 3 estágios axiais e 1 estágio centrífugo 
Tipo de câmara de combustível ................................................................................................... Anular 
Estágio dos compressores ...................................................................... Estágio simples de fluxo axial 
Estágio da turbina de potência ..................................................... 2 estágios de turbina com fluxo axial 
Potência disponível ......................................................................................................... 850 SHP cada 
Limite de rotação do compressor N1 ................................ Máx. Dec/Cont./Sub. 101.5% (38.100 RPM) 
Limite de rotação da hélice N2 …….……………...........................….. Máx. Dec/Cont./Sub. 2.000 RPM 
Vida útil dos motores (ciclo de inspeção) ............................................................................ 3.500 horas 
Nível mínimo de óleo no motor ............................................................................................. 1,5 Us Gal 
 
 
2. HÉLICES 
 
Número de hélices ............................................................................................................................... 2 
Fabricante das hélices ............................................................................................................... Hartzell 
Número de pás das hélices .................................................................................................................. 4 
Modelo das hélices ...................................................................................................... Hartzell HC-E4N 
Vida útil das hélices ............................................................................................................. 3.000 horas 
Diâmetro das hélices ........................................................................................................ 86 polegadas 
Tipo de hélice ..................................... Rotação constante, reversível, contra peso, atuação hidráulica 
Diâmetro da hélice ............................................................................................................ 86 polegadas 
Escala do passo normal da hélice (STA 30) ............................................................................... + 86.0º 
Escala do passo reverso da hélice (STA 30) ................................................................................ -10.5º 
Rotação transiente (não exceder a 5 segundos) ................................................................. 2.200 RPM 
Rotação no reverso .............................................................................................................. 1.900 RPM 
Rotação em todas as condições normais ............................................................................ 2.000 RPM 
 
Obs.: O limite máximo de velocidade excessiva da hélice é 2.200 RPM (limitado a 5 segundos). Ve-
locidade excessiva acima de 2.000 RPM indica falha no governador de hélice. O vôo pode ser conti-
nuado com sobrevelocidade de até 2.080 RPM, caso o torque não ultrapasse 1.800 libras. Essa so-
brevelocidade indica falha no governador secundário. Tal sobrevelocidade não é aprovada. 
 
 
3. COMBUSTÍVEL 
 
Combustível usável (tanque principal) ......................................................... 386 galões / 2.586,2 libras 
Combustível usável (tanque auxiliar) ........................................................... 158 galões / 1.058,6 libras 
Combustível máximo usável (tanque principal) ........................................... 554 galões / 3.711,8 libras 
 
 
4. PESOS MÁXIMOS CERTIFICADOS 
 
Peso máximo de rampa ........................................................................................................ 12.590 Lbs 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 5 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Peso máximo de decolagem ................................................................................................ 12.500 Lbs 
Peso máximo de pouso ........................................................................................................ 12.500 Lbs 
Peso máximo zero combustível............................................................................................ 10.400 Lbs 
Peso máximo nos compartimentos de bagagem ...................................................................... 410 Lbs 
 
 
5. CARREGAMENTO ESPECÍFICO 
 
Carregamento de asa ....................................................................................................... 41.3 Lbs/pés² 
Power Loading .................................................................................................................... 7.4 Lbs/pés² 
 
 
6. LIMITES DO CENTRO DE GRAVIDADE 
 
Limite traseiro .......................................................................................................................... 196,4 Pol 
Limite dianteiro (a 12.500 lbs) ................................................................................................. 185.0 pol 
Limite dianteiro (a 11.279 lbs) ................................................................................................. 181.0 pol 
Linha Datum (LD) ...................................................................................................................... 83.5 pol 
CMA à frente da borda principal (corda média aerodinâmica) .............................................. 171,23 pol 
CMA à trás da borda principal (corda média aerodinâmica) ................................................... 70,41 pol 
 
Obs.: O King Air B200 é um avião de categoria normal e deve ser operado com limitações de mano-
bras. Manobras acrobáticas intencionais são estritamente proibidas. 
 
 
7. MARCAÇÕES DOS INSTRUMENTOS 
 
Quantidade de combustível (arco amarelo) .......................................................................... 0 a 256 lbs 
Diferencial de pressão da cabine (arco verde) ........................................................................ 0 a 6 PSI 
Diferencial de pressão da cabine (arco vermelho) ...................................... 6,1 PSI até o fim da escala 
Sistema pneumático (arco verde) ........................................................................................ 12 a 20 PSI 
Sistema pneumático (linha vermelha) ......................................................................................... 20 PSI 
Sucção do sistema de vácuo (arco verde – 35.000 a 15.000 pés) ................................ 3,0 a 4,3 in. hg 
Sucção do sistema de vácuo (arco verde – 15.000 pés a MSL) ................................... 4,3 a 5,9 in. hg 
Sistema de degelo nas hélices (arco verde – Operação normal) ............................... 14 a 18 Ampéres 
Fator carga positivo – flape 0º (limitado a 12.500 lbs) ............................................................. + 3,17 G 
Fator carga negativo – flape 0º (limitado a 12.500 lbs) ............................................................. - 1,27 G 
Fator carga positivo – flape full (limitado a 12.500 lbs) .............................................................. + 2,0 G 
Fator carga negativo – flape full (limitado a 12.500 lbs) ........................................................... - 1,27 G 
 
 
8. TRIPULAÇÃO MÍNIMA 
 
Operação pela norma “FAR Part 91” .......................................................................................... 1 piloto 
Operação pela norma “FAR Part 135” (VFR) ............................................................................. 1 piloto 
Operação pela norma “FAR Part 135” (IFR) ................................. 2 pilotos, ou 1 piloto + PA aprovado 
 
 
9. LIMITE MÁXIMO DE OPERAÇÃO DO SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO 
 
Operação normal .................................................................................................................. 35.000 pés 
Operação com YD inoperante .............................................................................................. 17.000 pés 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 6 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
 
10. LIMITE MÁXIMO DE OPERAÇÃO DE TEMPERATURA DO AR EXTERNO 
 
Nível do mar até 25.000 pés ................................................................................... ISA + 37ºC (98,6ºF) 
Acima de 25.000 pés .............................................................................................. ISA + 31ºC (87,8ºF) 
 
 
11. LIMITE DE PRESSURIZAÇÃO DA CABINE 
 
Diferencial máximo de pressão .................................................................................................. 6,1 PSI 
 
 
12. LIMITE MÁXIMO DE OCUPANTES 
 
Operação pela norma “FAR Part 91” ................................................................................ 15 ocupantes 
Operação pela norma “FAR Part 135” ................................................................ 9 passageiros + piloto 
 
 
13. LIMITE DO SISTEMA DE DEGELO 
 
Temperatura mínima do ambiente para operar “De-icing Boots” ................................................ – 40ºC 
Velocidade aerodinâmica mínima para vôo em formação de gelo ............................................ 140 nós 
 
Obs 1.: Vôos com flapes estendidos em circunstâncias de congelamento são proibidos, mas podem 
ser usados na situação de aproximação e pouso em superfície de congelamento. 
 
Obs 2.: Os “RIGHT ICE VANE” e “LEFT ICE VANE” poderão ser estendidos durante operação em 
temperaturas ambientes entre +5°C ou menos, quando o vôo com umidade não pode ser evitado. 
 
Obs 3.: Os “RIGHT ICE VANE” e “LEFT ICE VANE” devem ser recolhidos em operações de decola-
gem e vôo nas temperaturas ambientais de +15°C ou acima. 
 
 
14. LIMITE DAS PARTIDAS DOS MOTORES (bateria interna) 
 
Primeira partida (motor de partida) ........................................................... (limitado a) 20 segundos ON 
1ª pausa (após a 1ª tentativa) ................................................................ (aguardar) 120 segundos OFF 
Segunda tentativa de partida .................................................................... (limitado a) 20 segundos ON 
2ª pausa (após a 2ª tentativa)................................................................. (aguardar) 120 segundos OFF 
Terceira tentativa de partida ..................................................................... (limitado a) 20 segundos ON 
3ª pausa (obrigatória) ................................................................................ (aguardar) 60 minutos OFF 
 
 
15. LIMITE DAS PARTIDAS DOS MOTORES (fonte externa) 
 
Primeira partida (motor de partida) ........................................................... (limitado a) 40 segundos ON 
1ª pausa (após a 1ª tentativa) .................................................................. (aguardar) 60 segundos OFF 
Segunda tentativa de partida .................................................................... (limitado a) 40 segundos ON 
2ª pausa (após a 2ª tentativa)................................................................... (aguardar) 60 segundos OFF 
Terceira tentativa de partida ..................................................................... (limitado a) 40 segundos ON 
3ª pausa (obrigatória) ................................................................................ (aguardar) 30 minutos OFF 
 
 
16. LIMITE DE USO DO BATENTE IDLE EM VÔO 
 
Condição padrão (MSL) ................................................ 800 (+/- 60) lbs de torque a N2 de 1.800 RPM 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 7 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
 
 
17. LIMITE DE USO DO PILOTO AUTOMÁTICO (FAR Part. 135) 
 
Operação mínima .............................................................................................. em rota 500 pés (MSL) 
Aproximação acoplada .............................................................................................. na DH ou na MDA 
 
 
18. LIMITE ESTRUTURAL DA FUSELAGEMDiferencial máximo da cabine .................................................................................................... 6,1 PSI 
Fechadura da porta da cabine (dianteiro e traseiro) ........................................................... 6.000 horas 
Ganchos superiores da trava da porta ferragens .............................................................. 12.000 horas 
Cabo do atuador da porta de carga .................................................................................... 9.000 horas 
Fadiga estrutural das asas ................................................................................................ 30.000 horas 
Parafusos do pára-brisa .................................................................................................... 12.000 horas 
Componentes de aço ........................................................ Substituir a cada 6 anos (parafuso e porca) 
Componentes do Inconel ................................................ Substituir a cada 15 anos (parafuso e porca) 
 
 
19. LIMITES DE CARGAS (aprovado pelo FAA) 
 
• Toda a carga tem que ser fixada corretamente usando sistema de amarração de cargas. 
• A carga deve ser arranjada de tal maneira que deixe disponível acesso livre das saídas normais e 
de emergência aos pilotos. 
 
 
20. LIMITES DAS VELOCIDADES DE EMERGÊNCIA (12.500 lbs) 
 
Velocidade de melhor ângulo de subida monomotora .............................................................. 115 nós 
Velocidade de melhor razão de subida monomotora ................................................................ 115 nós 
Velocidade mínima de controle no ar (Vmca) ............................................................................. 85 nós 
Velocidade mínima de subida em rota monomotora ................................................................. 121 nós 
Velocidade de descida de emergência ...................................................................................... 181 nós 
Velocidade mínima de aproximação monomotora (flape 40%) ................................................. 113 nós 
Velocidade mínima de aproximação monomotora (flape 100%) ............................................... 103 nós 
Velocidade de mínima de vôo monomotor intencional .............................................................. 104 nós 
Velocidade de máxima de longo alcance .................................................................................. 135 nós 
 
 
21. LIMITAÇÕES DAS VELOCIDADES NORMAIS (12.500 lbs) 
 
Velocidade máxima de manobra em ar calmo (Va) ............................................... 182 Kcas / 181 Kias 
Velocidade máxima para estender os flapes (Vfe) – 40% ..................................... 200 Kcas / 200 Kias 
Velocidade máxima para estender os flapes (Vfe) – 100% ................................... 144 Kcas / 146 Kias 
Velocidade máxima para estender os flapes (Vlo) ................................................. 182 Kcas / 181 Kias 
Velocidade máxima para recolher os flapes (Vlo) .................................................. 164 Kcas / 163 Kias 
Velocidade máxima com trem de pouso em baixo (Vle) ........................................ 182 Kcas / 181 Kias 
Velocidade mínima de controle no ar (Vmca) ............................................................ 91 Kcas / 86 Kias 
Velocidade máxima operacional (Vmo) .................................................................. 270 Kcas / 269 Kias 
Mach máximo operacional (Mmo) ......................................................................................... 0,48 Mach 
 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 8 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** ABREVIAÇÕES E TERMINOLOGIAS ***** 
 
(a) Terminologias Gerais de Velocidades 
 
CAS/VC (velocidade aerodinâmica calibrada) – É a velocidade indicada, corrigida quanto ao erro 
de posição e do instrumento. A velocidade aerodinâmica calibrada é igual à velocidade aerodinâmica 
verdadeira na atmosfera padrão ao nível do mar. 
 
KCAS - Velocidade aerodinâmica calibrada expressa em “Nós”. 
 
GS/Vsolo – Velocidade em relação ao solo. 
 
IAS/VI (velocidade aerodinâmica indicada) – É a velocidade lida no instrumento, corrigida quanto 
a erros do instrumento. Os valores de IAS deste Manual consideram nulo o erro de instrumento. 
 
KIAS – Velocidade indicada calibrada expressa em “Nós”. 
 
M (número de Mach) – É a razão entre a velocidade aerodinâmica verdadeira e a velocidade do 
som. 
 
TAS/Va (Velocidade Verdadeira) – É a velocidade relativa à atmosfera calma, ou seja, é a Vc corri-
gida quanto à altitude, temperatura e efeitos de compressibilidade. 
 
VA (Velocidade de Manobra) – É a maior velocidade na qual aplicação total dos controles aerodi-
nâmicos disponíveis não exceda a resistência estrutural do avião. 
 
VFE (Velocidade Máxima com Flapes Estendidos) – É a máxima velocidade na qual o avião pode 
voar, com determinada posição de flape estendido. 
 
VLE (Velocidade Máxima com Trem de Pouso Baixado) – É a máxima velocidade na qual o avião 
pode voar seguramente com o trem de pouso abaixado. 
 
VLO (Velocidade Máxima de Operação do Trem de Pouso) – É a máxima velocidade na qual o 
trem de pouso pode ser seguramente recolhido e baixado. 
 
V50 (Velocidade a 50 pés de Altura) – É a velocidade a ser atingida a 15 m (50 pés) de altura aci-
ma da pista e mantida durante a trajetória de vôo na decolagem, enquanto livra os obstáculos. 
 
VNE (Velocidade que não Deve Ser Excedida) / MNE (Número de Mach que não Deve Ser Ex-
cedido) – É o limite de velocidade ou velocidade Mach que nunca de ser excedida. 
 
VMC (Velocidade Mínima de Controle) – É a mínima de vôo na qual o avião é controlável direcio-
nalmente, conforme requerido pela legislação. As condições de homologação do avião consideram 
um motor inoperante e girando em molinete, não mais do que 5º de inclinação lateral para o lado do 
motor em operação; potência de decolagem no motor em operação, trem de pouso recolhido, flapes 
em posição de decolagem, e o centro de gravidade mais traseiro possível. 
 
VMCA (Velocidade Mínima de Controle no Ar) – É a menor velocidade na qual o controle direcio-
nal pode ser recuperado e mantido em vôo, após a parada do motor crítico. Nesse caso. É possível 
empregar uma inclinação lateral de até 5º. A inclinação lateral de 5º no sentido dos motores operan-
do permite reduzir a VMCA, porém uma curva aumentará o fator de carga e portanto o peso aparen-
te, logo, a inclinação só deve ser empregada em caso de absoluta necessidade. 
 
VMCG (Velocidade Mínima de Controle no Solo) – É a menor velocidade calibrada na qual é pos-
sível retomar o controle do avião apenas com o uso dos recursos aerodinâmicos (leme de direção), 
após o motor crítico ter falhado subitamente, enquanto o outro continua em potência de decolagem. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 9 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Vmo/Mmo – É o limite de velocidade operacional que não pode ser, deliberadamente, excedida em 
operações normais do vôo. V são expressas em nós e M em número de Mach. 
 
VNO (Velocidade Máxima Estrutural de Cruzeiro) – É a velocidade que não deve ser excedida, a 
não ser em atmosfera calma, mesmo assim com cautela. 
 
VR (Velocidade de Rotação) – É a velocidade na qual o piloto inicia a mudança de atitude de arfa-
gem do avião, com intenção de decolar. 
 
VSSO (Velocidade de Saída no Solo) – É a velocidade na qual a aeronave deixa de fazer contacto 
com a pista, na decolagem. 
 
VS (Velocidade de Estol) – É a mínima velocidade constante de vôo na qual o avião ainda é contro-
lável. 
 
VSO (Velocidade de Estol em Configuração de Aterragem) – É a mínima velocidade constante de 
vôo na qual o avião, em configuração de aterragem, ainda é controlável.VSSE (Velocidade com um Motor Intencionalmente Inoperante) – É a mínima velocidade de vôo 
selecionada pelo fabricante para operar o avião com um motor propositalmente inoperante, em vôos 
de treinamento. 
 
VX (Velocidade de Melhor Ângulo de Subida) – É a velocidade que possibilita o maior ganho de 
altitude na menor distância horizontal percorrida. 
 
VY (Velocidade de Melhor Razão de Subida) – É a velocidade que possibilita o maior ganho de 
altitude no menor intervalo de tempo. 
 
VCruz (Velocidade de Cruzamento) – É a velocidade em que a aeronave deve cruzar a cabeceira 
da pista a uma altura de 15 m (50 pés) acima do solo, na aterragem. 
 
VEF (Velocidade de Falha do Motor Crítico) – É a velocidade na qual se considera que o motor 
crítico falhou. Motor crítico é aquele que tem maior impacto na performance e controle do avião. 
 
V1 - É a velocidade de decisão na qual o piloto, percebendo a falha do motor crítico, optará por con-
tinuar ou abortar a decolagem. A decisão de abortar deve ser feita até atingir a V1. 
 
VR (Velocidade de Rotação) - É definida como a velocidade na qual a rotação é iniciada durante a 
decolagem para atingir a velocidade V2 a 35 pés de altura. A VR não deve ser inferior a 1,05 da 
VMCA. 
 
VMU (Velocidade Mínima com Manche Livre) - Velocidade na qual ou acima da qual o avião pode-
rá deixar o solo e continuar a decolagem com segurança. 
 
VLOF – É a velocidade no exato momento em que o avião deixa o solo. Ela é intimamente relacio-
nada com a VR e será ditada por esta. Com todos os motores funcionando, a VLOF não poderá ser 
inferior a 110% da VMU e com um motor inoperante 105% da VMU. O limite superior a VLOF é a 
velocidade máxima do pneu. 
 
V2 (Velocidade de Decolagem e Subida) - É a velocidade a ser atingida a 35 pés sobre a pista, e 
deve ser igual ou maior 120% da velocidade de estol na configuração de decolagem e 110% da ve-
locidade mínima de controle no ar VMCA. 
 
VMBE (Velocidade Máxima para Iniciar a Frenagem) – Quando se freia um avião, sua energia ci-
nética é transformada em energia térmica, isto é, calor. Os freios devem ser capazes de suportar o 
calor. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 10 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
(b) Terminologias meteorológicas 
 
ISA (Atmosfera Padrão Internacional) – Considera que o ar é um gás perfeito e seco; a temperatu-
ra ao nível do mar é 15ºC (58º F), a pressão ao nível do mar é 1013,2 Hpa (29,92 Pol Hg); o gradien-
te de temperatura do nível do mar até a altitude na qual a temperatura é -56,5ºC (-69,7ºF), e -
0,00198ºC/pé (-0,003566ºF), e zero acima dessa altitude. 
 
TAE (Temperatura do Ar Externo) – É a temperatura estática do ar livre obtido através de indica-
ções de instrumentos em vôo ou fontes meteorológicas de superfície, ajustadas para o erro de ins-
trumento e efeito de compressibilidade. 
 
IPA (Altitude Pressão Indicada) – É o número indicado por um altímetro quando a subescala ba-
rométrica tiver sido ajustada para 1013,2 Hpa (29,92 Pol Hg). 
 
Altitude Pressão – É a altitude em relação à pressão-padrão ao nível do mar (1013,2 Hpa – 29,92 
Pol Hg), medida por um altímetro barométrico ou de pressão. É a altitude pressão indicada, corrigida 
quanto à posição e erro de instrumento. Neste Manual, os erros do altímetro são considerados nulos. 
 
SP (Pressão na Estação) – É a pressão atmosférica real na altitude do campo. 
 
Vento – As velocidades do vento apresentadas como variáveis nos gráficos de desempenho devem 
ser compreendidas como componentes de proa ou de cauda dos ventos relativos. 
 
OAT (Temperatura do Ar Externo) – é a temperatura do ar estático obtido nas indicações de vôo 
ajustadas para efeitos do erro e da compressibilidade do instrumento. 
 
(c) Terminologia de Regime de Potência 
 
High Idle – Posição elevada da manete de combustível, que limita a potência em 70% de N1. 
 
Low Idle - Posição baixa da manete de combustível, que limita a potência em 52% de N1. 
 
Reverso - A pressão reversa é conseguida pela manete de potência quando abaixo da escala Beta. 
 
SHP – Medida de potência do eixo da turbina (Cavalos-força). 
 
Potência de Decolagem – É a potência máxima permissível durante uma decolagem. 
 
PMC (Potência Máxima Contínua) – É a potência máxima na qual pode ser operado o motor em 
regime contínuo de potência. 
 
Potência Máxima de Subida – É a potência máxima permitida ou aprovada durante uma subida 
normal, e está limitada pelo torque ou pela ITT. 
 
Potência Máxima de Cruzeiro – É a potência máxima permitida durante o vôo de cruzeiro. 
 
Potência Máxima Normal de Operação – É a potência máxima permissível durante todas as ope-
rações normais. 
 
Escala Beta (Beta Range) – Região da manete de potência que fica atrás do batente “IDLE” e onde 
a escala do passo de hélice é invertido sem que o gerador da turbina mude sua rotação. 
 
(d) Controle e terminologia do instrumento 
 
Nível de Condição (alavanca shutoff de combustível) – Atua na válvula da unidade de controle de 
combustível, que controla o fluxo de combustível na tomada do controle do combustível, e regula a 
escala inativa do ponto baixo a altamente inativo. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 11 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
ITT (temperatura interturbina) - Oito pontas de prova paralelas indicam a temperatura entre o com-
pressor e as turbinas de potência. 
 
Tacômetro N1 (gerador de RPM da turbina) - Registra o RPM do gerador do gás com 100%, que 
representa uma velocidade de 37.500 RPM. 
 
Controle de potência (gerador de potência da turbina) - A manete modula a potência do motor, 
tanto no reverso máximo como na decolagem. A posição IDLE representa o mais baixo nível de po-
tência para a operação do vôo. 
 
Controle de hélice (RPM do N2) – Controle da manete para manter a RPM no valor selecionado. 
Com passo máximo, diminui a rotação da hélice, com passo mínimo, aumenta a RPM. 
 
Governador de hélice – É o regulador que mantém a velocidade selecionada pelo comando da ma-
nete de controle de hélice. Quando o reverso é acionado, durante o comando da manete de potên-
cia, à área pneumática integral desse regulador selecionará uma velocidade mais baixa. A área 
pneumática, durante a seleção normal, agirá como um limitador da velocidade excessiva. 
 
Medidor de Torque (ou torquímetro) – É o sistema medidor de torque que determina o torque na 
saída do eixo da hélice. Os valores de torque são obtidos nas duas tomadas da caixa de engrena-
gem de redução, e na pressão diferencial nos registros das tomadas. A indicação está em lb/pés. 
 
(e) Gráficos e Terminologias 
 
Accelerate-Go – É a distância para a aceleração até a velocidade de decisão da decolagem (V1), 
quando ocorre falha de um dos motores, para continuar a aceleração lift-off, para conseguir a veloci-
dade da segurança da decolagem (V2) a 35 pés acima da pista de decolagem. 
 
Accelerate-Stop – É a distância para a aceleração até a velocidade da decisão da decolagem (V1), 
e parada total da aeronave com segurança. 
 
AGL - Acima do nível do solo. 
 
Melhor ângulo de Subida – É a velocidade aerodinâmica de melhor ganho de altura num menor 
espaço de distância horizontal possível, com trem de pouso recolhido. 
 
Melhor Razão de Subida – É a velocidade aerodinâmica de menor tempo para alcançar uma de-
terminada atura de segurança, com trem de pouso recolhido. 
 
Clearway - Área que estende além do prolongamento da pista de decolagem a 500 pés, localizado 
sobre o alinhamento do eixo da pista em uso, no sentido de decolagem. 
 
Gradiente de Subida – É a relação entre a altura atingida por um intervalo de menor tempo gasto 
numa decolagem. 
 
Vento cruzado demonstrado - Componente máximo de vento, a cerca de 90° em relação ao eixolongitudinal do avião, para se manter o controle adequado durante a decolagem ou a aterragem. É 
demonstrada durante a certificação. 
 
Gradiente de subida Líquida – É o gradiente de subida, com o flapes na posição de decolagem e 
trem de pouso recolhido. A trajetória Net indica que o gradiente real está reduzido a 0,8% da VA para 
permitir turbulências e técnicas do piloto. 
 
Segmento de rota - Seção ou espaço de uma rota. Cada seção é identificada por: 1) uma posição 
geográfica; e/ou 2) um ponto onde um contato rádio possa ser estabelecido. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 12 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Take-Off Flight Path – É o gradiente mínimo de subida requerida para vencer obstáculos a uma al-
tura mínima de 35 pés, medidos horizontalmente da referência zero, e verticalmente na altura acima 
da pista de decolagem. A referência zero é o ponto a 35 pés acima da pista de decolagem como os 
gráficos da “Acelerate-go”. 
 
(f) Terminologia de Peso e Balanceamento 
 
Envelope de carregamento aprovado - Combina o peso do avião com o centro de gravidade e que 
define os limites além do carregamento, quando não aprovado. 
 
Braço (ARM) – É a distância do centro de gravidade a um determinado objeto sobre uma linha de 
referência na fuselagem. 
 
Peso vazio básico – É o peso do avião vazio incluindo o óleo de motor e o combustível não utilizá-
vel. O mesmo que peso vazio + peso do combustível não utilizável + o peso de todo o óleo de motor 
requerido (para encher as linhas dos tanques). O peso vazio básico é a configuração básica usada 
para determinar dados do carregamento. 
 
Centro de Gravidade (CG) – É o ponto de referência onde o peso de um avião é determinado para 
fins de balanceamento. 
 
Limites de CG - Centro extremo de posições de um centro de gravidade. O avião deve ser operado 
dentro destes limites para assegurar uma operação segura. 
 
Linha Datum (LD) – É a linha vertical perpendicular à linha central longitudinal do avião, que as me-
didas dianteiras e traseiras se baseiam para finalidades do peso e balanceamento. 
 
Peso Vazio – É o peso do avião sem combustível e óleo. Inclui todos os equipamentos instalados, 
líquidos hidráulicos, líquidos químicos do toalete, e todos líquidos operacionais, excluindo os dos 
motores, dos tanques de combustível e das linhas de combustível. 
 
Ponto Jack - Pontos apropriados no avião, identificado pelo fabricante, para suportar o avião na pe-
sagem. 
 
Peso de Pouso - Peso do avião no momento do pouso. 
 
Nivelamentos de Pontos – São os pontos usados no avião para nivelamento durante o processo da 
pesagem. 
 
Peso Máximo – Peso máximo estrutural permissível no projeto, pelo desempenho ou por outras limi-
tações especificado pelo fabricante. 
 
Momento - Uma medida da tendência rotatória de um peso, sobre uma linha específica, matemati-
camente igual ao produto do peso pelo braço. 
 
Payload – Peso dos ocupantes, cargas e bagagens. 
 
Peso de Rampa – É o peso do avião antes do começar a taxiar. Inclui o peso de decolagem, com-
bustível total para cumprir a etapa do vôo e o combustível usado durante o táxi. 
 
Estação - Distância Longitudinal de um ponto ou referência zero (LD) pela STA zero da fuselagem. 
 
Peso de Decolagem - Peso do avião durante o lift-off da pista de decolagem. 
 
Tara - Peso aparente indicado por uma escala antes de alguma carga que está sendo aplicada. 
 
Combustível Não Utilizável – Combustível remanescente nos tanques após o consumo de todo o 
combustível utilizável. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 13 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Combustível Utilizável - Parcela do combustível total disponível para o consumo no vôo. 
 
Carga Útil - Diferença entre o peso da rampa do avião e o peso vazio básico. 
 
Peso Zero Combustível – Peso da aeronave na rampa menos o peso do combustível para a etapa 
do vôo. 
 
CONTROLE DO PESO E DO CENTRO DE GRAVIDADE 
 
O controle de peso e da posição do centro de gravidade (CG) é de extrema importância em qualquer 
tipo de aeronave. 
 
Existem limites estabelecidos pelo fabricante que, se excedidos, podem colocar em risco a operação 
da aeronave e comprometer seriamente a segurança. 
 
As aeronaves de transportes de cargas ou passageiros possuem limites de peso e CG que podem 
ser freqüentemente excedidos por carregamentos empregados em operação normal, necessitando, 
portanto, de um controle rigoroso desses dois fatores. 
 
Já que o peso e balanceamento são vitais para a operação segura do avião, todo piloto deve estar a 
par dos princípios de Balanceamento e carregamento. 
 
A fim de atingirem determinadas características de vôo e performance, as aeronaves são projetadas 
com limites de estruturas predeterminados. Seu balanceamento é determinado pela relação entre o 
centro de gravidade e o centro de sustentação. Normalmente, o CG de um avião está localizado li-
geiramente à frente do centro de sustentação, dentro de uma determinada faixa-limite de balancea-
mento. 
 
Essa faixa de variação permissível da localização do CG é chamada “passeio do centro de gravida-
de” e, geralmente, está localizado no início da asa, ao longo da corda média aerodinâmica (CMA). 
 
Basicamente, para se determinar a localização do CG de uma aeronave, o piloto deve saber os prin-
cípios de três termos usados nos cálculos de peso e balanceamento: peso, momento e Braço. 
 
O peso de um objeto, claro, é auto-elucidativo (produto da massa de um corpo pela aceleração da 
gravidade). 
 
A palavra “momento”, como usada nos procedimentos de carregamento de uma aeronave, é o resul-
tado do produto do peso de um objeto pelo braço (distância medida a partir de determinada referên-
cia vertical). 
 
O braço, assim, determinar a distância que o CG de um peso em particular está localizado em rela-
ção ao plano vertical imaginário, a partir do qual todas as distâncias horizontais são medidas para 
fins de balanceamento. Esse plano de referência está, geralmente, localizado próximo ao nariz aero-
nave, de modo que, na maioria das medidas, tenham valores positivos. 
 
Que existem outros termos a serem considerados, em se tratando de peso e balanceamento da ae-
ronave Super King Air B-200, tais como: 
 
• Peso Vazio Padrão; 
• Peso Vazio Básico; 
• Peso Máximo de Decolagem; 
• Peso Máximo de Rampa; 
• Peso Máximo de Aterragem; 
• Combustível Residual; 
• Combustível Não Utilizável; 
• Centro de Gravidade. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 14 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
SEGURANÇA DA CARGA E PASSAGEIROS 
 
O carregamento, a princípio, deve ser feito de modo que carga e/ou passageiros pesados sejam po-
sicionados na parte dianteira do avião, e os leves, na parte traseira. Adicionalmente à segurança dos 
passageiros, é responsabilidade do piloto certificar-se, antes do vôo, que a carga a ser transportada 
está acondicionada de modo seguro. 
 
Uma aeronave, cujo carregamento faz com que o CG fique localizado à frente do limite dianteiro, 
apresenta uma leve dificuldade para rotação durante a decolagem e para o arrendamento durante o 
pouso. Se o CG está localizado além do limite traseiro, a aeronave tenderá ao rodar prematuramen-
te, dependendo do ajuste do compensador. 
 
A aeronave apropriadamente carregada (balanceada) apresentará uma performance normal. 
 
TABELAS E GRÁFICOS 
 
Durante a pesagem da aeronave, que pode ser efetuado sobre rodas ou sobre macacos, é preenchi-
da a “Ficha de Pesagem da Aeronave”, no qual é registrado todos os dados para a obtenção do 
momento e do braço do CG para o Peso Vazio Básico. 
 
A partir de então, deve-se calcular o momento de cada carga, bagagem e passageiros, bem como o 
do combustível, emfunção de sua localização dentro da aeronave (braço). Para isso, os gráficos e 
tabelas e devem ser consultados. 
 
Após realizado o levantamento de todos os momentos (inclusive o da aeronave com Peso Vazio Bá-
sico e do combustível), a sua somatória é dividida pelo peso total; o resultado será o cumprimento do 
braço do CG em relação ao plano de referência. 
 
Para se expressar a localização do CG em termos de porcentagem de CMA, subtrai se o resultado 
obtido acima a distância do plano de referência ao bordo de ataque da asa (início da CMA), divide-se 
pelo comprimento da CMA e multiplica-se por 100. 
 
Podemos ver, portanto, o cálculo CG em termos de braço e em termos de porcentagem de CMA. Ele 
também pode ser realizado por meio de réguas apropriadas, diagramas ou ábacos práticos, desen-
volvidos para agilizar e sistematizar esse processo. 
 
Obs 1.: O uso do método gráfico permite uma mais rápida determinação do Peso e Balanceamento 
de uma aeronave, simplificando o planejamento pré-vôo. A vantagem do uso dos gráficos é que eles 
tornam desnecessário o cálculo de momentos e tornam mais fácil a determinação do peso e balan-
ceamento. 
 
Obs 2.: Em uma “Ficha de Pesagem” o gráfico de peso e balanceamento apresenta um índice de 
momento para cada componente, fazendo com que não haja necessidade de cálculos. O Envelope 
de CG usa índices de momento ao invés de braços e momentos. 
 
Obs 3.: Nos gráficos devemos ter a mais absoluta certeza de que a aeronave deva estar dentro dos 
limites do CG, e devemos atentar que, ao fato que o peso de decolagem, muitas vezes acima do pe-
so de pouso, o retorno imediato da aeronave para pouso torna isso quase impossível. Nas áreas tra-
cejadas dos envelopes (Ficha de Pesagem) recomenda que, em caso de pouso dentro daquele CG, 
o avião deverá voar e gastar combustível até que fique dentro do envelope de pouso, para que seu 
peso seja reduzido até estar dentro dos limites permitidos para pouso. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 15 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** MOTOR PRATT & WHITNEY PT6A-42 ***** 
 
P – Propeller (hélice) 
T – Turbina 
6 – Número de Série 
A – Dois estágios de redução 
42 – Power Output (850 SHP) 
 
TIPO DE MOTOR 
 
• Leve, turbinas livres, fluxo reverso; 
• 4 estágios (3 axiais e 1 centrífugo); 
• Taxa de compressão 7:1; 
• Peso de 170 Kg; 
• Sentido de rotação da hélice – horário; 
• Possui 14 bicos injetores, sendo um duplo (divisor) e duas velas. 
 
 
 
DESCRIÇÃO GERAL 
 
O PT6A-42 é um motor de turbinas livres e independentes. Uma aciona a hélice através do sistema 
de engrenagem de redução, a outra aciona o compressor. 
 
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. Provê uma compressão de 7:1. 
 
O ar admitido passa pelos estágios axial e centrífugo, e é dirigido para os tubos difusores, que inver-
tem a sua direção em 90º, convertendo sua energia cinética em pressão para ser dirigido à câmara 
de combustão. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 16 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
A câmara de combustão é do tipo anular, com vários orifícios que permitem a entrada do ar do com-
pressor. O fluxo de ar muda 180º de direção no interior da câmara onde se mistura com o combustí-
vel. A expansão dos gases resultantes da ignição ar/combustível é dirigida pára 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 resul-
tantes vão de encontro às guias estoladoras onde é direcionado à turbina do compressor (CTVR) em 
um determinado ângulo para que haja um melhor aproveitamento e perda mínima de energia, e após 
vão para a turbina de potência (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 esten-
dendo-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 so-
brevelocidade, governador de hélice e taco gerador de N2 (Nһ) que são montados na parte dianteira. 
 
A potência do motor é de 850 SHP (2.320 lb.ft com 2.000 RPM da hélice variando linearmente até 
2.230 lb.ft com 2.000 RPM da hélice). A velocidade da turbina do compressor é de 37.500 RPM que 
corresponde a 100% de N1. A velocidade máxima da turbina de gases é de 38.100 RPM, que cor-
responde no instrumento a 101,6%. A turbina de potência (da hélice) tem uma velocidade de 33.000 
RPM no eixo da hélice, que através da caixa de redução cai para 2.000 RPM. 
 
A turbina de gases, através de um eixo, gira o compressor e todos os acessórios da caixa de aces-
sórios. A turbina de potência aciona a hélice através de uma caixa de redução que possui dois está-
gios de engrenagens “planetárias” localizado na parte frontal do motor. 
 
SEÇÕES DO MOTOR 
 
 
 
A) CAIXA DE ACESSÓRIOS – Consiste de engrenagens acionadoras (gerador, bombas de combus-
tível, de óleo e hidráulica) e tacogerador. 
 
B) GERADOR DE GASES – Tanque de óleo, entrada de ar do compressor, compressor, tubos difu-
sores, carcaça geradora de gases, “bleed valve” (válvula de sangria) e rolamentos 1 e 2. 
 
C) SEÇÃO QUENTE – Câmara de combustão, duct large, duct small, guias estatoras da turbina de 
N1 (CTVR) e turbina de N2. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 17 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
 
D) SEÇÃO DE POTÊNCIA – Guias estatoras da turbina de Nf (PTVR), turbina de Nf, conjunto T5, 
rolamentos 3 e 4 e duct exaustor. 
 
E) SEÇÃO REDUTORA – Dois estágios de redução (planetárias), governador de velocidade e so-
brevelocidade, torquímetro e rolamento 5 e 6. 
 
ESTAÇÕES 
 
1. Admissão; 
2. Admissão do compressor; 
2,5. Inter estágio do compressor; 
3. Descarga do compressor; 
4. Descarga da combustão; 
5. Estágio interturbina; 
6. Ducto de exaustão; 
7. Saída de axaustão. 
 
 
ESTAÇÕES 1 2 2,5 3 4 5 6 7 
PRESSÕES 14,7 15,1 26,4 103 101 35 16,2 15,1 
TEMPERATURAS ºC 15 19 110 208 934 705 593 551 
 
 
 
Os rolamentos são identificados unicamente começando pela parte traseira do motor. 
 
Rolamento 1 – Está localizado na carcaça de admissão e é do tipo esfera. 
 
Rolamento 2 - Está localizado na carcaça geradora de gases e é do tipo rolete. 
 
Rolamentos 3 e 4 – Estão localizados na seção de potência e são, respectivamente, dois tipos – ro-
letes e esfera. 
 
Rolamentos 5 e 6 – Estão localizados na saída de redução e são dos tipos, respectivamente, rolete e 
esfera. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 18 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
COMPONENTES INTERNOS DO MOTOR 
 
Câmara de Combustão Câmara de Combustão 
 
 
Compressor da Turbina Compressor Centrífugo 
 
 
Compressor Axial Compressor Axial 
 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 19 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
LIMITES DE OPERAÇÃO DO MOTOR 
 
O torque máximo permitido é de 2.320 lbs, com N2 (velocidade da hélice) ajustada, e que não exce-
da em hipótese nenhuma de suas limitações. 
 
A pressão normal de óleo é de 85 – 105 PSI, com N1 acima de 27.000 RPM (72%) e temperatura 
entre 60ºC e 70ºC. Com a pressão abaixo de 85 PSI, tolera-se para complementação do vôo, com 
mínimo de potência exigida. Com pressão abaixo de 40 PSI, torna-seo vôo perigoso e requer, ime-
diatamente, o corte do motor, ou que a aterrissagem seja feita com o mínimo de potência para sus-
tentação do avião. 
 
Obs.: Para um maior aumento de vida do óleo (viscosidade), a temperatura recomendada deve ficar 
entre 74ºC e 80ºC. 
 
As seguintes limitações devem ser observadas. Cada coluna apresenta uma limitação. Estes limites 
não ocorrem, necessariamente, simultaneamente. 
 
 
POTÊNCIA 
 
TORQUE 
(lb. Ft.) 
 
ITT Máx. 
(ºC) 
 
HÉLICE 
RPM – N2 
 
ROTAÇÃO TURBINA N1 
 RPM % 
(1) 
PRESS. DO 
ÓLEO (PSI) 
(2) 
 
TEMP. DO 
ÓLEO ºC 
(6) 
 
SHP 
(8) 
Partida - - - - 650 (5) - - - - - - - - - - - - - - - - 40 (min) - - - 
LOW IDLE - - - - 516 - - - - 19.500 52 (min) 60 (min) 40 a 99 - - - 
HIGH IDLE - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - 40 a 99 - - - 
Decolagem 2.230 745 2.000 38.100 101,5 105 a 135 10 a 99 850 
Máx. Contínua e 
Máx. Cruzeiro (7) 
 
2.320 (3) 
 
798 
 
2.000 
 
38.100
 
101,5 
 
105 a 135 
 
10 a 99 
 
850 
Máx deSubida 
e Cruzeiro 
 
2.320 (3) 
 
773 
 
2.000 
 
38.100
 
101,5 
 
105 a 135 
 
0 a 99 
 
850 
Máx. Reverso (4) - - - - 650 1.900 - - - - 88,0 105 a 135 0 a 99 - - - 
Aceleração 2.550 (5) 850 (5) 2.200 38.500 102,5 (5) - - - - 0 a 104 - - - 
 
(1) Para cada 10ºC (18ºF) abaixo de -30ºC (-22ºF) de temperatura ambiente, reduza 2,2% do N1 máximo permissível. 
(2) A faixa normal de pressão do óleo é de 85 a 105 PSI, com N1 acima de 72% e temperatura do óleo entre 60ºC e 70ºC (104ºF e 
185ºF). Pressões de óleo abaixo de 85 PSI são indesejáveis e só podem ser toleradas para completar o vôo. E, de preferência, com 
potência reduzida. A discrepância deve ser relatada e corrigida antes da próxima decolagem. As pressões do óleo abaixo de 40 
PSI exigem que o motor seja cortado ou um pouso seja efetuado, assim que possível usando o mínimo de potência necessária para 
manter o vôo. 
(3) A manete da hélice (RPM) deve ser ajustada para não exceder 850 SHP com torque acima de 2.230 lb. Ft. 
(4) A operação do reverso é limitada em 1 minuto. 
(5) Valores limitados em 02 segundos. 
(6) Temperaturas entre 74ºC e 80ºC (165ºF e 176ºF) são recomendadas para aumentar o tempo de serviço do óleo. 
(7) É permitido em situações de emergência, a critério do piloto. 
(8) 850 SHP é o valor de potência máxima permitida. Menor que 850 SHP é permitido sob certas condições de temperaturas e altitu-
des previstas nas cartas de performance de decolagem, subida e cruzeiro. 
 
Obs 1.: Operar o motor esquerdo ou direito com luz da pressão de combustível acesa (L FUEL 
PRESS ou R FUEL PRESS), está limitado a 10 horas. Após isso, substitua a bomba de combustível 
por uma nova. 
 
Obs 2.: Em vôo, não operar a manete de potência em movimentos bruscos e nunca trazer a mesma 
abaixo de IDLE pois pode resultar em um brusco do nariz do avião para baixo e em uma razão de 
descida que seja extremamente difícil de se recuperar. Isto pode conduzir a danos no avião e feri-
mentos nos pilotos e passageiros. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 20 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** SISTEMA DE COMBUSTÍVEL ***** 
 
O sistema consiste de 4 tanques integrais (ventilados com válvulas unidirecionais), 2 sistemas de 
alarme, 2 reservatórios de alimentação, 2 bombas ejetoras, 2 bombas auxiliares elétricas (ou de re-
forço), 2 reservatórios de distribuição, 2 válvulas de corte (na parede de fogo de cada motor), 2 filtros 
de combustível, 2 bombas de combustível do motor, 2 unidades de controle de combustível, 2 diviso-
res de fluxo e 2 tubulações duplas com 14 bicos injetores. 
 
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 rotuladas como "LEFT FIREWALL SHUTOFF VALVE” e "RIGHT 
FIREWALL SHUTOFF VALVE” e são localizadas no painel de combustível (no lado esquerdo do 1P). 
 
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 com-
bustível 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, locali-
zada 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 entu-
pimento 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, 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 locali-
zado na parte esquerda à frente da parede de fogo, junto ao filtro de combustível. Ele deve ser dre-
nado antes da inspeção preliminar ou a cada 6 cortes dos motores, a fim de evitar transbordamento. 
 
A ventilação do sistema é essencial para sua operação. Um bloqueio de ventilação pode resultar em 
decréscimos de fluxo de combustível, podendo causar um eventual apagamento do motor. 
 
Os tanques principais possuem um sensor de baixo nível de combustível, o qual faz iluminar uma luz 
no painel anunciador de alarme quando a quantidade de combustível do respectivo tanque for de 25 
gal. ou menos. As linhas de ventilação (suspiros) são independentes entre si, bem como aos reser-
vatórios de combustível. 
 
RESERVATÓRIO DE COMBUSTÍVEL – O reservatório está localizado abaixo do piso da cabine em 
um compartimento isolado. Contém uma bomba auxiliar de combustível, uma bomba injetora princi-
pal e um sensor de baixo nível de combustível do reservatório. Uma válvula "FLAPPER", de uma 
única direção, está instalada em cada uma das quatro tubulações. A capacidade do reservatório é 
de, aproximadamente, 3 galões. 
 
RESERVATÓRIO DE DISTRIBUIÇÃO – Possui um conjunto de tubulação de distribuição de com-
bustível localizado na saída da linha de combustível do reservatório. O combustível é suprido para 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 21 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
uma das entradas de admissão do conjunto através da bomba auxiliar durante a partida do motor. O 
fluxo é suprido para uma segunda entrada do conjunto através da bomba injetora durante a opera-
ção normal. O conjunto contém um sensor de pressão, o qual põe em funcionamento a bomba auxi-
liar quando a pressão for inferior a 4,75 PSI e o interruptor da referida bomba estiver na posição 
normal. 
 
BOMBA INJETORA – Está localizada no interior do reservatório e impulsiona o fluxo de combustível 
para o motor durante operação normal. O princípio de funcionamento da bomba injetora baseia-se 
na queda de pressão do combustível no “ventury” aumentando a velocidade do mesmo, originando 
assim o fluxo induzido. 
 
BOMBAAUXILIAR ELÉTRICA (FULE BOOST) - O interruptor da bomba auxiliar, localizado no pai-
nel de interruptores a esquerda do piloto, possui três posições "OFF, NORM e ON". Na posição 
"OFF" a bomba auxiliar está inoperante. Na posição "NORM" a bomba auxiliar está armada e entrará 
em operação quando a pressão de combustível do reservatório de distribuição cair abaixo de 4,75 
PSI. Esta é a posição em condições normais de vôo. Na posição "ON", a bomba auxiliar passa a o-
perar continuamente. Esta posição é usada na partida do motor ou quando a pressão de combustível 
fornecida pela bomba injetora principal cair para valores abaixo de 4,75 PSI. 
 
INDICADOR DE FLUXO DE COMBUSTÍVEL - Está localizado na parte central do painel e indica o 
consumo de combustível do motor em libras por hora, o baseado no combustível "JET A". O fluxo é 
medido após o combustível passar pela unidade de controle de combustível, antes de ser encami-
nhado ao divisor de fluxo. Está protegido por um disjuntor intitulado "FUEL FLOW". Na falta de ener-
gia elétrica o ponteiro do instrumento apontará para "OFF" (abaixo de zero). 
 
INDICADORES DE QUANTIDADE DE COMBUSTÍVEL - A quantidade de combustível é medida por 
8 transmissores (4 em cada tanque). Os indicadores são elétricos e são calibrados em libras (basea-
do no peso do "JET A" em um dia padrão) e em galões. A indicação de tanque vazio está na parte 
inferior do arco amarelo, e o combustível remanescente não utilizável é de 2,5 galões. 
 
TOTALIZADOR DE COMBUSTÍVEL - Sua finalidade é auxiliar o piloto com relação ao combustível 
consumido durante o vôo. Utiliza o mesmo circuito do indicador de fluxo de combustível, indicando o 
total de combustível consumido em libras. Possui um mostrador com 5 dígitos, um botão que zera o 
mostrador e uma trava para o referido botão. O totalizador está localizado na parte superior direita do 
painel de instrumentos. 
 
Dados do combustível 
 
Os tipos de combustíveis usados são os seguintes: JET A, JET A-1, JET B, JP-1, JP-4, JP-5, e JP-8. 
 
Obs.: As unidades de medida que o sistema utiliza são o GALÃO (U.S.) e a LIBRA. Para transformar 
galão em libra, considera-se para cada galão o peso de 6,7 libras. 
 
Quantidade de Combustível 
 
Combustível usável (tanque principal) ......................................................... 386 galões / 2.586,2 libras 
Combustível usável (tanque auxiliar) ........................................................... 158 galões / 1.058,6 libras 
Combustível não usável (total) ........................................................................ 2,5 galões / 16,75 libras 
Combustível máximo usável (tanque principal) ........................................... 554 galões / 3.711,8 libras 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 22 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
FCU – é um dispositivo hidro-mecânico 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 da manete de potência do FCU. A unidade de controle de 
combustível está dividida em duas seções – a pneumática e a go-
vernadora. 
 Figura ao lado Î 
 
A função da seção pneumática é sentir a descarga do compressor 
(P3). A função da seção governadora é a de regular o fluxo de 
combustível para o motor. 
 
A unidade do governador pneumático (Py), e na linha sensora de 
pressão de descarga do compressor (P3). Os elementos aquece-
dores do FCU são eletricamente alinhados pela barra geral (2), e 
diretamente desligados de um circuito “brakers” de 10A com seu 
respectivo interruptor chamado “FUEL CONT HEAT” (aquecedor do 
controle de combustível). 
 
 
 
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 aces-
sórios através de um eixo de acoplamento estriado. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 23 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Outro eixo estriado, na parte traseira da bomba, aciona a seção governadora do FCU fornecendo o 
sinal de rotação (N1). Normalmente a bomba admite o combustível proveniente da bomba de recal-
que do sistema de combustível de alívio através de um filtro de 14 micras (metálicas) localizado na 
sua entrada e descarrega o combustível sob pressão através de um filtro de 10 micra (papel) na sua 
saída. 
 
LINHAS DE COMBUSTÍVEL E INJETORES – As linhas de combustível, primária e secundária, for-
necem um fluxo constante de combustível em alta pressão aos injetores primários e secundários. Os 
motores são equipados com 14 bicos injetores, sendo: 10 primários, 3 secundários e 1 secundário 
duplo, cada um. 
 
Os injetores, do tipo simplex, são montados em adaptadores individuais interligados entre si por tu-
bos de transferência de combustível. 
 
O injetor é posicionado no adaptador de forma a produzir uma descarga contínua e tangencial em 
relação ao próximo injetor. 
 
As blindagens (capa) possuem orifícios junto à base de fixação que permitem a entrada de ar prove-
niente do compressor provendo a refrigeração do bico injetor e auxiliando a automatização do com-
bustível. 
 
A camisa da câmara de combustão é suportada pelas blindagens dos injetores que ficam firmemente 
na parte dianteira da câmara. 
 
Os adaptadores primários são identificados por dois pontos de solda na parte exterior e os secundá-
rios com um só ponto. 
 
Os bicos injetores estão montados na câmara de combustão em uma seqüência que, vista da cabi-
ne, são: 5 primários, 3 secundários, 5 primários e 1 secundário. 
 
DIVISOR DE FLUXO E VÁLVULA DRENO – O conjunto divisor de fluxo e válvula dreno é montado 
no adaptador de entrada do conjunto de tubulação de combustível localizado na posição seis horas 
da carcaça geradora de gases. Tem como função a de verificar a qualidade do combustível ou algu-
ma contaminação. 
 
O divisor de fluxo dosa a quantidade de combustível vinda do FCU para as linhas primárias e secun-
dárias através de uma válvula de transferência. 
 
A válvula de transferência interconecta as linhas mantendo-se fechadas para assegurar a pressuri-
zação da linha primária na fase inicial da partida, abrindo depois, com o aumento para a linha secun-
dária, ainda durante a fase da partida. 
 
Durante a partida (75 PSI), o combustível medido é fornecido aos bicos primários. Aproximadamente 
entre 25% e 30% de N1. O fluxo de combustível e a pressão aumentam até que a válvula de transfe-
rência seja aberta e se inicie a pressurização da linha secundária, a fim de atingir a rotação de mar-
cha lenta. 
 
Quando a válvula de corte do FCU é fechada durante o corte do motor, uma mola operadora na en-
trada do divisor sobrepõe-se à pressão de combustível e desloca a válvula de transferência no senti-
do de bloquear o mesmo. Através desse comando o fornecimento de combustível para as duas li-
nhas é cortado e o residual é drenado para o exterior através da válvula dreno. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 24 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** GERENCIAMENTO NO ABASTECIMENTO DE COMBUSTÍVEL ***** 
 
• Não pôr combustível nos tanques auxiliares a menos que os tanques principais estejam cheios. 
• O desequilíbrio máximo permissível de combustível entre as asas é de 1.000 lbs. 
• Não consumir o combustível abaixo do indicador do “arco amarelo” (cerca de 265 lbs) de cada 
tanque principal. 
• O cruzamento de combustível só poderá ser feito quando um motor estiver inoperante. 
 
 
 
1. Bomba de combustível esquerda (Standby) 
2. Válvula auxiliar esquerda de transferência de combustível 
3. Luz de aviso de falha na transferência de bombas esquerda de combustível 
4. Medidor esquerdo de quantidade decombustível (tanques principais e auxiliares) 
5. Válvula de abertura de cruzamento de combustível 
6. Seletor de quantidade individual de combustível (alterna entre principal e auxiliar) 
7. Medidor direito de quantidade de combustível (tanques principais e auxiliares) 
8. Bomba de combustível direita (Standby) 
9. Válvula auxiliar esquerda de transferência de combustível 
10. Luz de aviso de falha na transferência de bombas direita de combustível 
11. Válvula “Shutoff” esquerda da parede de fogo 
12. Válvula “Shutoff” direita da parede de fogo 
 
Obs.: Este avião é aprovado para a decolagem com a uma bomba de impulso inoperante (standby 
boost pump). Em tal caso, o cruzamento de combustível não estará disponível do lado da bomba que 
estiver inoperante. 
 
Bomba de Combustível STANDBY – é um tipo de bomba de combustível de reserva, eletricamente 
operada, e que fica submersa em cada tanque da nacele do motor. Serve como unidade de “backup” 
para a bomba mecânica do motor. Essas bombas deverão estar em OFF durante as operações nor-
mais. Poderá ser usada durante a operação de cruzamento de combustível (crossfeed) para bombe-
ar o combustível de um tanque da nacele ao motor oposto. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 25 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** INTERRUPTORES DO PAINEL DE COMBUSTÍVEL ***** 
 
Interruptores das bombas de combustível tipo “standby” - Dois interruptores localizados no pai-
nel inferior do piloto – “STANDBY PUMP ON / OFF”, controlam individualmente as bombas de com-
bustível posicionadas e submersas no tanque correspondente de cada nacele do motor. Durante a 
operação normal do avião, ambos os interruptores devem estar em OFF, pois as bombas mecânicas 
dos motores estarão em ON. 
 
Quando houver uma falha na bomba principal de combustível (do motor), fará acender uma ”luz 
vermelha” no painel de aviso do “Master Warning” – como L FUEL PRESS ou R FUEL PRESS. 
Neste caso, então, a bomba de combustível “standby” deverá ser posta em funcionamento (ON) para 
suprir a perda de pressão de combustível, e alternar a bomba (standby) para ON, fará com que essa 
luz, (no Master Warning) se apague. Avisos luminosos continuarão a ser indicados, e devem ser ma-
nualmente restaurados (resetados). 
 
Obs.: Ambas as bombas de combustível “standby” (esquerda e direita) deverão estar em OFF du-
rante a operação de cruzamento de combustível, devido à possibilidade de perda de pressão de 
combustível, o que induz à falha do motor. 
 
Interruptor de cruzamento de combustível - A válvula de cruzamento de combustível, localizada 
no painel inferior do piloto, é controlada por um interruptor de 3 posições: cruzamento do tanque es-
querdo, OFF, e cruzamento do tanque direito (CROSSFEED FLOW e OFF). Sob circunstâncias de 
vôo normais, o interruptor deve estar na posição OFF. Durante uma operação de emergência, com 
um único motor operante, pode tornar-se necessário fornecer o combustível ao motor bom, do tan-
que de combustível do lado do motor inoperante (oposto). Nesse caso, o sistema “crossfeed” é acio-
nado para selecionar a alimentação adequada no painel de controle do combustível. 
 
Para a operação correta de cruzamento de combustível, mova o interruptor da bomba de combustí-
vel “standby” para OFF e acione o interruptor de cruzamento para CROSSFEED FLOW (do lado do 
motor inoperante). 
 
Durante a operação de cruzamento de alimentação de combustível, com a válvula “Shutoff” da pare-
de de fogo em OFF, não poderá haver o cruzamento do tanque de combustível auxiliar, só o tanque 
principal. Quando o modo “crossfeed” é energizado, o aviso “FUEL CROSSFEED” (luz verde) acen-
derá no painel do “Master Caution”. 
 
Obs.: A alimentação cruzada só pode ser feita quando um motor estiver inoperante. 
 
Interruptor de leitura individual de quantidade de combustível - Um interruptor no painel de ge-
renciamento de combustível, controla o sistema de leitura individual de combustível remanescente 
em cada tanque de combustível (principal ou auxiliar). Quando o interruptor estiver na posição MAIN, 
teremos a leitura da quantidade de combustível total nos tanques principais (esquerdo e direito). 
Quando o interruptor estiver na posição AUXILIARY, teremos a leitura da quantidade de combustível 
total nos tanques auxiliares (esquerdo e direito). 
 
Interruptores de transferência de combustível dos tanques auxiliares – Dois interruptores no 
painel de gerenciamento de combustível, controlam a transferência automática e individual das bom-
bas de transferência de combustível (esquerda ou direita). Durante a operação normal, ambos os 
interruptores deverão estar no modo AUTO, onde permite ao sistema ser atuado automaticamente. 
Se um ou outro sistema de transferência de bombas não atuar, esta condição será indicada por uma 
“luz amarela” no painel de gerenciamento de combustível, indicado pelo aviso NO TRANSFER. 
 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 26 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
Muito Cuidado - Não use a válvula “shutoff” da parede de fogo para cortar o motor, exceto em uma 
emergência. A bomba mecânica de combustível (do motor), sempre manterá uma correta lubrifica-
ção essencial ao fluxo de combustível. Quando o motor estiver operando, esta bomba pode ser, se-
veramente, danificada (durante a cavitação) caso a válvula “shutoff” da parede de fogo seja cortada 
antes que a manete de condição seja levada para a posição FUEL CUTOFF. 
 
Válvulas Shutoff da parede de fogo - O sistema de combustível incorpora de uma válvula de corte 
de combustível (Shutoff Valve) montada atrás de cada parede de fogo do motor. Os dois interrupto-
res, de comando dessas válvulas estão localizados no painel esquerdo do piloto, no painel dos dis-
juntores (abaixo do painel de controle de combustível) e são indicadas pelos seguintes comandos: 
FIREWALL SHUTOFF VALVE OPEN / CLOSED LEFT / RIGHT. As válvulas “shutoff” da parede de 
fogo recebem sinais elétricos para seu funcionamento, da barra principal e da barra quente da bate-
ria, que também é conectada diretamente à bateria. 
 
AQUECEDOR DE COMBUSTÍVEL 
 
 
 
Î Tem a finalidade de aumentar a temperatura do combustível antes do mesmo entrar no FCU. 
 
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 (vernatherm) que reage com a 
variação de temperatura do combustível. 
 
Quando o combustível atinge a temperatura de 21ºC, a válvula começa a fechar, e quando atinge 
32ºC, ela estará totalmente fechada, dando passagem do óleo direto para o tanque. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 27 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO ***** 
 
O sistema de óleo é destinado a manter um constante suprimento de óleo para a lubrificação dos 
rolamentos, engrenagens de redução, torquímetro, hélice e todas as engrenagens de acionamento 
dos acessórios. 
 
O óleo lubrifica e resfria os rolamentos, retirando qualquer material estranho pelo filtro principal. Um 
“spray” de óleo calibrado é usado nos rolamentos para garantir a manutenção e uma ótima lubrifica-
ção em todas as condições de operação do motor. A bomba principal de pressão está localizada 
dentro dos tanques, e fornece óleo para a caixa de acessórios, através de um tubo externo, para a 
seção geradora de gases e caixa de redução. O motor é equipado com um sistema de suspiro e com 
um impelidor centrífugo para eliminar eventuais bolhas de ar quevenham do selo de ar do compar-
timento dos rolamentos. 
 
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, e sua capacidade é de 8,74 litros. O bocal de abastecimento possui uma vareta medido-
ra com marcações. Na parte superior encontramos “MAX HOT”, que é o nível com óleo quente, e 
uma segunda marcação “MAX COLD”, que é o nível com óleo frio. 
 
O filtro de óleo é constituído de um elemento filtrante metálico do tipo cartucho removível e descartá-
vel. 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 ne-
cessidade 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 valor desta pressão é regulado através da 
quantidade de arruelas-calço que modificam a tensão da mola interna da válvula. Estas arruelas po-
dem variar em número de, no mínimo 3 e no máximo 6, aumentando ou diminuindo a pressão de 
aproximadamente em 6 PSI. 
RADIADOR DE ÓLEO 
 
Na parte frontal do motor podemos encontrar o radiador de óleo, que é essencialmente um trocador 
de calor, e tem por finalidade resfriar o óleo que circula por dentro dos tubos separados por uma sé-
rie de aletas. 
 
O radiador é constituído por dois tanques coletores, um 
de entrada e outro de saída, ligados entre si por um con-
junto de tubos, e é equipado ainda com um tubo de deri-
vação ligando os dois tanques com válvula termostática 
instalada junto ao coletor de saída. Esta válvula perma-
necer aberta, fazendo com que o óleo percorra o menor 
caminho, enquanto ele estiver com uma temperatura de 
até 60ºC. A partir daí, a válvula começa a fechar, fazen-
do com que o óleo circule pelo radiador. Com, aproxima-
damente, 70ºC a válvula encontra-se totalmente fechada. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 28 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
***** SISTEMA DE IGNIÇÃO (cada motor) ***** 
 
Consistem de duas velas de centelhamento, 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. 
 
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 vôo, sem arran-
que, operação em pistas molhadas, vôo sob forte chuva e/ou gelo. 
 
• OFF – Usado durante as partidas no solo e partidas em vôo com arranque. 
 
SISTEMA DE PARTIDA 
 
Consiste de 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, po-
sicionado 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. 
 
SISTEMA DE SEPARAÇÃO INERCIAL 
 
Sua finalidade é prevenir a ingestão de partículas sólidas e líquidas quando da operação da aerona-
ve em pistas não pavimentadas ou durante vôo sob condições de chuva forte ou granizo. É também 
usada com a temperatura do ar externo abaixo de 4ºC. 
 
Sua utilização acarreta uma redução de potência do motor e, conseqüente-
mente, aumento de temperatura interturbina - ITT. 
 
A operação do separador inercial é indicada no painel MASTER CAUTION, L 
ICE VANE EXT e R ICE VANE EXT. 
 
O recolhimento do separador inercial só deve ser realizado com temperatura 
externa a +15ºC ou acima, para assegurar uma refrigeração de óleo mais a-
dequada. As aletas só podem ser estendidas ou retraídas; não há nenhuma 
posição intermediária. 
 
 
Manual Operacional Beechcraft King Air B-200 – Página: 29 
Traduzido por: Fred Mesquita – fredfvm@gmail.com 
**** SISTEMA DE DETECÇÃO DE FOGO NO MOTOR ***** 
 
Consiste de um sensor de calor dentro do compartimento do motor, uma luz de alerta (ENGINE FI-
RE) 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 
218ºC na parede de fogo, 329ºC no sistema de exaustão e 232ºC na caixa de acessórios. 
 
Um interruptor de teste, denominado “FIRE DETECT TEST”, está localizado próximo ao painel anun-
ciador (Master Warning). Quando pressionado, a luz “ENGINE FIRE” acende e o alarme sonoro soa, 
indicando que o circuito está operacional. 
 
ACESSÓRIOS DO MOTOR 
 
Os acessórios do motor, na sua maioria, estão localizados na caixa de acessórios, atrás do motor. 
Eles são movidos pela turbina do compressor através de uma haste central. 
 
A) BOMBA DE ÓLEO – Está localizada na parte mais baixa do tanque de óleo e é do tipo engrena-
gem. 
 
B) BOMBA DE COMBUSTÍVEL – Está posicionada na parte superior direita da caixa de acessórios. 
O combustível, após o aquecedor, passa por uma tela de 74 mícrons e chega à bomba mecânica. A 
partir de então, com a alta pressão, passa por um filtro de 10 mícrons e chega à unidade de controle 
de combustível. Uma válvula “BY-PASS” abre passagem no caso de bloqueio do filtro. 
 
C) TACO-GERADOR DE N1 – Está localizado na parte inferior da direita da caixa de acessórios e 
produz corrente elétrica que, em associação com o indicador de N1, indica a percentagem de RPM 
da turbina dos gases. 
 
D) TACO-GERADOR DA HÉLICE – Está localizado na parte dianteira da caixa de redução e produz 
corrente elétrica que alimente o indicador de RPM da hélice. 
 
E) TORQUÍMETRO – É um dispositivo hidro-mecânico, localizado dentro do primeiro estágio da en-
grenagem de redução, que fornece uma indicação precisa da potência de saída do motor. 
 
F) STARTER-GERADOR – Está localizado na parte superior da caixa de acessórios; funciona como 
um motor para girar a turbina do compressor durante a partida e, após, como um gerador para suprir 
o sistema elétrico (capacidade de 28 volts, 200 amperes). Quando está operando como um motor de 
partida, um sensor de velocidade desconecta automaticamente o mesmo (proteção contra sobreve-
locidade). 
 
G) SENSOR DE TEMPERATURA INTERTURBINAS – É um termopar que fornece uma indicação 
precisa da temperatura entre as turbinas do compressor e da potência. 
 
H) ALTERNADOR – Está localizado na parte posterior do motor e é acionado por meio de uma cor-
reia ligada ao eixo de acionamento dos acessórios. É a fonte secundária de energia. Fornece 27,5 
volts/75 amp e supre o sistema