LANDING GEAR, BRAKES AND STEERING

Transcrição

1 LANDING GEAR, BRAKES AND STEERING

2 OBJETIVO Identificar o funcionamento do trem de pouso, freios e sistema direcional da aeronave VC-99.

3 ROTEIRO TREM DE POUSO FREIOS SISTEMA DIRECIONAL

4 ROTEIRO TREM DE POUSO FREIOS SISTEMA DIRECIONAL

5 TREM DE POUSO O trem de pouso é do tipo triciclo e retrátil, til, está equipado com freios nas rodas do trem principal e com sistema direcional na roda do nariz. As operações de abaixamento e recolhimento são atuadas hidraulicamente e controladas/monitoradas eletronicamente. As condições do trem e as falhas que possam ocorrer são mostradas no EICAS. O avião está equipado com um sistema de sobrepujamento elétrico e um sistema de abaixamento por queda livre.

6 AIR/GROUND INDICATION SYSTEM Cinco sensores que detectam a situação de compressão do amortecedor das pernas do trem de pouso e enviam as informações para a LANDING GEAR ELECTRONIC UNIT (LGEU) Os dados são enviados em canais independente A Lógica L do sistema irá determinar se os sinais são válidos. O sensor do trem do nariz irá enviar sinais apenas para a lógica de ativação do reverso e para o controle do steering.

7 OPERAÇÃO DO TREM DE POUSO Sistema hidráulico 1 responsável pela operação Trem principal recolhe para dentro portas fixas nas pernas do trem Trem do nariz recolhe para frente. As portas independentes. Operação normal Override eletrical system Free-fall system

8 RECOLHIMENTO DO TREM DE POUSO Recolhimento através s do interruptor do trem Sinais do LGEU irão atuar no Nose Gear Door Solenoid Valve e Landing Gear Electrovalve. A pressão hidráulica e ativada para a down unlock actuators. Após s o ciclo a Landing Gear Electrovalve é desenergizada. Os atuatores das portas do trem do nariz permanecem pressurizados.

9 LANDING GEAR SYSTEM SCHEMATIC

10 ABAIXAMENTO NORMAL DO TREM DE POUSO Abaixamento através s do interruptor do trem Sinais do LGEU irão atuar no Nose Gear Door Solenoid Valve e Landing Gear Electrovalve. A pressão hidráulica e ativada para o up unlock actuators. Após s o ciclo a Landing Gear Electrovalve é desenergizada.

11 LANDING GEAR SYSTEM SCHEMATIC

12 ABAIXAMENTO ATRAVÉS S DA ELETRICAL OVERRIDE EXTENSION É utilizado no caso de falha no sistema normal Esse sistema bypass a LGEU e atua diretamente na Landing Gear Electrovalve e na Nose Gear Doors Solenoid Valve Switch instalada no piso ao lado do 2P. Ao completar o abaixamento do trem a Switch deverá ser colocada na posição normal. As linhas serão despressurizadas.

13 INTERRUPTOR OVERRIDE Este interruptor possui três posições (NORMAL / DOORS / DOORS/GEAR) sobrepuja a alimentação da válvula solenóide da porta e do trem. O interruptor permite os seguintes comandos: Normal O circuito do trem opera normalmente através s da alavanca de comando; Doors - A válvulav lvula-solenóide da porta é desenergizada (abrindo as portas); Doors/Gear - A válvula v solenóide do trem é energizada, permitindo o abaixamento do trem de pouso.

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15 FREE FALL É utilizado no caso de falha do sistema normal e do sistema eletrical override. A ação a é totalmente mecânica. As pernas do trem são abaixadas por gravidade.

16 FREE-FALL ELETRICAL OVERRIDE

17 SISTEMA DE ALARME DO TREM DE POUSO DESCRIÇÃO O sistema de alarme do trem de pouso tem como objetivo informar à tripulação de que pelo menos uma das pernas do trem não está travada embaixo. Uma mensagem de voz "LANDING GEAR" é ativada, através s da Unidade de Alarme Sonoro (AWU) Aural-Warning Warning-Unit.

18 OPERAÇÃO Se o trem não estiver travado embaixo durante a aproximação para pouso, os sensores de proximidade ativam as mensagens de alarme. A mensagem de voz é ativada em uma das três condições seguintes : 1 condição Se uma das manetes de tração for reduzida para 45 de ângulo de manete (TLA Thurst Level Angle) Rádio altimetro abaixo de 1200 ft A alavanca seletora do flape posicionada abaixo de 22 NOTA: Nesta condição a mensagem de voz pode ser cancelada através s do Landing Gear Warning Cutout Button.

19 OPERAÇÃO 2 condição Se uma das manetes de tração for reduzida para 45 de ângulo de manete (TLA Thurst Level Angle) Rádio altimetro abaixo de 1200 ft A alavanca seletora do flape posicionada entre 22 e 45 NOTA: Nesta condição a mensagem de voz não pode ser cancelada.

20 OPERAÇÃO 3 condição A alavanca seletora do flape posicionada a 45. NOTA: Nesta condição a mensagem de voz não pode ser cancelada.

21 BOTÃO DE CANCELAMENTO DO ALARME DO TREM DE POUSO (COM GUARDA DE PROTEÇÃO) Quando pressionado, permite cancelar o alarme do trem, no caso de perda do Rádio R Altímetro; Uma barra de indicação âmbar acende dentro do botão e permanece acessa para indicar que foi executada uma ação a de cancelamento; A indicação âmbar apaga se as manetes de tração forem avançadas, adas, ou se a alavanca seletora do flape for posicionada acima de 22 ou se o trem de pouso estiver travado em baixo.

22 GPWS (GROUND PROXIMITY WARNING SYSTEM) O sistema "GPWS" ativa o sistema de alarmes emitindo a mensagem de voz "TOO LOW LANDING GEAR" nas seguintes condições: Quando a altura vôo atingir 500 ft AGL; Velocidade do avião inferior a 190 KTS; Uma das pernas do trem não travada em baixo. NOTA: A mensagem "TOO LOW LANDING GEAR" inibe as mensagens de alarme do trem de pouso.

23 ALAVANCA DO TREM DE POUSO A alavanca de comando do trem de pouso localizada no painel principal é responsável pelo acionamento elétrico do abaixamento ou recolhimento do trem. Próximo da alavanca, um interruptor de sobrepujamento (DN/LOCK/REL) permite o recolhimento do trem em emergência no solo e em vôo.

24 LANDING GEAR CONTROL BOX

25 INDICAÇÕES DO TREM A indicação normal é apresentado no EICAS. As pernas de força são representadas no DISPLAY como caixas, que podem ter as seguintes condições: Indicação de travado embaixo - A legenda "DN" aparece na cor verde.- Indicação de travado em cima - A legenda "UP" aparece na cor branca. Indicação de Trânsito - Aparecem barras na cor âmbar Indicação de falha - Sempre que uma das pernas do trem permanecer numa condição diferente por um tempo superior a 20 segundos, a mensagem LG/LEVER DISAGREE aparece no "EICAS", a indicação do trem passa para a cor vermelha e um alarme sonoro será ativado.

26 LANDING GEAR POSITION INDICATION ON EICAS

27 Se houver perda de toda informação do EICAS, a indicação no modo reserva (BACKUP( BACKUP) ) será feita através s da Unidade Central de Rádio R (RMU - Radio Management Unit). Com o trem travado embaixo, a mensagem de cor verde "LG" DOWN LOCKED'' será mostrada na tela de BACKUP do RMU.

28 LANDING GEAR INDICATIONS

29 ROTEIRO TREM DE POUSO FREIOS SISTEMA DIRECIONAL

30 FREIOS O sistema de freios consiste no sistema normal de freios, no sistema de emergência/freio de estacionamento e no sistema gear-retracting-in-flight braking O freio utiliza fluido hidráulico para sua operação, sendo controlado eletronicamente pela Unidade de Controle do Freio (BCU). A válvula de controle do freio principal fornece pressão hidráulica até o máximo de 3000psi. O freio de estacionamento/emergência é comandado pelo um punho que atua mecanicamente na válvula de controle do freio de emergência através de um cabo. Essa válvula fornece pressão proporcional a atuação do punho do freio até o máximo de 2800psi.

31 FREIOS O sistema normal dos freios possui três proteções Anti-skid protection Locked wheel protection Touch-down protection

32 O sistema de freio é dividido em dois circuitos independentes alimentados hidraulicamente da seguinte forma: SISTEMA HIDRÁULICO FREIO NORMAL Nº 1 RODAS EXTERNAS Nº 2 RODAS INTERNAS FREIO DE ESTACIONAMENTO/ EMERGENCIA RODAS INTERNAS/ EXTERNAS O sistema normal do freio é atuado hidraulicamente e controlado eletronicamente através s da Unidade de Controle do Freio (BCU - Brake Control Unit).

33 BRAKE SYSTEM SCHEMATIC

34 NORMAL BRAKING SYSTEM SCHEMATIC

35 EMERGENCY/PARKING BRAKE SYSTEM SCHEMATICS NOTA: EM CASO DE PERDA DO SISTEMA PRINCIPAL O ACUMULADOR PERMITE ATÉ 6 ATUAÇÕES DO SISTEMA DE EMERGÊNCIA

36 BRAKE ON Light

37 EMERGENCY/PARKING BRAKE HANDLE

38 EMERGENCY/PARKING BRAKE HANDLE O Emergency/parking brake system é usado quando estacionamos a aeronave ou quando o sistema normal de frenagem falha. O sistema é comandado mecanicamente e atuado hidraulicamente. É totalmente independente do BCU, logo nenhum dos sistemas de proteção estarão disponíveis.

39 SENSOR DE TEMPERATURA DO FREIO Um sensor de temperatura é instalado em cada conjunto de freio, na área do prato de pressão. Dois condicionadores duplos de sinais recebem os sinais dos sensores. No display MFD, duas barras verticais duplas indicam a temperatura de cada conjunto de freio.

40 BRAKE TEMPERATURE INDICATION

41 EICAS MESSAGES EMRG LO PRES BRK OUTBD (INBD) INOP BRAKE OVERHEAT BRAKE DEGRADED TODAS ESSAS MENSAGENS SÃO DO TIPO CAUTION

42 ROTEIRO TREM DE POUSO FREIOS SISTEMA DIRECIONAL

43 SISTEMA DIRECIONAL O sistema direcional é eletronicamente controlado e hidraulicamente operado Alimentado pelo sistema hidraúlico 1 O sistema é energizado com o trem de pouso embaixo e travado e rodas no solo.

44 SISTEMA DIRECIONAL O sistema direcional possui os seguintes componentes: Volante de comando Potenciômetro dos pedais do leme Botão de desacoplamento do pedal do leme

45 VOLANTE DE COMANDO O volante de comando, localizado no console do lado esquerdo, tem por finalidade comandar as rodas do trem de pouso do nariz, durante as manobras de táxi t da aeronave. O volante efetua o comando das rodas do trem de pouso do nariz para ambos os lados, (esquerdo e direito), limitado, porém, a uma deflexão máxima m de 71 a partir da posição central do potenciômetro. O volante de comando apresenta dois movimentos de atuação: o primeiro, permite, com uma leve pressão sobre o punho do volante, acionar o interruptor de comando e seleção do sistema direcional. O segundo movimento rotacional do volante e de engrenagens de transmissão, aciona o potenciômetro.

46 Um sistema composto de molas permite desacoplar o sistema direcional através s de interruptor no manche. O interruptor de comando do sistema direcional, quando atuado, interrompe o sinal de saída para a caixa de controle eletrônico. O potenciômetro tem a finalidade de gerar sinais elétricos para a unidade eletrônica de controle do sistema direcional e esta, por p sua vez, os envia para a servo-válvula do sistema. O potenciômetro é comandado diretamente pelo volante, através s de engrenagens. Os sinais elétricos liberados, proporcionais à deflexão do volante, são enviados para a servo-válvula que os transforma em fluxo de pressão hidráulica, proporcional, para o cilindro atuador de direção.

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48 POTENCIÔMETRO DOS PEDAIS DO LEME Os pedais do leme, além m de comandarem o leme de direção e acionarem os freios, em situações de decolagem e pouso, comandam as rodas do trem de pouso do nariz até 5,, para cada lado, a partir da posição neutra do potenciômetro. Os pedais do leme são interconectados mecanicamente, permitindo desta forma, que tanto o piloto como o co-piloto possam comandar as rodas do trem do nariz. O potenciômetro é atuado através s de engrenagens, diretamente pelo tubo de torque dos pedais do piloto. Os sinais elétricos liberados, proporcionais à deflexão dos pedais do leme de direção, são enviados para um circuito amplificador, localizado dentro da unidade eletrônica de controle.

49 BOTÃO DE DESACOPLAMENTO DO PEDAL DO LEME O desacoplamento manual é efetuado atuando-se os interruptores do manche quando a atuação do sistema não é desejada, como nos casos de reboque e frenagem diferencial. O botão de desacoplamento do pedal do leme pode ser atuado individualmente pelo piloto (controle do manche esquerdo) ou pelo o co- piloto (controle do manche direito). Sempre que for atuado, uma mensagem "STEER" INOP" " âmbar aparece no visor "EICAS".

50 NOSEWHEEL STEERING SYSTEM SCHEMATIC

51 STEERING HANDLE

52 ROTEIRO TREM DE POUSO FREIOS SISTEMA DIRECIONAL

53 OBJETIVO Identificar o funcionamento do trem de pouso, freios e sistema direcional da aeronave VC-99A.

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