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CAPÍTULO 12
INSTRUMENTOS
INTRODUÇÃO
A operação segura, econômica e digna de confiança das modernas aeronaves depende, principalmente, do uso dos instrumentos. Os primeiros instrumentos de aeronaves foram os indicadores de pressão de combustível e de óleo, para informar sobre problemas do motor, de modo que a aeronave pudesse pousar antes que o motor falhasse. Quando foram desenvolvidas as aerona- ves que voam sobre grandes distâncias, as con- dições do tempo tornaram-se um problema. Ins- trumentos foram desenvolvidos para auxiliar o vôo através das péssimas condições de tempo. A instrumentação é basicamente a ciên- cia da medição. Velocidade, distância, altitude, atitude, direção, temperatura, pressão e rotações por minuto (R.P.M) são medidas, e essa medi- ção é apresentada em instrumentos na cabine. Existem dois tipos de grupos de instru- mentos de aeronaves. Um está de acordo com o trabalho que ele executa, estando dentro desse grupo a classe dos instrumentos de vôo, instru- mentos do motor e os de navegação; o outro tipo é baseado no princípio do seu funcionamento. Alguns operam com relação às mudanças de temperatura ou pressão de ar e outros pela pres- são de fluidos. Outros são ativados por magne- tismo e eletricidade, e ainda existem os que de- pendem da ação giroscópica. Os instrumentos que auxiliam no contro- le da atitude da aeronave em vôo são conheci- dos como instrumentos de vôo. Como esses instrumentos devem forne- cer informações instantaneamente, eles estão localizados no painel principal de instrumentos, ao alcance de uma rápida referência visual para o piloto. Os instrumentos básicos de vôo em uma aeronave são o velocímetro, o altímetro e a bús- sola magnética. Além desses, algumas aerona- ves podem ter indicadores de curvas, de subida e descida e horizonte artificial. Os instrumentos de vôo são operados pelas pressões atmosféricas, de impacto, dife- rencial e estática, ou por um giroscópio. Os instrumentos dos motores têm por finalidade medir a quantidade e pressão dos
líquidos (óleo e combustível) e dos gases (pres- são de admissão), rotação do motor (R.P.M.) e temperatura. Os instrumentos do motor normalmente incluem um tacômetro, medidores das pressões do óleo e do combustível, medidor da tempera- tura do óleo, e indicador da quantidade de com- bustível. Além desses, algumas aeronaves que são equipadas com motores convencionais, pos- suem ainda indicadores de: pressão de admis- são, temperatura da cabeça do cilindro e tempe- ratura do ar do carburador. As aeronaves equipadas com motores a turbina terão indicadores da temperatura da tur- bina, ou do tubo de escapamento, e poderão ter também indicadores da razão de pressão dos gases do escapamento. Os instrumentos de navegação fornecem informações que possibilitam ao piloto coman- dar a aeronave em cursos acuradamente defini- dos. Esse grupo de instrumentos inclui um reló- gio, bússolas (bússola magnética e indicador giroscópico de direção), rádios e outros instru- mentos para apresentar informações de navega- ção ao piloto.
CAIXAS DE INSTRUMENTO
Um instrumento típico pode ser compa- rado a um relógio, que possui um mecanismo, um mostrador ou face, ponteiros ou mãos, e uma cobertura de vidro. O mecanismo do instrumento está prote- gido por uma caixa formada por uma ou duas peças. Vários materiais, tais como liga de alu- mínio, liga de magnésio, ferro, aço, ou plástico, são usados na fabricação das caixas de instru- mentos. Baquelite é o plástico mais utilizado. As caixas, para os instrumentos operados eletrica- mente, são feitas de ferro ou aço; esses materiais permitem um caminho para o campo de força magnético perdido, que, de outra maneira, iria interferir com os equipamentos de rádio e ele- trônicos. Alguns mecanismos de instrumentos estão embalados em caixas vedadas ao ar, en- quanto outras caixas possuem um orifício de ventilação. Esse orifício permite que a pressão
de ar interna sofra as variações causadas com a mudança de altitude da aeronave.
MOSTRADORES
A numeração, as marcações do mostra- dor e os ponteiros dos instrumentos são freqüen- temente cobertos com uma pintura brilhante. Alguns instrumentos utilizam nessa pin- tura, o “ sulphide calcium ”, que é uma substân- cia que brilha horas após a exposição na luz. Outros instrumentos têm uma camada fosfores- cente, que brilha somente quando estimulada por uma pequena lâmpada ultravioleta instalada na cabine. Alguns instrumentos são marcados com uma combinação de sais, óxido de zinco e “ shellac ” radioativo. No manuseio desses instrumentos, cui- dados devem ser tomados para evitar o envene- namento com o “radium”. Os efeitos do “radi- um” são cumulativos e podem aparecer após uma exposição por longo período, e contínua quantidades de radiação. O envenenamento normalmente resulta do toque na boca ou no nariz, após o manuseio com os mostradores dos instrumentos ou com a tinta radioativa. Após esse manuseio, as mãos deverão ser mantidas afastadas da boca e do nariz, e la- vadas, com água quente e sabão, tão cedo quan- to possível.
MARCAÇÕES DE LIMITES
As marcações de limites dos instrumen- tos indicam quando um sistema em particular, ou componente, está operando em uma desejada e segura gama de operação, ou em condições inseguras. Os instrumentos devem ser marcados e graduados, de acordo com as especificações adequadas ao tipo de aeronave, contidas no Ma- nual de vôo ou no Manual de manutenção. A marcação dos instrumentos normal- mente consiste de decalques coloridos ou pintu- ras aplicadas na borda externa do vidro do ins- trumento, ou sobre a graduação na face do mos- trador. As cores geralmente usadas como mar- cação de limites são o vermelho, o amarelo, o verde, o azul ou o branco. As marcações são usualmente na forma de um arco ou de uma linha radial.
Uma linha vermelha radial pode ser usa- da para indicar alcances máximos e mínimos. Operações além dessas marcas limites são perigosas e devem ser evitadas. O arco azul indica limites onde a operação é permitida sob certas condições, o arco verde indica alcance normal de operação durante operações contí- nuas, a cor amarela é usada para indicar cautela. Uma marca de referência branca é pinta- da entre o vidro do mostrador e a caixa do ins- trumento, em todos os instrumentos onde os limites de operação são pintados no vidro do mostrador. Esta marca indicará se houve algum movimento do vidro em relação ao instrumento, permitindo, desta forma, que qualquer indicação errônea seja prontamente descoberta. O movi- mento do vidro que contém as indicações causa- rá erro de leitura em relação ao mostrador do instrumento.
PAINÉIS DOS INSTRUMENTOS
Com algumas exceções, os instrumentos são montados no painel na cabine de pilotagem, de forma que os mostradores são totalmente visíveis ao piloto ou co-piloto. Os painéis de instrumentos são comu- mente construídos com uma chapa de alumínio resistente o suficiente para evitar flexão. Os painéis são não-magnéticos, e pintados com uma tinta fosca para evitar brilho ou reflexos. Em aviões equipados com poucos instrumentos somente um painel será necessário. Em alguns aviões painéis adicionais são requeridos. Em tais casos, o painel de instru- mento frontal é usualmente conhecido como o painel “Principal” de instrumentos, para dife- renciá-lo dos painéis adicionais construídos na parte superior ou de lado no compartimento de vôo. Em alguns aviões o painel de instrumen- tos é também conhecido como o “painel do pilo- to ou co-piloto”, porque muitos dos instrumen- tos dos pilotos do lado esquerdo do painel são duplicados do lado direito. O método de montar instrumentos no seu painel respectivo depende do desenho do estojo do instrumento. Alguns instrumentos têm um formato que permite sua montagem por trás do painel. Porcas colocadas nos cantos dos instru- mentos permitem a sua fixação com parafusos;
Figura 12-2 Unidade de indicação dos motores.
Dois tipos de instrumentos de indicar temperatura do óleo são disponíveis para uso no painel de instrumentos do motor. Um tipo con- siste de uma resistência elétrica. A indicação de temperatura de óleo tra- balha com uma corrente elétrica fornecida pelo sistema C.C. da aeronave. O outro tipo, um termômetro capilar de óleo, é um termômetro do tipo a vapor consis- tindo de um bulbo conectado por um tubo capi- lar a um tubo “Bourdon”. Um ponteiro conecta- do ao tubo Bourdon, através de um mecanismo multiplicador, indica no mostrador a temperatu- ra do óleo. O tubo Bourdon num instrumento de aeronave é uma peça feita de um tubo de metal oval ou achatado, como vemos no corte trans- versal da figura 12-3. Essa peça é oca, presa firmemente no es- tojo do instrumento de um lado, e do outro lado é livre de movimentos; e seus movimentos são transmitidos para um mostrador através de co- nexões móveis. O sistema de óleo do motor está ligado ao interior do tubo Bourdon. A pressão do óleo existente no sistema, atuando no interior do tubo causa uma deformação pela expansão da peça, devido a força da pressão. Quando não há pressão, a peça por ser flexível, retorna a sua posição original. Esse movimento de expansão ou retração é transmitido para o mostrador na parte da fren- te do instrumento, medindo a pressão do fluido.
Indicadores de pressão hidráulica
Os mecanismos usados no recolhimento ou abaixamento do trem de pouso, ou os flapes, na maioria do aviões são operados por um sis- tema hidráulico.
Figura 12-3 Indicador de pressão tipo tubo de Bourdon.
Um indicador para medir a pressão dife- rencial no sistema hidráulico indica como este sistema está funcionando. Os indicadores de pressão hidráulica são projetados para indicar, ou a pressão do sistema completo, ou a pressão de uma unidade em particular no sistema. Um mostrador típico de pressão hidráu- lica é mostrado na figura 12-4. O estojo desse instrumento contém um tubo Bourdon e um mecanismo de coroa e pi- nhão, através do qual os movimentos de defor- mação do turbo Bourdon são amplificados e transferidos para o ponteiro. A posição do ponteiro no mostrador ca- librado indica a pressão hidráulica em libras por polegada ao quadrado. As bombas que geram pressão para as unidades hidráulicas dos aviões são movidas, ou pelo próprio motor do avião, ou por motor elé- trico, ou por ambos. Alguns sistemas usam um acumulador de pressão para manter uma reserva de fluido hidráulico sob pressão em qualquer tempo. Em tais casos, o indicador de pressão registra per- manentemente a pressão no acumulador. Em outros sistemas hidráulicos a pressão de operação é gerada somente quando necessá- ria, e o registro de pressão no instrumento so- mente aparecerá durante essas condições.
Figura 12-4 Indicador de pressão hidráulica.
Indicadores de pressão do sistema de degelo
Alguns aviões são equipados com câma- ras de borracha nas superfícies frontais das asas e estabilizadores. Essas câmaras inflam e esva- ziam com ar fornecido por um sistema de pres- são próprio. A finalidade é provocar a quebra de gelo acumulado nessas superfícies. Essas câmaras de ar serão chamadas, daqui para frente de “ BOOTS ”. Os Boots de expansão de borracha, que degelam os bordos de ataque das asas e estabili- zadores em alguns aviões, são operados por um sistema de ar comprimido. Há um instrumento que mede a pressão do sistema, medindo a diferença entre a pressão atmosférica e a pressão no interior do sistema de degelo, indicando se há suficiente pressão para operar os boots degeladores. O instrumento também fornece ao sistema um método de me- dida ao se ajustar a válvula de alívio e o regula- dor do sistema degelo. Um indicador típico de pressão é mos- trado na figura 12-5. O estojo tem um respiro na parte inferior para manter pressão atmosférica no interior do instrumento, bem como prover um dreno para qualquer umidade que possa acumular-se no interior do instrumento. O mecanismo do instrumento de medir a pressão de degelo consiste de um tubo Bourdon, e uma engrenagem com um pinhão, para ampli- ficar o movimento do tubo e transferi-lo para o ponteiro.
A pressão do sistema de degelo entra no tubo Bourdon através de uma conexão na parte posterior do instrumento. Um instrumento de pressão é tipicamen- te calibrado de 0 PSI até o máximo de 20 PSI, com a escala marcada em graduações de 2 PSI, conforme indica a figura 12-5.
Figura 12-5 Indicação da pressão do degelador.
Quando instalado e conectado num sis- tema de pressão de degelo do avião o indicador do instrumento permanece em 0, a não ser que o sistema degelo esteja operando. O ponteiro do instrumento flutuará de 0 PSI até, aproximadamente, 08 PSI sob condi- ções normais, porque os boots degeladores são intermitentemente inflados e esvaziados. Esta flutuação é normal e não deverá ser confundida com oscilação.
Indicadores de medir pressão tipo diafragma
Este tipo de instrumento usa um dia- fragma para medir pressão. A pressão ou sucção a ser medida é admitida ao interior do diafragma sensível a pressão, através de um furo na parte traseira do estojo do instrumento. Uma pressão oposta, geralmente a pres- são atmosférica, é aditivada através de um respi- ro na caixa do instrumento (figura 12-6). Como as paredes do diafragma são muito finas, o au- mento de pressão causará uma expansão no dia- fragma; e uma diminuição de pressão causará uma contração no diafragma.
aos vapores corrosivos dos gases da linha de admissão. A pressão existente no coletor de admis- são ingressa na câmara selada através de uma conexão, que é um tubo capilar de extensão cur- ta, na traseira do instrumento. Esse tubo capilar age como uma válvula de segurança para prevenir danos ao instrumen- to por possível retrocesso do motor. O aumento repentino de pressão causado por um retrocesso é consideravelmente reduzido pela capilaridade do tubo que tem um diâmetro reduzido. Quando se instala um indicador de pres- são de admissão, um cuidado especial é tomado para assegurar que o ponteiro está na posição vertical quando registrar 30” de HG. Quando o motor não está funcionando, a leitura do instrumento deverá ser a mesma que a pressão atmosférica local. Isso poderá ser verifi- cado através de um barômetro que esteja em condições de operação normal. Na maioria dos casos, o altímetro do avião pode ser usado por- que é um instrumento de medir pressão atmosfé- rica. Com o avião no solo, os ponteiros do altímetro devem ser posicionados em zero e o painel de instrumento deve ser vibrado algumas vezes com as mãos, para remover qualquer pos- sibilidade de ponteiros travados. A escala do barômetro no indicador do altímetro mostra a pressão atmosférica quando os ponteiros do altímetro estão em zero. O indi- cador de pressão da admissão deve ter a mesma leitura de pressão, se isto não ocorre, o instru- mento deve ser substituído por outro que esteja operando adequadamente. Se o ponteiro falha em responder intei- ramente, o mecanismo está com toda probabili- dade de defeito; o instrumento deve ser removi- do e substituído. Se o ponteiro responde, mas indica in- corretamente, pode haver umidade no sistema, obstrução nas linhas, um vazamento no sistema ou um mecanismo defeituoso. Quando há dúvida sob qual desses itens é a causa do mau funcionamento, o motor deve ser operado em regime mínimo, e uma válvula dreno (comumente localizada perto do instru- mento) aberta por poucos minutos; isto, usual- mente, limpa o sistema da umidade. Para limpar uma obstrução, as linhas podem ser desligadas e assopradas com ar com- primido. O mecanismo do instrumento pode ser
verificado quanto a vazamentos, desconectando- se a linha final do motor e aplicando pressão de ar até que o instrumento indique 50” de mercú- rio, então a linha deve ser rapidamente fechada. Se o ponteiro do instrumento retorna a indicar a pressão atmosférica, é porque existe um vazamento. Se um vazamento está evidente, mas não pode ser localizado, o instrumento deve ser substituído.
SISTEMA PITOT ESTÁTICO
Três dos mais importantes instrumentos de vôo estão conectados a um sistema Pitot está- tico. Esses instrumentos são: o indicador de velocidade aerodinâmica, o altímetro e o indica- dor de razão de subida (Climb). A figura 12- mostra esses 3 instrumentos conectados ao tubo de pitot.
Figura 12-8 Sistema pitot-estático O Sistema de Pitot ou Tubo de Pitot, como é chamado, consiste de 2 seções como mostrado na figura 12-9. A seção da frente do tubo de Pitot está aberta por um furo que recebe a força total de pressão de ar de impacto, no final desta seção existe uma peça que protege o Tubo de Pitot da umidade e da sujeira, que poderá ser soprada para dentro do tubo. A umidade pode ser drena- da através de um pequeno furo na base da seção frontal. A pressão produzida pelo ar de impacto, dentro do Tubo de Pitot, é conduzida através de um tubo para uma câmara dentro do instrumento indicador de velocidade aerodinâmica.
O Tubo de Pitot tem o formato de uma barbatana de tubarão. A seção traseira do Tubo de Pitot está equipada por pequenos orifícios nas superfícies superiores e inferiores. Esses orifícios são projetados e localiza- dos de forma que esta parte do sistema provoca- rá medidas da pressão atmosférica numa condi- ção estática ou estável. A seção estática contém um tubo que é conectado ao velocímetro, ao altímetro e ao in- dicador de razão de subida ( Climb ). Muitos tubos de Pitot são providos com elementos aquecedores, para prevenir a forma- ção de gelo durante o vôo em temperaturas mui- to baixas (figura 12-9). Durante condições de formação de gelo, elementos de aquecimento elétrico podem ser ligados por meio de uma chave na cabine. Este circuito elétrico para o elemento de aquecimento poderá ser conectado através da chave de ignição do motor(no caso da chave de aquecimento do Pitot ser deixada por esqueci- mento na posição “ligado”, não haverá danos à bateria quando o motor não estiver operando).
Figura 12-9 Cabeça do tubo de pitot.
O Tubo de Pitot é montado no lado de fora do avião, em um local onde o fluxo de ar é menos sujeito a turbulência. Ele está apontando para frente, numa direção paralela à linha de vôo do avião. O tipo geral de Tubo de Pitot é projetado para montagem, geralmente abaixo do nariz da fuselagem do avião. Um outro tipo é projetado para instala- ção abaixo do bordo de ataque das asas. Ambos os tipos são mostrados na figura 12-10. Embora haja uma pequena diferença em sua construção, eles operam de forma idêntica. A maioria dos Tubos de Pitot são fabri- cados com uma conexão em ambas as linhas,
desde o tubo perto do ponto em que o tubo está atado ao avião ou mastro.
Figura 12-10 Cabeça do tubo pitot.
Estas conexões simplificam a remoção e substituição e são, usualmente, atingidas através de uma janela de inspeção na asa ou fuselagem. Quando um Tubo de Pitot tiver que ser removido, estas conexões deverão ser desconec- tadas antes que qualquer parafuso de montagem ou porca de trava sejam removidos. Em muitos aviões equipados com um Tubo Pitot, uma fonte alternada de pressão está- tica está disponível para uso em emergência. Um diagrama esquemático de um sistema típico é mostrado na figura 12-11. Conforme mostrado neste diagrama, a fonte alternada de pressão estática deve ser ventilada para o interior do avião.
Figura 12-11 Sistema pitot-estático com fonte de pressão estática.
Outro tipo de sistema de Pitot é projeta- do com a localização das fontes para o Pitot e pressão estática situados em diferentes posições no avião.
Um sistema de Pitot usado num avião pressurizado multimotor é mostrado na figura 12-13. Três unidades adicionais: controlador de pressão da cabine, instrumento de pressão dife- rencial da cabine e sistema de piloto automático estão integrados no sistema estático. Ambos sistemas são usados nas saídas estáticas, aquecidas ou não-aquecidas.
Altímetros
Há muitos tipos de altímetros em uso nas aeronaves hoje, entretanto eles são construídos no mesmo princípio básico de um barômetro aneróide.
Figura 12-14 Mecanismo de um altímetro.
Eles todos dispõem de elementos sensí- veis a mudanças de pressão (aneróides), que se expandem ou contraem com a mudança de pres- são nos diferentes níveis de vôo. O coração de um altímetro é um meca- nismo aneróide (figura 12-14). A expansão ou contração do aneróide com as mudanças de pressão move um sistema de articulação com os ponteiros, que assim indicam a pressão em nú- meros de altitude. Os altímetros são construídos com um material bimetálico, e como o próprio nome indica, este dispositivo é construído de 2 metais e executa a função de compensar o efeito que a temperatura tem nos metais do mecanismo do aneróide. A indicação de altitude pelos altímetros em uso corrente varia, desde o tipo de múltiplos ponteiros ao único e simples ponteiro, de um tipo digital e tipos mais simples. O mostrador de um altímetro típico está graduado com numerais de 0 a 09, conforme mostrado na figura 12-15.
Figura 12-15 Altímetro.
O movimento do elemento aneróide é transmitido através de engrenagens aos 3 pon- teiros na face dos instrumentos. Esses ponteiros fazem com que o mostrador calibrado indique a altitude do avião. O ponteiro mais curto indica a altitude em dezenas de 1.000 pés, o ponteiro intermediá- rio em 1.000 pés, e o ponteiro mais longo em centenas de pés em incrementos de 20 pés. Uma escala barométrica localizada na face direita do instrumento pode ser calibrada por um botão localizado no lado inferior es- querdo do instrumento. A escala barométrica indica a pressão barométrica em polegadas de mercúrio. Como a pressão atmosférica muda conti- nuamente, a escala barométrica deve ser sempre colocada de acordo com a pressão no local onde o altímetro indicará a altitude correta do avião acima do nível do mar. Quando o botão de ajuste de pressão é girado, a escala barométrica, os ponteiros e o elemento aneróide são movidos para alinhar o mecanismo do instrumento com o novo ajuste do altímetro. Duas marcas de ajuste interior e exterior indicam a pressão barométrica em pés de altitude. Elas operam em conjunto com a escala barométrica e as indicações são lidas no mostrador do altímetro. A marca exterior indica centenas de pés, a marca interior milhares de pés. Como há um limite para as graduações que podem ser ajusta- das na escala barométrica, as marcas de ajuste são usadas quando a pressão barométrica a ser lida está fora dos limites da escala.
Erros de altímetros
Os altímetros estão sujeitos a vários er- ros mecânicos. Um erro muito comum é que a escala não está corretamente orientada para as condições padrão de pressão. Os altímetros devem ser periodicamente verificados quanto a erros de escala nas câmaras de altitude, onde existem condições padrão. Outro erro mecânico é um erro produzi- do por inércia. Este erro é provocado quando a aerona- ve está mantendo uma determinada altitude por um período longo, e subitamente faz uma mu- dança muito grande de altitude. Um erro ou desvio, provocado no altíme- tro, é causado pelas propriedades elásticas do material com o qual é construído o instrumento. Este erro será eliminado com pequenas subidas ou descidas, ou após manter-se uma nova altitu- de por um período de tempo razoável. Em adição aos erros no mecanismo do altímetro, outro erro, chamado erro de instala- ção afeta a exatidão das indicações. O erro é causado pela mudança de ali- nhamento do respiro de pressão estática com o vento relativo. A mudança de alinhamento é causada pelas mudanças na velocidade da aeronave, ou seu ângulo de ataque em vôo, ou pela localiza- ção da saída estática (respiro) em um campo de distúrbio de ar (turbulência). A instalação não apropriada ou danos ao Tubo de Pitot também resultarão de indicações impróprias de altitude.
Indicadores de razão de subida (Climb)
O indicador de razão de subida ou velo- cidade vertical é um instrumento que mede a pressão diferencial, e indica a razão na qual o avião está subindo ou descendo (figura 12-16). O Indicador de razão de subida (Climb) está ligado ao sistema estático, e sente a razão de mudança na pressão estática. A mudança na razão de altitude, como mostrado no instrumen- to é positiva numa subida e negativa quando descendo em altitude. O ponteiro indicador move-se em qual- quer direção desde o ponto zero, dependendo se o avião está indo para cima ou para baixo. O ponteiro permanece em zero (posição horizon- tal) se o avião mantêm-se em vôo nivelado.
Figura 12-16 Típico indicador de razão de su- bida e descida.
Se o avião está ganhando altitude, o pon- teiro move-se para cima de 0 até 6.000 pés por minuto, e se o avião move-se para baixo há uma indicação de 0 até 6.000 pés por minuto. O estojo do instrumento é selado, com a excesão de um pequeno orifício de conexão à linha estática do sistema Pitot. Dentro do estojo selado do indicador de subida há um diafragma com uma articulação, conectando a engrenagem ao ponteiro indicador. Ambos, o diafragma e o estojo, recebem ar em pressão atmosférica da linha estática. Quando a aeronave está no chão, ou em vôo nivelado, as pressões dentro do diafragma e do estojo do instrumento permanecem iguais, e o ponteiro indica 0. Quando a aeronave está subindo, a pressão do diafragma diminui, mas devido ao retardo de medição da passagem res- trita dentro do instrumento, a pressão permanece maior e causa uma contração no diafragma. O movimento do diafragma atuará o mecanismo, levando o ponteiro a indicar uma razão de subi- da.
Outro tipo de velocímetro em uso é a- quele que indica a velocidade máxima permiti- da. O indicador inclui uma agulha de máxima velocidade permitida, que mostra uma diminui- ção da velocidade máxima, quando há um au- mento de altitude. Este ponteiro opera com um diafragma extra no velocímetro que sente as mudanças em altitude, e indica estas mudanças na face do instrumento.
Figura 12-18 Indicador de velocidade máxima permitida.
Seu propósito é indicar a velocidade máxima permitida em qualquer altitude. O tipo de velocímetro conhecido como indicador de velocidade verdadeira é mostrado na figura 12-19.
Figura 12-19 Indicador de velocidade verda- deira.
Ele utiliza um aneróide, um diafragma de pressão diferencial e um diafragma com bul- bo de temperatura que responde respectivamen- te a mudanças na pressão barométrica, pressão de impacto e temperatura do ar exterior. As ações do diafragma são mecanica- mente interpretadas para indicar a velocidade verdadeira em nós. Um velocímetro típico, indicador de velocidade verdadeira, é projetado para indicar a velocidade do ar desde 1.000 pés abaixo do ní- vel do mar até 50.000 pés acima do nível do mar, e em condições de temperatura do ar desde +40 graus até -60 graus centígrados.
Indicador de número Mach
Indicadores de número Mach ou maquí- metros indicam a relação da velocidade do avião com a velocidade do som a uma altitude particu- lar, e na temperatura existente a qualquer tempo durante o vôo. A construção de um maquímetro é muito similar àquela de um Velocímetro.
Figura 12-20 Maquímetros.
Um maquímetro comumente contém um diafragma de pressão diferencial, que sente a pressão do tubo pitot; e um diafragma aneróide que sente a pressão estática dentro do instru- mento. Por meios mecânicos, as mudanças nas pressões são indicadas no mostrador do instru- mento de números Mach. O Maquímetro mostrado na figura 12- 20A é projetado para operar entre os limites de 0,3 a 1,0 Mach e em altitudes desde 0 até 50. pés. O maquímetro mostrado na figura 12-20B é construído para operar nos limites de 0,5 a 1,5, em altitudes acima de 50.000 pés.
Indicadores combinados de velocíme- tro/maquímetro
Indicadores combinados de velocíme- tro/maquímetro são disponíveis para aviões on- de o espaço para os instrumentos é limitado e é desejável que se apresente informação num in- dicador combinado. Estes instrumentos indicam a velocidade, o número Mach e o Mach limite através de leituras do ar de impacto (pressão dinâmica) e pressões estáticas lidos através de aneróides. Estas unidades combinadas utilizam ponteiros duplos que mostram a velocidade ae- rodinâmica numa escala fixa e a indicação do número Mach numa escala rotativa. Um botão localizado na parte inferior do instrumento é disponível para mover um indicador até a refe- rência de uma velocidade desejada. Um Indicador combinado de velocíme- tro/maquímetro é mostrado na figura 12-21.
Figura 12-21 Indicador combinado de velocíme- tro/maquímetro.
MANUTENÇÃO DO SISTEMA DE PITOT ESTÁTICO
As instruções específicas para manuten- ção, de qualquer sistema pitot estático são co-
mumente detalhadas no manual de manutenção do construtor do avião, entretanto há algumas inspeções, procedimentos e precauções que devem ser observados que se aplicam a todos os sistemas em comum. Os tubos de pitot e suas conexões no avião devem ser inspecionados quanto a segu- rança de montagem e evidência de danos. Ins- peções deverão ser feitas para assegurar que as conexões elétricas estão firmes. O orifício de entrada do tubo de pitot, os orifícios drenos e os orifícios estáticos, ou de entradas e saídas de pressões estáticas, devem ser inspecionados para assegurar que não estão obstruídos. O tamanho dos orifícios de dreno e pres- são estática são aerodinamicamente críticos. Eles nunca devem ser limpos ou desobs- truídos com ferramentas que podem causar mo- dificação ou alargamento de seus orifícios. Os elementos de aquecimento deverão ser verificados quanto a seu funcionamento, para assegurar que o tubo de pitot começa a aquecer sempre que seu botão é ligado. Se um medidor de ampères ou medidor de corrente está instalado no circuito, uma leitu- ra de corrente deverá ser medida. As inspeções a serem levadas em efeito nos instrumentos têm uma relação direta com a segurança, os defeitos visuais e o funcionamen- to adequado. O ajuste a zero dos ponteiros deve tam- bém ser verificado. Quando se proceder a inspeção do altí- metro, a escala de pressão barométrica deve ser ajustada de forma que possa ser lida do campo onde se encontra a aeronave. Quando ajustada a essa pressão, o ins- trumento deverá indicar zero dentro de limites de tolerância especificados para o tipo instalado. Se nenhum ajuste for possível dentro de limites pré-determinados, o instrumento deverá ser substituído.
Teste quanto a vazamentos no sistema de pitot estático
Os sistemas pitot estático das aeronaves devem ser checados quanto a vazamentos após a instalação de qualquer componente, quando o mau funcionamento do sistema está em períodos especificados pelos regulamentos das autorida- des competentes.
Dos dois tipos de agulha indicadoras de curva mostrada na figura 12-22, o indicador de 2 minutos de curva é o mais antigo. Se o instrumento está calibrado acura- damente, uma deflexão na agulha equivalente a sua largura significa, no indicador de 2 minutos, que o avião está fazendo uma curva à razão de 3 graus por segundo ou curva padrão (2 minutos para uma curva de 360 graus). No indicador de 4 minutos, uma defle- xão da agulha para qualquer lado equivalente a largura da agulha, indica que a aeronave está curvando a 1,5 graus por segundo ou metade da razão da curva padrão (4 minutos para uma cur- va de 360 graus). Um indicador de curva de 4 minutos foi desenvolvido especialmente para aviões de alta velocidade. O indicador de derrapagem (bola) é uma parte do instrumento que consiste num simples inclinômetro que é um tubo de vidro selado con- tendo querosene dentro do qual oscila uma bola preta de ágata ou uma esfera comum de aço que está livre para mover-se dentro do tubo. O fluido provoca uma ação amortecedo- ra, assegurando movimentos suaves da bola para ambos os lados. O tubo de vidro é curvado de forma que numa posição horizontal a bola tem a tendência de permanecer sempre no ponto mais baixo. Uma projeção do lado esquerdo do tubo contém uma bolha de ar, para compensar a ex- pansão do fluido durante mudanças na tempera- tura. Dois pedaços de arame envolvendo o tubo de vidro fixam o tubo à caixa de instrumento, e, por sua posição, também serve como marca de referência para indicar a posição da bola no tubo quando em repouso. Durante vôo reto e horizontal coordena- do, a força da gravidade faz com que a bola permaneça na parte mais baixa do tubo centrali- zado entre os arames de referência.
Práticas de manutenção para os indicado- res de curva
Erros de indicações no indicador de cur- va aparecem usualmente devido à velocidade excessiva ou insuficiente ou, ainda, ajustamento impreciso da mola de calibração. Não existe nenhum teste operacional prático, ou verificação desse instrumento, que não seja notar visual- mente que o ponteiro indicador e a bola estão centralizados.
SISTEMA DE INDICAÇÃO REMOTA TI-
PO “SINCRO”
Um sistema Sincro é um sistema elétrico usado para transmitir informação de um ponto para outro. A maioria dos instrumentos indicativos de posição são projetados sobre um sistema Sincro. A palavra "Sincro" é uma forma abre- viada de Sincronia e refere-se a qualquer dos dispositivos elétricos capazes de medir e indi- car uma deflexão angular. Sistemas Sincro são usados como indi- cadores remotos de posição para: trem de pouso e sistemas de flape, nos sistemas de piloto au- tomático, nos sistemas de radar e muitas outras aplicações de indicações remotas. Há diferentes tipos de sistemas Sincro e os 3 sistemas mais comuns são: Autosyn, Celsyn e Magnesyn. Esses sistemas são similares na sua cons- trução, e todos operam de forma idêntica, eletri- camente e nos princípios mecânicos.
Sistemas Selsyn C.C.
Os sistemas Selsyn C.C. fazem parte de um método elétrico, amplamente usado para indicar a condição mecânica remota. Especifi- camente, os sistemas Selsyn C.C. podem ser usados para mostrar o movimento e a posição do trem de pouso retrátil dos flapes da asa, nos flapes do motor ( Cowlflaps ) nas portas de rea- quecimento do óleo ou partes similares móveis do avião. O sistema Selsyn consiste de um trans- missor, um indicador e a cablagem de conexão. A voltagem necessária para operar o sistema Selsyn é fornecida pelo sistema elétrico do avi- ão. Um sistema Selsyn é mostrado esquema- ticamente na figura 12-23. O transmissor consis- te de uma bobina circular e um braço de contato rotativo. O braço rotativo de contato gira em um eixo no centro da bobina de resistência. As duas pontas do braço ou escova sempre tocam a bo- bina em lados opostos. O eixo no qual o braço de contato está ligado se estende através do final do transmis- sor, e está ligado a unidades (flapes, trem de pouso, etc) cuja posição deve ser transmitida.
Figura 12-23 Diafragma esquemático de um sistema Selsyn de C.C.
O transmissor está usualmente ligado à unidade através de uma conexão mecânica. As- sim que se move, ela causa ao eixo do transmis- sor um movimento. Desta forma, o braço pode girar para que a voltagem seja transmitida em qualquer dos dois pontos onde o braço toca a circunferência da bobina. Como a voltagem das espiras do trans- missor é variada, a distribuição de corrente nas bobinas do indicador também varia, e a direção do campo magnético resultante, através do indi- cador, é mudada. O campo magnético indica uma determi- nada posição do braço ao transmissor. Sempre que o campo magnético muda de posição, o motor polarizado gira e alinha-se com a nova posição do campo. O rotor, então, indica a posição do braço transmissor. Quando o sistema Selsyn C.C. é usado para indicar a posição do trem de pouso , um circuito adicional é conectado a bobina trans- missora que age como um circuito de trava. O propósito desse circuito é mostrar quando o trem de pouso está recolhido e travado, ou a- baixado e travado. Chaves de trava são mostra- das, conectadas num sistema de 3 fios na figura 12-24.
Figura 12-24 Sistema Selsyn de três fios com dupla chave de trava.
Um resistor está conectado entre uma das pontas do transmissor, e uma chave de tra-
va individual na outra ponta. Quando qualquer chave de trava é fechada, a resistência é adicio- nada ao circuito transmissor para causar dese- quilíbrio em uma sessão da bobina transmissora. Esse desequilíbrio causa uma mudança no fluxo da corrente através das espirais da bobina. O movimento resultante do ponteiro in- dicador mostra que a chave de trava foi, então, fechada. A chave de trava está mecanicamente conectada às travas de trem em cima ou embai- xo, e quando as travas do trem de pouso travam em cima ou embaixo, fecha o interruptor conec- tado ao transmissor Selsyn. Este travamento do trem de pouso é repetido no indicador.
Sistema magnesyn
O Sistema Magnesyn é um sistema elé- trico de sincronia própria, usado para transmitir a direção de um campo magnético‚ de uma bo- bina para outra. O sistema de posição Magnesyn é essencialmente um método de medir a quanti- dade de movimento de tais elementos, como: os Flapes da asa e flapes de refrigeração do motor, compensadores, o trem de pouso, ou outras su- perfícies de controle. As duas unidades princi- pais do sistema são: o transmissor e o indicador (figura 12-25 ).
Figura 12-25 Sistema Magnesyn de indicação de posição.
No sistema transmissor Magnesyn, um anel de ferro é colocado ao redor de um magne- to permanente, de forma que a maioria das li- nhas de força magnéticas passem através do anel. Este núcleo circular de material magné- tico é provido de uma bobina elétrica com uma espiral muito fina. A figura 12-26 mostra o es- quema elétrico de um sistema Magnesyn. O núcleo circular de material magnético e a bobina são os componentes essenciais de um
Figura 12-28 Indicador e sonda de um sistema de indicação de combustível tipo capacitor.
Uma mudança na quantidade de combus- tível de um tanque causa uma mudança na capa- citância da unidade do tanque. Essa unidade do tanque faz parte de um circuito de capacitância. O sinal de voltagem resultante do dese- quilíbrio desse circuito é amplificado sensitiva- mente na unidade de força; este sinal energiza um motor de indução, aciona um potenciometro na direção apropriada para reequilibrar o circui- to, e ao mesmo tempo posiciona um ponteiro indicador, mostrando a quantidade de combustí- vel remanescente no tanque. Uma versão sim- plificada de uma unidade do tanque é mostrada na figura 12-29. A capacitância de um capacitor depende de três fatores:
A área das chapas;
A distância entre as chapas;
O dielétrico constante do material entre as chapas.
Figura 12-29 Circuito tanque-capacitância sim- plificado.
O único fator variável da unidade do tanque é o dielétrico do material entre as chapas. Quando o tanque está cheio, o material dielétri- co é todo combustível. Sua constante dielétrica é cerca de 2,07 a 0ºC comparado a um dielétrico constante de 1 para o ar. Quando um tanque está com combustível até a metade existe ar entre as metades superio- res das placas, e combustível entre as placas em sua parte inferior. Assim, o capacitor terá menor capacitância do que tinha antes quando o tanque estava cheio. Quando o tanque está vazio, haverá so- mente ar entre as placas e, conseqüentemente, a capacitância é ainda menor. Qualquer mudança na quantidade de combustível entre o tanque cheio e o tanque vazio provoca uma mudança correspondente na capacitância. Um circuito de capacitância simplificado é mostrado na figura 12-30. O capacitor do tan- que de combustível e um capacitor de referência fixo estão conectados em séries, através de uma bobina transformadora secundária. Um voltímetro está conectado do centro da bobina do transformador até um ponto entre os dois capacitores.
Figura 12-30 Circuito ponte de capacitância, simplificado.
Se as duas capacitâncias são iguais a queda de voltagem será igual, e a voltagem en- tre o centro e o ponto "P" será zero. Assim que a quantidade de combustível aumenta, a capaci- tância da unidade do tanque aumenta causando maior fluxo de corrente na unidade do tanque e no circuito. Isto causará a existência de uma voltagem através do voltímetro, que está ligado em fase com a voltagem aplicada ao transfor- mador.
Se a quantidade do tanque diminui, ha- verá um menor fluxo da corrente no lado do tanque. A voltagem através do voltímetro está agora fora de fase com a voltagem aplicada ao transformador. Em um instrumento atual tipo capacitor, a informação para o amplificador de dois está- gios está conectada em lugar do voltímetro. Ele amplifica o sinal de um desbalanceamento na unidade ponte. A saída do amplificador energiza uma bobina no motor indicador de duas fases. A ou- tra bobina motor, chamada "Fase de Linha", está constantemente energizada pela mesma voltagem que é aplicada ao transformador no
circuito ponte, mas sua fase está desalinhada 90º por um capacitor. Como resultado, o motor indicador é sensível a fase, isto é, ele vai operar em qual- quer direção, dependendo se a capacitância da unidade do tanque está aumentando ou diminu- indo. Quando a capacitância do tanque aumenta ou diminui, devido a mudança na quantidade de combustível, é necessário reajustar o circuito ponte para uma condição de balanceamento, de forma que o motor indicador não continue mu- dando a posição da agulha indicadora. Isto é conseguido por um potenciômetro balanceador, conectado através da metade do transformador secundário, conforme mostrado na figura 12-31.
Figura 12-31 Circuito de ponte de equilíbrio próprio.
O motor indicador move o braço do po- tenciômetro na direção necessária para manter equilíbrio contínuo na ponte. O circuito mostra- do na figura 12-31 é um circuito de ponte com equilíbrio próprio. Um potenciômetro “vazio” e um calibrado "cheio" estão ligados através das partes do transformador secundário em pontas opostas da bobina. Estes potenciômetros podem ser ajustados para equilibrar as voltagens da ponte sobre um sistema completo, de alcance de capacitância, de vazio até completamente cheio de um específico sistema. Em algumas insta- lações onde o indicador mostra o conteúdo de somente um tanque, e onde o tanque é mais ou menos simétrico, uma unidade é o suficiente, entretanto para maior exatidão, em tanques de forma peculiar, duas ou mais unidades são liga- das em paralelo para minimizar o efeito de mu-
danças na atitude do avião e o deslocamento do combustível nos tanques.
SISTEMAS DE INDICAÇÃO DO ÂNGULO DE ATAQUE
O sistema de indicação do ângulo de ataque detecta o ângulo de ataque do avião de um ponto na lateral da fuselagem, e fornece informações para o controle e atuação de outras unidades e sistemas no avião. Os sinais são fornecidos para operar um indicador de ângulo de ataque (figura 12-32) localizado no painel de instrumentos, onde uma indicação visual contínua do atual ângulo de ataque é mostrada. Um sistema típico de ângulo de ataque fornece sinais elétricos para a operação de um
