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MANUAL OPERACIONAL PIPER CHEYENNE I, IA, II, II XL
TRADUZIDO POR: FRED MESQUITA – REVISADO EM: 13/02/2012 – PÁGINA: 1

***** Í N D I C E *****
TEMA ABORDADO PÁGINA
INTRODUÇÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 03
COFIGURAÇÃO INTERNA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 04
OBSERVAÇÕES IMPORTANTES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 04
ESTRUTURA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 05
DADOS GERAIS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
ABREVIAÇÕES E TERMINOLOGIAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
LIMITAÇÕES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
SISTEMA DE LUZES ANUNCIADORAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
PAINEL DE INSTRUMENTOS DE VOO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
CONTROLE AMBIENTAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45
SISTEMA DE AUTOMATIZAÇÃO DE VOO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
PAINEL ANUNCIADOR KAP-285 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
PILOTO AUTOMÁTICO & E DIRETOR DE VOO KFC-300 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
PAINEL ANUNCIADOR KAP-315 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
RÁDIOS AVIÔNICOS BENDIX-KING . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
PAINEL DE ÁUDIO KMA-28 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
RÁDIO KY-196A / COM 1 / COM 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
RECEPTOR DE NAVEGAÇÃO KY-53 TSO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
RECEPTOR DE SINAL DE ADF KR-87 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
TRANSPONDER KT-76C . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64
GPS TRIMBLE 2000 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
TCAS (COM VSI DIGITAL) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
SISTEMA DE PRESSURIZAÇÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
PROCEDIMENTOS NORMAIS (CONDENSADO) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
PROCEDIMENTOS NORMAIS (DETALHADO) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
PROCEDIMENTOS DE EMERGÊNCIA (CONDENSADO) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104
PROCEDIMENTOS DE EMERGÊNCIA (DETALHADO) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111
TABELAS DE DESEMPENHO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130
PROVA DE EQUIPAMENTO - EWM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168
PROVA DE EQUIPAMENTO – FLIGHT SAFETY . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 177

***** INTRODUÇÃO *****
Por muitos anos a série Cheyenne foi um dos mais bem sucedidas aeronaves da Piper. Tudo começou
nos anos 60 quando a Piper decidiu reconstruir um Navajo pressurizado e acomodar motores turbohéli-
ces.
Em 29 de agosto de 1969, fez seu primeiro vôo. Foram pouco mais de 5 anos de testes que essa aero-
nave entrou na linha de produção.
As superfícies de controle e os controles de vôo tiveram que ser totalmente reconstruídos, porque a
grande variação de velocidades aliadas a velocidades mais elevadas gerou mais tensão no vôo.
Em outubro de 1973, acontece o primeiro vôo do novo Piper Cheyenne PA31T, com produção em mas-
sa posterior, usando motores Pratt & Whitney PT6A-28, a 620 SHP.
Quando a Piper expandiu sua família, em 1978, com uma nova variante, diminuiu o motor para o PT6A-
11, a 500 SHP, rebatizando o outro modelo de avião como “Cheyenne II” e essa nova variante passou a
ser chamada de “Cheyenne I”.
As melhorias foram: fuselagem totalmente restaurada, novo interior, sendo, então, o “Cheyenne IA”. A-
lém disso, a Piper esticou o Cheyenne II e construído em uma quarta janela na cabine. Equipado com
motores PT6A-135, a 750 SHP, e um MTOW aumentado em mais 400 libras (180 kg), esta variante
transformou-se no “Cheyenne II XL”.
Um total de 823 Cheyennes tinha sido construído, sendo 526 Cheyenne e Cheyenne II, 215 Cheyenne I
e IA, e 82 II XL, quando a produção foi interrompida. Mesmo passados 20 anos, os modelos PA31T ain-
da têm uma excelente reputação, excelente por ser espaçoso descomplicado e de grande popularidade
entre os pilotos, que o apreciam muito.
Apesar de o modelo T1040 ser a variante mais antiga da versão de Cheyenne, este aqui só será apre-
sentado como comparativo para os demais modelos da versão, no qual não serão dados todos os seus
dados de desempenho.
TIPO DE OPERAÇÃO
O voo em todos os modelos de Cheyenne são autorizados nas seguintes condições, quando necessário
e com equipamentos instalados e operacionais:
VFR diurno e noturno;
IFR diurno e noturno;
Condições conhecidas de formação gelo.
Se todas as limitações e considerações pertinentes de desempenho forem cumpridas (FAR Part 91).
Cheyenne I, II, II XL e T1040 - não devem ser operados quando a temperatura ambiente excede ISA +
37ºC de dia (125ºF).
Cheyenne II XL - Portas do radiador de óleo (Oil Cooler Door) deve ser aberto para a decolagem e subi-
da quando operando em temperaturas acima ISA + 17,2ºC de dia (90ºF).

***** CONFIGURAÇÃO INTERNA *****
PESO E BALANCEAMENTO
01 Capacidade máxima do bagageiro dianteiro.
02 Capacidade máxima do bagageiro traseiro.
03 Carregamento típico interno – abaixo do peso máximo permitido.
04 Passageiros e pilotos podem ser colocados em todos os assentos disponíveis.
***** OBSERVAÇÕES IMPORTANTES *****
T1040 - O modelo de Cheyenne T1040 é uma aeronave similar aos outros modelos da série, exceto por
não ser pressurizada.
Operação do VOR/GPS – Assim que o rádio NAV1 for ajustado para uma freqüência de ILS, o interrup-
tor do VOR/GPS muda para VOR e o PA para o modo NAV ARM. Se uma freqüência de ILS estiver no
alcance, o PA seguirá o feixe do localizer. As freqüências válidas de ILS estão entre 108.10 e 111.95 e a
parte decimal começa com um dígito impar: 108.10, 108.15, 108.30, 108.35, 108.50,…, 108.95, 109.10,
109.15,…, 111.95
Operação do PA e do FD - A ativação do piloto automático requer que o diretor de vôo seja ativado.
Certificar-se de que sempre que for acionar o PA, acione primeiro o FD.
Seleção de Waypoints de navegação e posição no GPS Trimble - A exposição de aeroportos, de
rotas de navegação e de waypoints, disponíveis no GPS, é restringida a um raio 2.000 NM em torno da
posição do avião.

***** ESTRUTURA *****
GENERALIDADES
A maioria das partes da estrutura desse avião é fabricada de liga de alumínio de alta resistência, de aço,
de fibra de vidro e outros materiais utilizados conforme a necessidade. A estrutura do avião é composta
pela fuselagem, asas e empenagem. Na empenagem há portas e janelas de inspeção. As dimensões
gerais da aeronave são exibidas no POH (Pilot´s Operating Handbook).
FUSELAGEM
A fuselagem está dividida em nariz, parte central e seção traseira. O Cheyenne II XL é 24 centímetros
mais longo que o Cheyenne I e II, com uma seção adicionada logo à frente da longarina principal. A fu-
selagem do Cheyenne T1040 foi construída para vôos despressurizados e tem o mesmo comprimento
do modelo II XL.
SEÇÃO DE NARIZ
A seção de nariz fica fora do vaso de pressão e abriga o trem de pouso do nariz, a secção de acessó-
rios, a seção de aviônicos e um compartimento de bagagem. Há também a seção do sistema de refrige-
ração, um aquecedor tipo Janitrol (I, II e T1040) e o sistema de controle ambiental (II XL). O acesso à
secção de acessórios é feita através de uma pequena porta no lado direito do nariz. O acesso à seção
de aviônicos é feita através de outra pequena porta localizada no lado esquerdo do nariz, imediatamente
atrás da porta do compartimento do bagageiro. O compartimento do bagageiro de nariz (NOSE BAG) é
limitado a 300 libras (136 Kg).
PORTA DO COMPARTIMENTO DO BAGEIRO DE NARIZ
A porta do compartimento do bagageiro de nariz está localizada no lado esquerdo e dá acesso ao com-
partimento de bagagem. Um punho é montado na mesma, servindo para liberar a trava da porta com o
uso de uma chave. A porta é articulada no topo e abre para fora e para cima. Para fechar a porta, um
pino de segurança especial deve ser empurrado para dentro, então a porta poderá ser abaixada. A alça
deve ser empurrada para dentro e a porta trancada antes que a chave possa ser removida. Quando a
porta não estiver fechada corretamente, a luz anunciadora NOSE/BAG DOOR AJAR se iluminará. A
porta do radome do radar também, quando não segura, ativa essa mesma luz anunciadora.
SEÇÃO CENTRAL DE PRESSURIZAÇÃO – VASO DE PRESSÃO
A seção central inclui a cabine de passageiros e dos pilotos. A cabine dos pilotos é separada da cabine
dos passageiros por divisórias dobráveis tipo cortinas, imediatamente atrás dos assentos dos pilotos e à
frente dos dois primeiros assentos dos passageiros.
A disposição normal dos assentos no Cheyenne I, II, e II XL é de dois lugares para a tripulação e quatro
assentos reclináveis e ajustáveis aos passageiros. Cada assento está equipado com um encosto de ca-
beça ajustável e apoio aos braços. O apoio de cada braço externo é fixado ao apoio de braço do corre-
dor é de forma tal para facilitar a entrada e saída. Um cinzeiro, uma luz de leitura e um controle de venti-
lação individual e ajustável também é padrão para cada assento de passageiro. Para aumentar a capa-
cidade de passageiros, um ou dois assentos (Cheyenne II e II XL) podem ser adicionados para expandir
a capacidade de passageiros na aeronave. Os bancos são montados a fim de permitir movimentos para
frente e para trás e são reversíveis para um arranjo tipo quarteto. Assentos opcionais e laterais também
estão disponíveis.

Cintos de segurança são instalados em todos os assentos. Cintos de ombro com bobinas auto-ajustável
do tipo inercial são instalados sobre o assento dos pilotos. Bobinas inerciais permitem o movimento de
estender ou retrair os cintos durante o movimento normal do corpo, no entanto, a correia irá travar
quando for forçada para frente. Para verificar a função da bobina inercial, dê um puxão forte na alça. O
carretel deve travar, evitando assim a folga na alça de extensão dos cintos.
Na parte traseira da cabine, mas ainda no vaso de pressão, está o compartimento do bagageiro traseiro.
Nesse local há um assento opcional e/ou tiras de amarração de bagagens. O compartimento do baga-
geiro traseiro é limitado a 200 libras (90,5 Kg). Opcionalmente poderão existir mesas dobráveis, armá-
rios de armazenamento de alimentos e centrais de refrigeração (geladeiras).
PORTA DA CABINE (CHEYENNE I, II e II XL)
A porta de entrada e saída da cabine está localizada no lado esquerdo da fuselagem, atrás da asa. As
portas são articuladas na parte inferior, e oscilam para fora e para baixo quando aberta. Um extensor
pneumático da porta está disponível, garantindo sua abertura mais lenta.
OBS
A porta deve ser apoiada durante sua abertura para evitar possíveis danos.
Uma escada está embutida na parte interna da porta. Os degraus dobram contra a porta quando ela é
fechada. Quando a porta está completamente estendida, é apoiada por dois pares de cabos protegidos
por capas plásticas, que também serve de corrimão.
Os corrimãos de plástico são usados quando for fechar a porta por dentro. A porta sempre é fechada
contra uma vedação de borracha inflável que é ativada pela fechadura da porta quando a pressão pneu-
mática está disponível. Puxadores das portas giram para travar ou destravar a porta. No interior da por-
ta, dentro do avião, há um pino que deve ser puxado antes que o punho da trava da porta possa ser gi-
rado para dentro. Os puxadores das portas operam sete pinos de travamento de porta, três de cada lado
da porta e um pino na aba inferior da porta. Cada pino é operado por um micro-interruptor. Os sete mi-
cro-interruptores são ligados em série. Portanto, todos os pinos devem estar operando a fim de indicar
uma condição quando bloqueado. O pino inferior na extremidade à frente da porta alivia eletricamente a
pressão da vedação quando o punho da trava da porta for girado para a posição destravada.
A porta pode ser aberta pelo lado de fora, levantando uma alça e girando-a (essa alça ficar embutida na
porta). A porta dispõe de uma fechadura com chave de segurança (para abertura no solo).
SAÍDA DE EMERGÊNCIA
Os aviões da série Cheyenne, incluindo o T1040, têm uma janela no lado direito da parte frontal da ae-
ronave que serve como saída de emergência. Todos os modelos têm uma placa que instrui sobre o uso
da alça dessa janela de emergência.
A saída de emergência do Cheyenne é aberta ao remover a tampa de acrílico sobre a alça, puxando a
alça e após, puxar a janela para a parte interna da cabine. Não existem alças para abrir a saída de e-
mergência pelo lado de fora do avião, em qualquer dos modelos de Cheyenne ou do T1040.
JANELAS
Todas as janelas, exceto os pára-brisas do piloto e do co-piloto, são claras, de plástico e de acrílico
plástico. As janelas são vedadas nas aberturas da fuselagem e fazem partes integrantes do vaso de
pressão nos modelos de Cheyenne pressurizado. Os aquecedores dos pára-brisas são feitos de vidro
laminado com elementos de aquecimento elétrico entre os painéis.

SEÇÃO TRASEIRA
A seção traseira da fuselagem, fora do vaso de pressão, é totalmente despressurizada. O acesso a essa
área é apenas para fins de manutenção.
ASAS
As asas são todas de metal inteiramente cantillever com estrutura semimonocoque. Cada asa carrega
quatro tanques de combustível: um tanque nas pontas das asas, duas células de combustível tipo bexi-
ga e um tanque úmido na carenagem do motor (nacele).
Os trens de pouso principal retraem aos poços da roda localizado na parte inferior das asas. Dentro de
cada asa há uma longarina principal, que se estende até ao centro da fuselagem, onde os mastros são
unidos com os encaixes em sua extremidade, unidos a uma sapata principal. Essa sapata principal tam-
bém é unida, igualmente, em cada lado da fuselagem. A sustentação adicional da asa é fornecida por
sapatas, dianteira e traseira. Incluídas nas asas estão as naceles do motor, flapes e ailerons.
As naceles dos motores são partes integrantes das asas. Eles fornecem eficientes estruturas simplifica-
das para a montagem dos motores e de armazenamento de combustível. Os flapes são de metal e ope-
rados eletricamente. Os ailerons são de metal e dão o equilíbrio do avião.
EMPENAGEM
A empenagem é composta por um estabilizador vertical fixo, um leme de direção, um estabilizador hori-
zontal fixo e pelos profundores. O leme de direção e os profundores têm compensadores operados ma-
nualmente. No profundor também há o compensador elétrico. Os componentes do conjunto da empena-
gem são construídos de estrutura metálica cantilever com pontas removíveis de fibra de vidro. Ambos os
estabilizadores, vertical e horizontal, incorporam dois mastros principais que correm além do compri-
mento do estabilizador unidos ao anteparo da fuselagem.
SISTEMA DE ENERGIA ELÉTRICA
O sistema elétrico do avião tem a capacidade de receber carga de 28 VDC (nominal), proveniente de
uma bateria de Níquel Cádmio, de 2 Starters-Geradores DC ligados em paralelo ou através de uma to-
mada de energia externa. Também há dois inversores que servem como fonte de alimentação AC para
várias combinações de equipamentos, tais como rádios, piloto automático, diretor de vôo e instalações
do radar. Interruptores elétricos, um voltímetro e dois amperímetros de sobrecarga estão localizados na
cabine de comando. Os painéis dos disjuntores estão localizados à esquerda do piloto, à direita do co-
piloto e no chão, entre os assentos da tripulação. Há uma luz principal de cautela (Master Caution), uma
buzina de alerta e uma luz de advertência, associada ao problema, para indicação à tripulação.
ILUMINAÇÃO
Todos os instrumentos da cabine de comando e luzes exteriores são controlados por interruptores loca-
lizados no painel superior do piloto, na área de controle de iluminação.
O Cheyenne I, II, e II XL tem uma luz de cortesia e um sistema de atraso de iluminação instalado nos
modelos fabricados em 1981 e subseqüentes. Quando o avião está no solo, as luzes da cabine, da es-
cada da porta e as luzes traseiras por cima da porta de saída são automaticamente ligadas. Essas luzes
permanecem acesas por 20 minutos e, em seguida, se apagam. Um ciclo adicional de 20 minutos pode
ser iniciado, bastando apenas restaurar o botão temporizador, localizado na parede lateral, imediata-
mente atrás da porta da cabine. Todas as luzes de cortesia agregadas ao sistema serão apagadas

quando a porta da cabine for fechada. Em vôo, as luzes do corredor e as luzes traseiras de saída são
controlados por um interruptor de luz, localizado na parte traseira da aeronave, sem fazer uso desse
sistema de atraso de iluminação.
SISTEMA PRINCIPAL DE ALARME (MASTER WARNING)
Os pilotos recebem indicação automática de operação dos sistemas através de anunciadores, luzes de
cuidado (MASTER CAUTION) e de um som de advertência. Os anunciadores são vermelho, amarelo e
verde e informam avisos de advertências, sistemas e de canais operacionais, respectivamente. Nos
modelos fabricados anterior ao ano de 1977, esses anunciadores são localizados no painel dos instru-
mentos. Em todos os outros modelos posteriores aos fabricados em 1977, esses anunciadores são loca-
lizados sob a aba protetora de brilho do painel.
SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
No Cheyenne e no T1040, o sistema de combustível é composto de 4 tanques individuais em cada asa.
Todos esses 4 tanques são interligados. Na parte principal da asa há o tanque interno e o tanque exter-
no, esses dois do tipo “diafragma de borracha”. Há ainda, um tanque na carenagem do motor (nacele),
do tipo “molhado” e um tanque de ponta de asa (os tanques de ponta de asa são opcionais nos modelos
Cheyenne I e T1040). Os sistemas de combustíveis das asas, esquerda e direita, são independentes
umas das outras e estão ligadas apenas por uma linha de cruzamento. O combustível é fornecido ao
sistema do motor por uma das duas bombas de impulso, posicionadas submersas, uma em cada tanque
interno. Tampas de enchimento estão localizadas, uma no topo do tanque da nacele e outra sobre o
tanque de ponta de asa (quando instalado).
GRUPO MOTOPROPULSOR
O Cheyenne e o T1040 são movidos por dois motores turbohélices “Pratt & Whitney - PT6A” de fluxo
reverso. A potência individual de cada motor varia de 500 SHP, no Cheyenne I e T1040 até 620 SHP, no
Cheyenne II e II XL. Cada motor tem três lâminas de hélices modelo Hartzell, de rotação constante, re-
versível, de atuação hidráulica e com contrapesos. Os controles dos motores são: manetes de potência,
manetes de condição e manetes de hélice. As hélices serão embandeiradas automaticamente quando
os motores forem cortados e desembandeirados quando os motores forem religados.
Cada motor tem uma caixa de acessórios, localizada na sua parte traseira. Uma sangria de ar que sai
do compressor, uma em cada motor, fornece ar para a pressurização e ao sistema pneumático.
PROTEÇÃO CONTRA FOGO
O Piper Cheyenne de série e o T1040 têm, de forma independente, seus sistemas operacionais de de-
tecção de incêndio em cada motor. Os sistemas incluem circuitos de detecção que exibem informações
na cabine de comando e também acionam alarmes de advertência. A extinção de incêndio dos motores
são opcionais e independentes, sendo controlados a partir da cabine de comando. Uma garrafa portátil
extintora de incêndio está localizada dentro do avião, na parte traseira, fora do vaso de pressão.
PROTEÇÃO CONTRA GELO E CHUVA
O sistema de proteção contra gelo e chuva no Cheyenne e no T1040 foi projetado para prevenir e elimi-
nar gelo ou água da chuva sobre as áreas críticas das estruturas externas do avião e outros componen-
tes selecionados. Embora sejam destinadas principalmente para a operação em voo, alguns desses sis-
temas podem ser usados no solo, dentro de certas limitações.

Há três formas diferentes para realizar a proteção/remoção de gelo: por sangria de ar do motor (pneu-
mática), por força elétrica (aquecimento) e pelo sistema de desvio de ar por inércia (deflexão de gelo).
SISTEMA AMBIENTAL
Cheyenne I, II e T1040 - Os sistemas de aquecimento, ar condicionado, ventilação, degelo e desu-
midificação da cabine do avião são todos controlados pelo painel de controle de conforto da cabine. O ar
condicionado é alimentado pelo compressor do motor direito. O aquecimento de ar é alimentado através
de um aquecedor à combustão, conhecido como JANITROL, localizado no nariz do avião e fora do caso
de pressão. O combustível usado pelo JANITROL é fornecido pelo sistema de combustível do tanque
externo da asa direita.
A pressurização interna da cabine no Cheyenne II (o T1040 não é pressurizado) é obtida através do for-
necimento de ar em alta pressão proveniente do compressor de cada motor através da válvula de san-
gria de ar. O sistema mantém um diferencial de pressurização de até 5,5 PSI.
Cheyenne II XL - O Cheyenne II XL tem o sistema de controle ambiental (ECS), que usa ar sangrado
de cada motor para a pressurização, aquecimento, ventilação e refrigeração. A máquina de circulação
de ar na cabine, ou simplesmente ECS, está localizado na seção de acessórios do nariz da aeronave. O
acesso à baia do ECS é feito através de uma tampa localizada no lado direito do nariz do avião.
SISTEMA HIDRÁULICO
O sistema hidráulico é composto por duas bombas hidráulicas (uma em cada motor), um bloco de força,
uma bomba manual de emergência, cilindros de acionamento e filtros. As bombas que fornecem pres-
são para a operação do trem de pouso são alimentadas pelos motores. O bloco de força é a unidade de
controle central do sistema hidráulico. Ela é composta de válvulas, coletores, reservatório de fluido e os
controles necessários para a operação do trem de pouso.
TREM DE POUSO E FREIOS
Trem de Pouso - O trem de pouso é triciclo e retrátil e é estendido ou retraído por força hidráulica.
Há tampas que se fecham junto à fuselagem quando o trem de pouso estiver completamente recolhido.
A estrutura do trem de pouso é formada por unidades de ar e óleo. A posição de cada perna do trem de
pouso é confirmada individualmente por três luzes verdes, uma luz para cada perna do trem. Cada uma
dessas luzes verdes se ilumina quando cada perna está totalmente estendido e travado. Uma luz ver-
melha acende quando quaisquer umas dessas pernas do trem de pouso estiverem em trânsito ou caso
não estejam totalmente em cima ou em baixo e travado, de acordo com a posição do seletor de trem de
pouso. Há um sistema de extensão manual tipo backup. A direção da roda do nariz é controlada pelos
pedais do leme de direção, enquanto o trem estiver em baixo.
No Cheyenne II XL e no T1040 há outro sistema adicional de “backup pneumático” para a extensão do
trem de pouso. O sistema utilizado é de alta pressão de nitrogênio, armazenado em garrafas. Este só é
usado se ambos os sistemas, normal e de backup, falharem.
Freios – Os freios são operados hidraulicamente através de cilindros individuais montado no conjun-
to dos pedais do lado esquerdo (do piloto). São acionados pelos dedos do pé do piloto. Existe uma dis-
posição para a instalação opcional de cilindros mestres nos pedais do lado direito (co-piloto). O freio de
estacionamento é usado em conjunto com os pedais de freios dos pilotos e puxando a alavanca de co-
mando do freio de estacionamentos.

CONTROLES DE VOO
O Cheyenne e o T1040 são equipados com superfícies primárias convencionais de controles de voo. Os
ailerons, profundores e leme de direção são acionados manualmente e cada um contém seu próprio
compensador. À frente do profundor há um estabilizador horizontal fixo.
Os flapes são acionadas eletricamente e controlados através de um sistema eletrônico que monitora
suas próprias falhas. O sistema tem a capacidade de proteção individual contra qualquer condição de
assimetria nos flapes.
Um compensador elétrico é instalado no profundor, também controlado através do piloto automático.
Dependendo do modelo de avião e do diretor de vôo (FD) instalado, um sistema de amortecimento de
guinada (Yaw Damper) também pode ser ou estar instalado.
SISTEMA DE PITOT E ESTÁTICA
O sistema “pitot” fornece pressão de ar de impacto para os velocímetros. Um único tubo de pitot aqueci-
do está localizado sob o nariz do avião, à frente da porta do trem de pouso. Um segundo sistema de
aquecimento de pitot é adicionado quando instrumentos duplos são instalados.
Pontos de captação de ar estático estão localizados em ambos os lados da fuselagem traseira. Eles se
conectam entre si em uma única linha e alimentam todo o sistema estático dos instrumentos. Esses
pontos duplos, em lados diferentes, são instalados de forma a reduzir os efeitos colaterais sobre os ins-
trumentos de vôo. Um segundo sistema de captação de ar estático é adicionado quando instrumentos
duplos são instalados. Uma fonte alternativa de ar estático (de backup) é instalado e localiza-se no inte-
rior da seção do nariz, fora do vaso de pressão.
SISTEMA DE OXIGÊNIO
O Cheyenne e o T1040 são equipados com sistema de oxigênio de fluxo constante, alimentados por um
cilindro de aço de alta pressão montados fora do vaso de pressão do nariz da aeronave (I, II, II XL) ou
na fuselagem traseira (T1040). O sistema é ativado a partir da cabine de comando, no qual fornece oxi-
gênio para a tripulação e passageiros. As máscaras dos pilotos usam tomadas do tipo “plug-in” e são de
fluxo por demanda. As máscaras dos passageiros podem ter alojamentos do tipo “plug-in” ou estar per-
manentemente conectados ao sistema utilizando uma válvula de fluxo constante de oxigênio, depen-
dendo do modelo de avião e número de série.
LIMITAÇÕES E GENERALIDADES
As limitações apresentadas neste capítulo se destinam principalmente para a capacidade operacional
normal do avião. Limitações específicas do sistema são informados nos capítulos individuais de cada
sistema com exceção de marcações dos instrumentos, que são apresentadas neste capítulo. Para uma
lista completa de limitações, veja o manual aprovado, “Airplane Flight Manual” (AFM).
LIMITAÇÕES E PESOS
É de responsabilidade do piloto em comando a garantia de que o avião esteja corretamente carregado e
balanceado. Veja na seção "Weight and Balance” do AFM aprovado para obter as instruções de carre-
gamento e balanceamento da aeronave.

***** DADOS GERAIS *****
POTÊNCIA DOS MOTORES
Cheyenne I Cheyenne IA Cheyenne II Cheyenne II XL
Número de Motores 2 (dois) – modelo: Pratt & Whitney (UACL)
Modelo PT6A-11 PT6A-28 PT6A-135
Potência 500 SHP 620 SHP 750 SHP
Rotação de Hélice 2.200 RPM 2.200 RPM 1.900 RPM
Peso do Motor 317 Libras (144 Kg) 323 Libras
MARCAÇÕES DOS INSTRUMENTOS – (comum a todos)
Altitude da Cabine Diferencial de Pressurização
Arco Verde 0 a 10.000 pés Arco Verde 0,0 a 5,5 PSI
Arco Amarelo 10.000 a 30.000 pés Radial Vermelha 5,7 PSI
Pressão Pneumática Giro Sucção
Arco Verde 14 a 21 PSI Arco Verde 4,2 a 6,2 Pol / Hg
Arco Amarelo 21 a 25 PSI
Radial Vermelha 14 PSI Amperímetro do De-Ice
Arco Verde 22 a 26 Amps
HÉLICES
Nº de Hélices 2
Fabricante Hartzell
Modelo da Pá T-10173-B-8 T-10173-K-8 T10173-HB-8 T-10178-B-8R
Nº de Pás 3
Diâmetro (pol) 93 polegadas
Tipo de Hélice Operada hidraulicamente, com velocidade constante, reversível e embandeirável

COMBUSTÍVEL – JET A (combustível não utilizável = 8 US.Gal)
Total s/ Tip Tanks 308 US.Gal 336 US.Gal
Total c/ Tip Tanks 374 US.Gal
Utilizável (s/ Tip) 300 US.Gal 328 US.Gal
Utilizável (c/ Tip) 366 US.Gal
PESOS MÁXIMOS
De Rampa 8.750 Libras 9.050 Libras 9.540 Libras
De Decolagem 8.700 Libras 9.000 Libras 9.474 Libras
De Pouso 8.700 Libras 9.000 Libras
Zero Combustível 7.200 Libras 7.600 Libras
Vazio Básico 5.110 Libras 4.976 Libras 5.874 Libras
Com Combustível 3.640 Libras 4.074 Libras 4.053 Libras
Bagageiro de Nariz 300 Libras (136 Kg)
Bagageiro Principal 200 Libras (90,5 Kg)
Cheyenne I - Quando tiver de transportar 7 ocupantes, carregue primeiro a bagagem no compartimento da frente para poder garantir que o CG perma-
neça dentro dos limites. O combustível pode ter que ser reduzido para manter o peso total dentro dos limites de peso máximo de rampa, que é de 8.750 Lbs.
Cheyenne II - Quando tiver de transportar 7 ocupantes, o combustível ou a bagagem poderá ter que ser realocados. Carregue primeiro o bagageiro
dianteiro e coloque os ocupantes mais pesados na parte dianteira. Quando tiver de transportar 8 ocupantes e suas bagagens, deve ser carregado primeiro o
compartimento de bagagem da frente para garantir que o CG permaneça dentro dos limites. O combustível ou a bagagem pode ter que ser reduzido para
manter o peso total dentro dos limites de peso máximo de rampa, que é de 9.050 Libras. Coloque os ocupantes mais pesados na parte dianteira.
Cheyenne II XL - Quando tiver de transportar 8 ocupantes, carregue primeiro a bagagem no compartimento da frente e coloque os ocupantes mais pe-
sados na parte dianteira. O combustível ou a bagagem pode ter que ser reduzido para manter o peso total dentro dos limites de peso máximo de rampa, que
é de 9.540 Libras. Observe o peso máximo zero combustível, que é de 7.600 Libras.
FATOR DE LIMITAÇÕES DE CARGAS PARA MANOBRAS DE VOO
Cheyenne I, IA
Fator de Carga Positiva ( flapes UP )
Fator de Carga Negativo ( flapes UP )
Fator de Carga Positivo ( flapes DOWN )
+ 3,38 G
- 1,35 G
+ 2,00 G
Cheyenne II
+ 3,36 G
- 1,34 G
+ 2,00 G
Cheyenne II XL
+ 3,33 G
- 1,33 G
+ 2,00 G
T1040
+ 3,36 G
- 1,35 G
+ 2,00 G

***** 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 ver-
dadeira 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 uma velocidade lida no instrumento, corrigida quanto
a erros de instrumento. Os valores de IAS publicadas neste manual consideram nulos os erros do ins-
trumento.
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 corrigida
quanto à altitude, temperatura e efeitos de compressibilidade.
VA (Velocidade de Manobra) – É a maior velocidade na qual aplicação total dos controles aerodinâmi-
cos disponíveis não exceda a resistência estrutural do avião.
VFE (Velocidade Máxima com Flapes Estendidos) – É a máxima velocidade na qual o avião pode vo-
ar, com determinada posição de flape estendido.
VLE (Velocidade Máxima com Trem de Pouso Abaixado) – 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/ou baixado.
V50 (Velocidade a 15 m (50 pés) de Altura) – É a velocidade a ser atingida a 15 m (50 pés) de altura
acima 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 Excedi-
do) – É o limite de velocidade que nunca de ser excedida.
VMC (Velocidade Mínima de Controle) – É a velocidade mínima de vôo na qual o avião é controlável
direcionalmente, conforme requerido pela legislação. As condições de homologação do avião conside-
ram 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 direcional
pode ser recuperado e mantido em vôo, após a parada do motor crítico. Nesse caso. É possível empre-
gar uma inclinação lateral de até 5º. A inclinação lateral de 5º no sentido dos motores operando permite
reduzir a VMCA, porém uma curva aumentará o fator de carga e, portanto, o peso aparente, logo, a in-
clinação só deve ser empregada em caso de absoluta necessidade.
VMCG ((Velocidade Mínima de Controle no Solo) – É a menor velocidade calibrada na qual é possí-
vel retomar o controle do avião apenas com o uso dos recursos aerodinâmicos (leme de direção) após o
motor crítico ter falhado subitamente, enquanto os outros continuam com potência de decolagem.

Vmo/Mmo – É o limite de velocidade operacional que não pode ser, deliberadamente, excedida em ope-
rações 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 arfagem
do avião, com intenção de decolar.
VSSO (Velocidade de Saída no Solo) – É a velocidade na qual a aeronave deixa de fazer contato com
a pista, na decolagem.
VS (Velocidade de Estol) – É a mínima velocidade constante de vôo na qual a aeronave ainda é con-
trolável.
VSO (Velocidade de Estol em Configuração de Pouso) – É a mínima velocidade constante de vôo na
qual o avião, em configuração de pouso, ainda é controlável.
VSSE (Velocidade com um Motor Intencionalmente Inoperante) – É a mínima velocidade de vôo se-
lecionada 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 alti-
tude na menor distância horizontal percorrida.
VY (Velocidade de Melhor Razão de Subida) – É a velocidade que possibilita o maior ganho de altitu-
de 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 no desempenho e controle do avião.
V1 - Tem diversas definições. 1ª) É a velocidade de decisão na qual o piloto, percebendo a falha do mo-
tor crítico, optará por continuar ou abortar a decolagem. A V1 não é a velocidade para começar a deci-
são GO/NO GO. A decisão deve ser feita antes de o avião atingir a V1, pois caso contrário ele estará a
uma velocidade superior a V1 quando as ações de parada ou decolagem se iniciarem. 2ª) É a velocida-
de de reconhecimento da falha do motor crítico. Ela sugere que a decisão que se segue ao reconheci-
mento da falha do motor crítico começa na V1, porém, ela é uma velocidade de decolagem. Se a deci-
são for NO GO, nessa velocidade deverá ser seguido o procedimento de abortagem.
VR (Velocidade de Rotação) - É definida como a velocidade na qual a rotação é iniciada durante a de-
colagem para atingir a velocidade V2 a 35 pés de altura. A VR não deve ser inferior a 1.05 x VMCA.
VMU (Velocidade Mínima com Manche Livre) - Velocidade na qual ou acima da qual o avião poderá
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 relacionada
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 má-
xima 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 velocidade
mínima de controle no ar VMCA.

VMBE (Velocidade Máxima para Iniciar a Frenagem) – Quando se freia um avião, sua energia cinética
é transformada em energia térmica, isto é, calor. Os freios devem ser capazes de suportar o calor.
(b) Terminologias Meteorológicas
ISA (Atmosfera Padrão Internacional) – Considera-se o ar é um gás perfeito e seco; a temperatura ao
nível do mar é 15ºC (58ºF), a pressão ao nível do mar é 1013,2 Hpa (29,92 Pol Hg); o gradiente de tem-
peratura ao nível do mar até a altitude na qual a temperatura é -56,5ºC (-69,7ºF), e -0,00198ºC (-
0,003566ºF) por pé, e zero acima dessa altitude.
TAE (Temperatura do Ar Externo) – É a temperatura estática do ar livre obtido através de indicações
de instrumentos em vôo ou fontes meteorológicas de superfície, ajustadas para o erro de instrumento e
efeito de compressibilidade.
IPA (Altitude Pressão Indicada) – É o número indicado por um altímetro quando a sub-escala baromé-
trica 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 obtida nas indicações de vôo, da
temperatura ou das fontes meteorológicas em terra, ajustadas para efeitos do erro e da compressibilida-
de do instrumento.
(c) Terminologia de Regime de Potência
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 regi-
me contínuo de potência.
Potência Máxima de Subida – É a potência máxima permitida durante uma subida.
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 opera-
ções normais da aeronave.
(d) Controles do Motor e Seus Instrumentos
Nível de Controle de Potência – É o nível de controle modular de potência do motor na pressão rever-
sa ou na potência de decolagem.
Nível de Controle de Hélice - É o nível de controle modular de controle da hélice que mantém a hélice
em um valor de RPM selecionado ou constante.
Nível de Condição – É o nível de controle modular do fluxo de combustível em um motor.
Escala Beta – É a região onde o ângulo da lâmina da hélice está entre o batente fino do passo e o ajus-
te reverso máximo do passo.

Calibragem do ITT – É a calibragem da temperatura Interturbina, que indica a temperatura na parte
posterior das aletas da turbina.
RPM de Hélice - Indica a velocidade em RPM da hélice.
Torquímetro do Motor - Indica o torque na saída do eixo, expressa em libras/pés.
(e) Terminologia da Performance da Aeronave e Planejamento de Vôo
Gradiente de Subida – É a relação demonstrada na mudança da altitude durante um vôo em subida, à
distância horizontal, atravessada no mesmo intervalo do tempo.
Velocidade de Vento Cruzado Demonstrado – É a velocidade demonstrada de vento cruzado de con-
trole adequado do avião durante uma decolagem e/ou uma aterragem, calculada durante os testes de
certificação da aeronave.
Distância de Aceleração e Parada – É a distância requerida para uma aeronave acelerar, na decola-
gem, a uma velocidade específica e, numa falha presumida do motor, poder parar com total segurança.
MEA – Altitude mínima para vôo IFR em rota.
Segmento de Rota – Parte de uma rota. Cada extremo desta parte é identificado por um acidente geo-
gráfico ou por um ponto onde uma posição fixa possa ser estabelecida ou definida.
(f) Terminologia de Peso e Balanceamento
Pesos Estruturais:
PMED – Peso máximo estrutural de decolagem (MTOGW – maximum takeoff gross weight).
PMEP – Peso máximo estrutural de pouso (MLGW – maximum landing gross weight).
PMT – Peso máximo de táxi (MTW – maximum táxi weight).
PMZC – Peso máximo zero combustível (MZFW – maximum zero fuel weight): avião totalmente carre-
gado faltando apenas o combustível nas asas. Caso a aeronave tenha tanques na fuselagem e estabili-
zador horizontal, este peso já esta incluído do PMZC. O combustível das asas reduzirá a flexão das a-
sas. Caso o PMZC seja excedido à parte da estrutura que sofrerá danos será a raiz das asas.
Pesos Operacionais:
Peso Máximo de Rampa – É o maior peso permitido para manobras no solo (inclui o peso do combus-
tível de partida, táxi e aquecimento do motor).
PB – Peso Básico (BW – basic weight ou EW – empty weight) – É o peso do avião vazio, incluindo
fluído hidráulico, óleo, combustível não drenável, poltronas na versão de passageiros e os equipamen-
tos fixos. O PB é informado pela fabricante, mas a aeronave deverá ser eventualmente pesada pois as
trocas de equipamentos, pintura, modificações estruturais, grandes revisões, sujeira e umidade acumu-
ladas poderão alterar o PB.
PBO – Peso Básico Operacional (BOW – basic operational weight ou DOW – dry operational wei-
ght) – É o PB mais tripulação com bagagem e copas.
PAD – Peso de Decolagem (TOW - takeoff weight) – É o PAD = PO + carga paga.

Carga Paga (Payload) – É o peso dos passageiros (75 Kgf/pax incluindo a bagagem de mão) + baga-
gem (entregue no check in) + carga + correio.
Carga Útil – É a soma da carga paga com o combustível de decolagem.
PMD – Peso Máximo de Decolagem – É o maior peso aprovado para o início da corrida de decolagem.
PAP – Peso de Pouso (LW – landing weight) – É o PAP = PAD – combustível consumido na etapa.
Peso Máximo de Performance – É o peso máximo de decolagem limitado pela pista, pelos gradientes
de subida, pelos obstáculos próximos à pista, pela velocidade máxima dos pneus e pelo freio.
PMP – Peso Máximo de Pouso (MLW – maximum landing weight) – É o peso máximo de acordo
com as condições da pista e meteorológicas do aeroporto de destino, e não pode ser maior que o
PMEP.
Abastecimento de Combustível:
Combustível de Decolagem (Takeoff fuel) - Peso contido nos tanques, quando o avião está na cabe-
ceira da pista, pronto para decolar.
Combustível de Táxi (Táxi fuel) - Combustível previsto para ser consumido pelo avião durante o táxi
até a cabeceira da pista.
Abastecimento de Combustível (Block fuel / Total fuel) - Peso total do combustível dos tanques do
avião, antes da partida dos motores.
Combustível Reserva / Combustível Sobre o Destino (Reserve fuel / Fuel over destination) - Com-
bustível levado como margem de segurança, além daquele previsto para o vôo. Se não ocorrer nenhum
imprevisto, o avião irá pousar com este combustível.
Combustível Para a Etapa (Trip fuel) - Peso estimado do combustível a ser consumido na viagem,
desde a decolagem até o pouso, sem margem de segurança.
Combustível Utilizável – É o combustível disponível para o planejamento do vôo. É a diferença entre o
peso de decolagem, ou peso de rampa, se aplicável, e o peso vazio básico.
Combustível Não Utilizável – É a maior quantidade de combustível nos tanques, na qual aparecem os
primeiros sintomas de funcionamento irregular do motor, na condição mais adversa de alimentação de
combustível.
(g) Conseqüências do Emprego de Pesos Excessivos
Aumento nas velocidades de decolagem, de pouso, de estol, nas corridas de decolagem, nos pouso
e no consumo de combustível.
Redução do ângulo e razão de subida, tetos absolutos e de serviço, alcance, autonomia, velocidade
máxima, controlabilidade do avião, etc.
Deformações permanentes, fissuras, trincas e, em casos extremos, rupturas de peças e mesmo a
queda do avião. Os mesmo efeitos acima poderão ser obtidos com pesos corretos, porém com fato-
res de carga excessivos.

***** LIMITAÇÕES *****
LIMITAÇÕES DE VELOCIDADES – (tabela 1)
KCAS KIAS KCAS KIAS KCAS KIAS KCAS KIAS
VMO/VNE 246 240 246 240 246 242 246 242
VA 180 177 180 177 187 184 187 184
VFE – Flapes 15º 174 171 174 171 174 181 174 181
VFE – Flapes 40º 143 141 143 141 144 148 144 148
VLE 156 154 156 154 156 153 156 153
VLO 156 154 156 154 156 153 156 153
VMCA 90 85 90 85 96 91 96 91
De Melhor Ângulo
de Subida Mono
104 104 122 118 122 118
Velocidade de Estol
(Full Flap / Eng. Off)
77 72 77 72 76 75 80 77
Perda Mínima
de Altitude
800 pés 600 pés 750 pés 800 pés
De Melhor Ângulo
de Subida Multi
126 123 126 123 126 122 120 116
MARGENS DE VELOCIDADES
Arco Verde
(Operação Normal)
84 a 226 KIAS c/ TIP
84 a 240 KIAS s/ TIP
84 a 240 KIAS 86 a 242 KIAS 86 a 242 KIAS
Arco Branco
(Flapes em Baixo)
72 a 148 KIAS 72 a 148 KIAS 75 a 148 KIAS 77 a 148 KIAS
Linha Radial
Vermelha (VMCA)
85 KIAS 85 KIAS 91 KIAS 91 KIAS
Linha Radial Azul
(Melhor Razão Su-
bida Mono)
110 KIAS 110 KIAS 113 KIAS 118 KIAS

TETO DE SERVIÇO
T1040 Cheyenne I Cheyenne IA Cheyenne II Cheyenne II XL
24.000 pés 29.000 pés 29.000 pés 29.000 pés 31.000 pés
LIMITAÇÕES DE VELOCIDADES – (tabela 2)
Tipo de Cheyenne
VELOCIDADE – KIAS
I II II XL
Velocidade Máxima Operacional (VMO)
1978 a 1980 (Max. 9.500 pés)
1981 e após (Max. 12.000 pés)
1981 e após (Max. 12.000 pés)
(com TIP Tanque)
226
226
240
242
(até 12.000 pés)
242
(até 12.000 pés)
Velocidade Máxima de Manobras (VA)
1978 a 1980 (Max. 21.500 pés)
1981 e após (Max. 24.600 pés)
1981 e após (Max. 27.700 pés)
(com TIP Tanque)
177
177
177
177
(até 26.900 pés)
184
(até 26.000 pés)
Velocidade Máxima com Flape Estendido (VFE)
c/ Flape a 15º
c/ Flape a 40º
171
148
181
148
181
148
Velocidade Máxima com Trem em Baixo (VLE) 154 153 153
Velocidade Máxima para Operar o Trem (VLO)
Extensão
Recolhimento
154
141
153
139
153
139
Velocidade de Melhor Razão de Subida Monomotor 110 113 118
(inf. ao FL200)
Velocidade de Melhor Ângulo de Subida Monomotor 104 104 113
Velocidade de Melhor Razão de Subida Bimotor 123 (1) 121 (2) (5) 116 (2)
Velocidade de Aproximação com Bimotor 102 98 104
Velocidade de Melhor Ângulo de Subida Bimotor 99 96 95 (2)
Velocidade Mínima de Controle no Ar (VMCA) 85 91 91
Velocidade de Estol (Flape 40º + Potência toda reduzida) 72 (3) 75 (4) 77 (3)
(1) – Acima de 20.000 pés. Diminua 1,7 nós a cada 1.000 pés.
(2) – Abaixo de 20.000 pés.
(3) – A máxima perda de altitude durante o estol é de 800 pés.
(4) – A máxima perda de altitude durante o estol é de 750 pés.
(5) – Velocidade Mínima de Razão de Subida Bimotor com SAS Ultrapassado é de 121 nós.

LIMITAÇÕES DE POTÊNCIAS
Tacômetro (RPM de Hélice)
1.800 a 2.000 RPM 1.800 a 2.000 RPM 1.800 a 2.200 RPM 1.800 a 1.900 RPM
2.000 a 2.200 RPM 2.000 a 2.200 RPM 2.000 a 2.200 RPM
Arco Verde
Arco Amarelo
Radial Vermelha 2.200 RPM 2.200 RPM 2.200 RPM 1.900 RPM
Tacômetro (RPM do Gerador de Gases)
51 a 101,5% 51 a 101,5% 51 a 101,5% 51 a 101,5%Arco Verde
Radial Vermelha 101,5% 101,5% 101,5% 101,5%
Pressão de Combustível
15 a 50 PSI 15 a 50 PSI 15 a 50 PSI 15 a 50 PSI
Arco Verde
Arco Amarelo
Radial Vermelha 5 PSI 5 PSI 5 PSI 5 PSI
Fluxo de Combustível
Arco Verde 0,5 a 5 PPH x 100 0,5 a 5 PPH x 100 0,5 a 5 PPH x 100 0,5 a 5 PPH x 100
Pressão de Óleo
100 PSI 100 PSI 100 PSI 105 PSI
Arco Verde
Arco Amarelo
Radial Vermelha
Radial Vermelha 40 PSI 40 PSI 40 PSI 40 PSI
Temperatura do Óleo
55ºC a 99ºC 55ºC a 99ºC 55ºC a 99ºC 55ºC a 99ºC
0ºC a 55ºC 0ºC a 55ºC 0ºC a 55ºC 0ºC a 55ºC
Arco Verde
Arco Amarelo
Radial Vermelha 99ºC 99ºC 99ºC 99ºC
Temperatura Interturbina (ITT)
500ºC a 685ºC 500ºC a 685ºC 500ºC a 695ºC 400ºC a 805ºCArco Verde
Radial Vermelha
700ºC 700ºC 750ºC 805ºC
Torque do Motor (LB-FT x 100)
0 a 1.194 Lbs/Pés 0 a 1.194 Lbs/Pés 0 a 1.484 Lbs/Pés 0 a 1.714 Lbs/PésArco Verde
Radial Vermelha 1.194 Lbs/Pés 1.194 Lbs/Pés 1.484 Lbs/Pés 1.714 Lbs/Pés
Diamante Vermelho ( ¹ 2.000 RPM Max. / ² 1.900 RPM Max.) 1.628 Lbs/Pés ¹ 1.382 Lbs/Pés ²

LIMITAÇÕES E CONDIÇÕES OPERACIONAIS – CHEYENNE I
NOTAS:
1. O torque máximo admissível, sustentado é de 1.194 libras/pés (38,6 PSI). A Np deve ser definida de
forma a não ultrapassar as limitações de potência.
2. Para cada 10ºC (18ºF) abaixo de - 30ºC (- 22ºF) de temperatura ambiente, reduza o Ng máximo per-
mitido por 2,2%.
3. A pressão normal de óleo com velocidade de rotação do gerador de gases a 27.000 RPM (72% Ng)
é de 80 a 100 PSI, com temperatura do óleo entre 60 a 70ºC (140 a 158ºF). Pressões de óleo abaixo
de 80 PSI são indesejáveis, e deve ser tolerada apenas para a conclusão do voo, de preferência
com potência redu-zida. Pressão de óleo abaixo do normal deve ser relatada como uma discrepância
no motor, e deve ser corrigida antes da decolagem seguinte. Pressões de óleo abaixo de 40 PSI são
inseguros, e exigir que o motor seja desligado ou um pouso a ser feito o mais rapidamente possível,
usando a potência mínima necessária para sustentar o vôo.
4. Para aumentar a vida do óleo em serviço, é recomendada uma temperatura de óleo entre 74º a 80ºC
(165º a 176ºF). A temperatura mínima de óleo de 55ºC (130ºF) é recomendada para a operação do
aque-cedor de combustível em potência de decolagem. Temperaturas de óleo de 104ºC por longos
períodos são permitidos, mas nunca deve exceder 5 minutos.
5. Com Ng menor que 50% RPM, a manete de potência deve ser avançada como necessário para
manter a temperatura dentro desses limites.
6. Estes valores são limitados a dois segundos.
7. O reverso operado no solo está limitado a apenas 200 SHP máximo.
8. Potência máxima de operação normal, no topo do arco verde do tacômetro de hélice e manômetro
de torque do motor.

LIMITAÇÕES E CONDIÇÕES OPERACIONAIS – CHEYENNE II
NOTAS:
1. O torque máximo admissível, sustentado é de 1.628 libras/pés (53 PSI). A Np deve ser definida de
2. Para cada 10ºC (18ºF) abaixo de - 30ºC (- 22ºF) de temperatura ambiente, reduza o Ng máximo
permitido por 2,2%.
usando a potência mínima ne-cessária para sustentar o vôo.
aquecedor de combustível em potência de decolagem.
8. Potência máxima de operação normal, no topo do arco verde do tacômetro de hélice e diamante
vermelho no manômetro de torque do motor.

LIMITAÇÕES E CONDIÇÕES OPERACIONAIS – CHEYENNE II XL
NOTAS:
2. Para cada 10ºC (18ºF) abaixo de -30ºC (- 22ºF) de temperatura ambiente, reduza o Ng máximo per-
mitido por 2,2%.
aquecedor de combustível em potência de decolagem.
8. Potência máxima de operação normal, no topo do arco verde do tacômetro de hélice e diamante
vermelho no manômetro de torque do motor.

LIMITAÇÕES E CONDIÇÕES OPERACIONAIS – CHEYENNE T1040
NOTAS:
2. Para cada 10ºC (18ºF) abaixo de -30ºC (- 22ºF) de temperatura ambiente, reduza o Ng máximo per-
mitido por 2,2%.
aque-cedor de combustível em potência de decolagem. Temperaturas de óleo de 104ºC por longos
períodos são permitidos, mas nunca deve exceder 5 minutos.
8. Potência máxima de operação normal, no topo do arco verde do tacômetro de hélice e manômetro
de torque do motor.

***** SISTEMA DE LUZES ANUNCIADORAS *****
PAINEL DE LUZES DE ALARMES
Nos primeiros aviões fabricados, todos os anunciadores foram dispostos em linha que atravessa toda a
borda da parte superior, no painel de instrumentos. Os modelos de Cheyenne anterior ao ano de 1978
têm seus anunciadores instalados na parte central inferior do painel de instrumentos. Todos os anuncia-
dores dos painéis circulares são vermelhos. Nos modelos mais modernos, os painéis anunciadores são
vermelho, âmbar e verde. O anunciador vermelho requer ação imediata do piloto. Os anunciadores
âmbar e verde são de natureza consultiva e não ativam o sistema de alerta principal. As cores dos a-
nunciadores, seu número e arranjo variam entre aviões, dependendo do ano de fabricação e do sistema
instalado. Este manual ilustra os anunciadores relativos à localização, modelo e ano.
Quando o sistema de monitoração de luz vermelha entra em uma condição de avaria, a luz do visor
pisca associados simultaneamente à luz do MASTER CAUTION e faz soar um buzina. Quando o botão
do MASTER CAUTION for pressionado, a luz MASTER CAUTION apaga e a buzina cessa. No entanto,
se a condição de falha permanecer, a luz do visor permanece iluminado, sem piscar. Isso se deve a um
segundo sistema de monitoração que insere uma condição de falha e o procedimento de aviso é repeti-
do como um segundo aviso de luz, mantendo-o constantemente iluminada. Esta seqüência é repetida
em todos os circuitos de monitoração de luz vermelha. Se um mau funcionamento provocar o indicador
e depois corrigido, o indicador cancela o sistema automaticamente, apagando o alerta.
DIM
A chave de controle “Dimmer”, localizada à direita do painel do co-piloto, controla a intensidade do brilho
da luz MASTER CAUTION. Essa luz não diminuirá de intensidade durante a função de teste. As luzes
de teste poderão ter um brilho maior ou menor, pois dependem da posição do interruptor “Dimmer”. Um
ligeiro atraso de tempo ocorre na seleção do modo HI/LO e no brilho real da luz MASTER CAUTION.

TESTES DAS LUZES ANUNCIADORAS
Um botão do tipo PRESS-TO-TEST está localizado à esquerda do painel do piloto e ativa um teste na
luz MASTER CAUTION, a sirene de alerta e todas as luzes anunciadoras do painel de alarmes. Se o
sistema estiver funcionando corretamente, quando este interruptor for pressionado, as luzes âmbar e
verde se iluminam instantaneamente, soa uma buzina por 1 segundo, piscando a luz MASTER CAUTI-
ON e todas as luzes do visor vermelho (exceto a luz FLAP). Se alguma luz do visor já estiver iluminada
no momento do teste, ela permanecerá iluminada, mas não piscará. O indicador FLAP poderá ser tes-
tado pela sua própria chave de teste, ao lado do controlador de comando dos flapes.
A iluminação da luz vermelha ANN POWER indica uma falha no sistema anunciador. Esta luz recebe
alimentação de uma fonte diferente do outros anunciadores. As prováveis causas para o fracasso do
sistema anunciador e procedimentos corretivos podem ser encontradas na seção “Procedimentos de
Emergência”, na página 99.
Os anunciadores individuais, suas cores e as causas de sua iluminação são vistos abaixo. Nem todos
os anunciadores listados a seguir são incorporados em todas as versões de Cheyenne.
ANUNCIADOR CAUSA DE SUA ILUMINAÇÃO
O sistema de aumento de estabilidade falhou.
A porta do defletor de gelo e a porta de desvio do motor esquerdo (L) ou direito (R) estão
completamente estendidas.
T1040 somente.
Indicador da porta refrigeradora de óleo (oil cooler door) do motor
esquerdo (L) ou direito (R) aberta (toda aberta).
A temperatura no compartimento do motor esquerdo (L) ou direito
(R) está acima de 450ºF.
A pressão da bomba elétrica de combustível esquerda (L) ou direi-
ta (R) caiu abaixo de 5 PSI.
A pressão da bomba elétrica de combustível esquerda (L) ou direita (R) caiu abaixo de 5
PSI.

A pressão de óleo do motor esquerdo (L) ou direito (R) caiu abaixo
de 40 PSI.
A pressão de óleo do motor esquerdo (L) ou direito (R) caiu abaixo de 40 PSI.
A temperatura do óleo do motor esquerdo (L) ou direito (R) está
acima de 90ºC.
A temperatura do óleo do motor esquerdo (L) ou direito (R) está acima de 90ºC.
O sistema amplificador de controle do flape falhou ou há uma assimetria de flape.
A garrafa de extinção de fogo do motor esquerdo (L) ou direito (R)
está eletricamente descarregada.
A garrafa de extinção de fogo do motor esquerdo (L) ou direito (R) está eletricamente
descarregada.
A potência do inversor falhou.
O gerador do motor esquerdo (L) ou direito (R) falhou (OFF).
O gerador do motor esquerdo (L) ou direito (R) falhou (OFF).
A temperatura da bateria está acima de 130ºF.
Falha na alimentação dos instrumentos do painel principal.

O diferencial de pressão na cabine ultrapassou 5,7 PSI.
A altitude da cabine está acima de 10.500 pés (Chey I) ou 11.500 pés (Chey II e II XL).
Um dos sete pinos de travamento da porta não está travado corretamente.
A porta do bagageiro de nariz ou o acesso ao radome não está travada.
A caixa do excitador de ignição do motor esquerdo (L) ou direito
(R) está ligado.
O ângulo das pás das hélices do motor esquerdo (L) ou direito (R)
está em 12º (graus) ou menor.
O indicador de partida do motor esquerdo (L) ou direito (R) está
energizado.
A fonte de ar para a cabine não está na posição ar-pressurizado.
A alimentação externa (EPU) está acoplada ao receptáculo apropriado.
O modo alto (HI) da ECS está selecionado (31 PSI).
O interruptor de sangria de ar do motor esquerdo (L) ou direito (R)
está posicionado em OFF.
O desvio no duto de distribuição de ar na cabine (ECS) está ligado.

O duto de sangria de ar no motor esquerdo (L) ou direito (R) está
com um vazamento ou uma condição de superaquecimento entre
350º a 475ºF.
A temperatura do ar na cabine, pelo duto de distribuição, ultrapassou 250ºF.
O sistema anti-gelo do motor esquerdo (L) ou direito (R) está inoperante.
Quando piscando, informa que há uma luz vermelha acesa no painel anunciador.
O piloto automático falhou.
O circuito individual de comunicação de solo está ligado.
O sistema do trem de pouso não está travado adequadamente.
O trem de pouso está em baixo e travado.
O sistema de embandeiramento automático está armado.
O sistema de embandeiramento automático falhou.
A força elétrica para o sistema de compensador falhou.
O controle do giro direcional não está no modo livre.

***** PAINEL DOS INSTRUMENTOS DE VOO *****
O Piper Cheyenne oferece dois modelos distintos de painel de comando. Uma cabine clássica e outra
toda modernizada, onde todos os instrumentos são inteiramente iguais em funcionamento, indicações e
marcações, em ambos os modelos e variantes.
PAINEL PRINCIPAL DO PILOTO - FULL IFR

LOCALIZAÇÃO DOS INSTRUMENTOS DE VÔO – PAINEL DO PILOTO
1. Indicador de Atitude
2. HSI
3. Altímetro
4. Climb & TCAS
5. Rádio Altímetro
6. Velocímetro
7. Turn & Bank
8. RMI KNI-582
9. Indicador de OAT
10. Relógio Digital
11. Teste de Pressurização
12. Pressão do Giroscópio
13. Pressão Pneumática
14. Inversor & Barramento
15. Torque do Motor
16. Indicador do ITT
17. RPM de Hélice
18. RPM da Turbina
19. Fluxo de Combustível
20. Pressão de Combustível
21. Pressão do Óleo
22. Temperatura do Óleo
23. Painel de Áudio KMA-28
24. Rádios COM 1 / 2
25. Rádios NAV 1 / 2
26. GPS Trimble 2000
27. ADF 1 KR-87
28. Seletor de Altitude KAS-297
29. Indicador do VOR KM-551
30. Indicador dos Flapes
31. Controlador da Pressurização
32. Interruptor do HTG
33. Freio de Estacionamento
34. Localização do Manche
35. Indicador do Trem de Pouso
36. Controle do Oxigênio
37. Anunciador KAP-285
38. Luz do “MASTER CAUTION”
39. Interruptor NAV / GPS
40. Displays dos Anunciadores
41. Teste dos Anunciadores
42. Sistema SAS (só Cheyenne II)
43. Sincronizador de Hélice.

PAINEL SUPERIOR – CHEYENNE I, IA e II
1. Controle do Giro Direcional Esquerdo
2. Controle do Giro Direcional Direito
3. Amperímetro do Gerador Esquerdo
4. Voltímetro
5. Amperímetro do Gerador Direito
6. Interruptor da Luz “Use Cintos”
7. Iluminação Superior
8. Interruptor da Luz “Não Fume”
9. Interruptor da “Luz de Saída”
10. Interruptor do Farol de Ponta de Asa
11. Interruptor do Farol de Pouso
12. Interruptor da Luz de Táxi
13. Interruptor da Luz Anti-Colisão
14. Interruptor da Luz de Posição
15. Interruptor da Bateria
16. Interruptor do Aquecedor do Pára-brisa
17. Interruptor do Aquecimento do Pitot
18. Interruptor do Sistema de Degelo
19. Interruptor da Iluminação da Cauda
20. Extintor de Fogo dos Motores
22. Interruptor “Oil Cooler Door”
23. Interruptor da Bomba de Combustível
24. Interruptor de Ignição do Motor
25. Partida dos Motores e Geradores
26. Interruptor das Luzes do Painel
27. Interruptor das Luzes de Mapa
28. Interruptor do ELT
29. Botão para Desacoplar a Partida dos Motores
(somente no Cheyenne II)

PAINEL SUPERIOR – CHEYENNE II XL
1. Controle do Giro Direcional Esquerdo
2. Controle do Giro Direcional Direito
3. Amperímetro do Gerador Esquerdo
4. Voltímetro
5. Amperímetro do Gerador Direito
6. Interruptor da Luz “Use Cintos”
7. Iluminação Superior
8. Interruptor da Luz “Não Fume”
9. Interruptor da “Luz de Saída”
10. Interruptor do Farol de Ponta de Asa
11. Interruptor do Farol de Pouso
12. Interruptor da Luz de Táxi
13. Interruptor da Luz Anti-Colisão
14. Interruptor da Luz de Posição
15. Interruptor da Bateria
16. Interruptor do Aquecedor do Pára-brisa
17. Interruptor do Aquecimento do Pitot
19. Interruptor da Iluminação da Cauda
20. Extintor de Fogo dos Motores
22. Interruptor “Oil Cooler Door”
23. Interruptor das “Bleed Air”
24. Interruptor da Bomba de Combustível
25. Interruptor de Ignição do Motor
26. Partida dos Motores e Geradores
27. Interruptor das Luzes do Painel
28. Interruptor das Luzes de Mapa
29. Interruptor do ELT

LOCALIZAÇÃO DOS INSTRUMENTOS DE VÔO – PAINEL DO CO-PILOTO
1. Painel de Áudio KMA-28
2. Rádio COMM 1 KY-196A
3. Rádio COMM 2 KY-196A
4. Rádio NAV 1 KN-53
5. Rádio NAV 2 KN-53
6. GPS Trimble 2000
7. Rádio ADF 1 KR-87
8. Seletor de Altitude KA-S297
9. Controle e Posição dos Flapes
10. Controle dos Aviônicos
11. Transponder 1 e 2 KY-76C
12. Rádio ADF 2 KR-87
13. Interruptor “Ground Clearence”
14. Fonte de Pressão Estática
15. Velocímetro
16. Indicador de Pau e Bola
17. Totalizador de Combustível
18. Seletor de Posição dos Flapes
19. Controle do Limpador do Pára-Brisa
20. Painel de Conforto da Cabine
21. Medidor do Fornecimento de Oxigênio
22. Degelador
23. ADI
24. HSI
25. RMI
26. Relógio Digital
27. Altímetro
28. VSI
29. Totalizador de Combustível
30. Radar Policromático

PEDESTAL CENTRAL
Cheyenne I & IA Cheyenne II & II XL
1. Manete de Potência
2. Manete de Hélice
3. Manete de Condição
4. Controle do AP & YD KC-290/291
5. Compensador do Profundor
6. Compensador do Leme de Direção
7. Compensador do Aileron
1. Manete de Potência
2. Manete de Hélice
3. Manete de Condição
4. Controle do AP & YD KMC-340
5. Compensador do Profundor
6. Compensador do Leme de Direção
7. Compensador do Aileron

PAINEL DO PILOTO – INSTRUMENTOS PRIMÁRIOS
KCI-310 / Indicador de Direção e Atitude
1. Indicador de Atitude.
2. Diretor de Voo.
3. Indicador de Rampa de Planeio.
4. Símbolo de Eixo de Pista.
5. Indicador de Altitude de Decisão.
6. Indicador RNAV: ilumina quando o "GPS" for a fonte de navegação principal.
7. Botão de teste e luz anunciadora do Piloto Automático (ADI).
8. Indicador de curva coordenada.
KPI-553A / Indicador de Situação Horizontal - HSI
1. Indicador de Desvio de Curso – CDI.
2. Indicador de Rampa de Planeio.
3. Indicador de Proa.
4. Indicador do OBS.
5. Botão seletor do OBS.
6. Botão Seletor de HDG (prôa).
7. Interruptor Seletor de NAV2 / ADF2.
8. Bandeirola NAV/ADF.
9. Leitura de Distância DME1 ou DME2.
10. Leitura de Distância DME 2 ou DME1 (VOR/DME).
11. Indicador TO / FROM.
Indicador de Altimetria (Altímetro)
1. Leitura de Altitude Numérica.
2. Indicador de Pressão em Milibares (QNH/QNE).
3. Indicador de Pressão em Polegadas de Mercúrio (QNH/QNE).
4. Botão de ajuste de Pressão Barométrica.
Indicador de Velocidade Vertical (analógico)
1. Indica razão de subida ou descida em pés / min x 100.

SAS – Sistema de Indicação de Ângulo de Arfagem
1. Indicador de Margem de Estol.
O sistema de indicação de ângulo de arfagem é incorporado ao sistema de contro-
le do profundor e serve para melhorar a estabilidade estática longitudinal do avião.
Os principais componentes do SAS incluem um sensor de ângulo de ataque, um
computador, um servo-atuador, um elevador de pulsos e um conjunto de cabo. O
sensor de ângulo de ataque, localizado no lado direito da seção do nariz, transmite
o ângulo de ataque real do avião ao computador do SAS.
Com base na informação da aleta sensora de ângulo de ataque, o computador envia um sinal ao servo-atuador, lo-
calizado na parte traseira da fuselagem do avião, que é conectado em baixo do mecanismo de controle do profun-
dor enviando um sinal de comando ao conjunto de cabos. O servo-atuador oferece tensão variável à mola do pro-
fundor melhorando a estabilidade logitudinal, permitindo assim um comando mais versátil no profundor.
Também é incorporado ao SAS um indicador de “Margem de Estol”, (1) que recebe sinal do computador do SAS. O
indicador fornece informação visual ao piloto da relação entre a velocidade de estol e velocidade para qualquer
configuração do avião. O indicador é marcado por cinco zonas de códigos: vermelha (estol), vermelho e preto (avi-
so de estol), amarelo (pré-estol), branco (30% acima do estol) e verde (velocidade superior a 30% acima do estol).
Uma função adicional do sistema de indicação de ângulo de arfagem (SAS) é o de proporcionar um alerta sonoro ao
piloto, através da buzina de estol, de uma possível condição de estol.
1. Indica a razão de subida ou descida em pés / min x 100.
Indicador de Velocidade Vertical com Visor de TCAS
1. Indica razão de subida ou descida em pés / min x 100.
2. Seletor de “Acima/Nivelado/Abaixo”. Faz mudar no visor os alvos do TCAS
entre as áreas acima da aeronave (acima até 2.000 pés - "ABV"), no mesmo
nível da aeronave (1.000 pés para acima e para abaixo - "LVL") e abaixo do a-
vião (até 2.000 pés abaixo - "BLW").
3. O seletor de alcance do TCAS alterna o alcance do sistema TCAS entre as fai-
xas entre 6 a 12 Nm.

Rádio Altímetro
1. Indica a altitude acima do solo até 2.000 pés, com incrementos a cada 100
pés.
2. Seletor de Altura de Decisão (DH).
3. Indicador de Aviso do DH.
4. Botão de Teste.
5. Bandeirola de aviso de falha no sistema - Advertência para uma indicação
confiável. Esta bandeirola é exibida quando a energia nos aviônicos não está
mais disponível ou confiável.
Indicador de Velocidade (ASI)
1. Indicador de Velocidade Indicada.
2. Linha Radial Azul: Melhor Razão de Subida Monomotora.
3. Linha Radial Vermelha: Velocidade Mínima de Controle no Ar.
4. Arco Verde: Faixa de Operação Normal.
5. Arco Branco: Faixa de Operação com os Flapes.
Indicador de Curva Coordenada (pneumático)
1. Ponteiro Indicador de Curva.
2. Bola Indicadora de Deslizamento.
Este instrumento indica que forças gravitacionais e centrífugas estão agindo no
avião. O ponteiro indicador de curva (1) é conectado ao sistema giroscópio de ar
estático e marca a razão de curva do avião em graus por segundo. Uma curva de
razão padrão exibe uma razão de giro de 3º (graus) por segundo no giro direcional.
Esse é um inclinômetro simples composto por uma bola contida em um tubo de
vidro selado, cheio de líquido (2). Em uma curva, seu ângulo de inclinação pode
ser muito rápida ou muito lenta e será indicado pela bola (2) que se deslocam do
centro para o exterior ou para o interior da curva.
Collins RMI-30 / Indicador de Rádio Magnético
1. Agulha Indicadora de VOR1 / ADF1.
3. Botão Seletor de VOR1 / ADF1.
5. Bandeirola de Aviso de HDG: Indica uma falha da bússola. Isto geralmente
resulta quando o inversor não alimentar o giroscópio.
Informações de “Curso e Proa” são fornecidas ao RMI pela bússola do giroscópio.
É necessário ter o inversor operando para operar o sistema de giroscópio (para
verificar o funcionamento adequado do inversor, faça o cheque devido e verifique
o interruptor da barra de alimentação principal).

Instrumentos dos Motores
1. Indicador de Torque do Motor (leitura digital só no Cheyenne II XL):
Indica o torque calibrado em libras-pé x 100.
2. ITT do Motor:
Indica a temperatura no interior da turbina entre os diversos estágios. É
calibrado em graus Célcius x 100 e medidos por sondas entre o com-
pressor da turbina e da turbina de potência.
3. Indicador da RPM de Hélice:
Indica a velocidade da hélice (Np). Calibrado em RPM x 100, a velocida-
de da rotação da turbina de potência é diminuída através da caixa de re-
dução, que é ligada à hélice. Com uma velocidade indicada na hélice de
2.200 RPM, a velocidade de potência da turbina (Np) é de cerca de
33.000 RPM (todos os valores para Cheyenne II, e outros modelos po-
dem variar).
4. Indicador de RPM do Compressor da Turbina:
Indica a velocidade do compressor da turbina (Ng) e é calibrado em por-
centagem. Com a indicação de 100%, a velocidade do compressor da
turbina é de 37.500 RPM. Na indicação máxima de 101,5%, a velocidade
do compressor da turbina é de 38.100 RPM (todos os valores para Che-
yenne II, e outros modelos podem variar).
5. Indicador de Fluxo de Combustível (Libras por hora):
Indica a razão de fluxo de combustível para o motor e é calibrado em
centenas de libras por hora.
6. Indicador de Pressão de Combustível (PSI):
Indica a pressão da bomba de impulso de combustível para o motor e é
calibrado em PSI.
7. Indicador de Pressão de Óleo (PSI):
Indica a pressão de óleo do motor e é calibrado em PSI. É transmitida a
partir da saída da bomba de pressão do óleo antes do óleo entrar nos
canais de lubrificação do motor.
8. Indicador de Temperatura do Óleo:
Indica a temperatura do óleo do motor e é calibrado em graus Célcius. É
transmitida a partir da saída da bomba de pressão do óleo antes do óleo
entrar nos canais de lubrificação do motor.

PAINEL DO PILOTO – INSTRUMENTOS SECUNDÁRIOS
Indicador de Temperatura do Ar Externo (OAT)
Indica a temperatura externa do ar. São exibidos na escala em ambas as tempera-
turas, graus Célsius (ºC) e graus Fahrenheit (ºF).
Astrotech LC2 / Relógio e Cronômetro
O Astrotech LC2 funciona tanto quanto um relógio como um cronômetro. Por pa-
drão ele está configurado para exibir 24 horas.
1. Visor de 4 Dígitos.
2. Botão SET – RST.
3. Botão de Modo.
4. Botão ST/SP – DT/AV.
O botão “MODE” (3) alterna entre "Clock" e "Timer”. O modo temporizador é indi-
cado por uma bandeirola acima das letras "Timer".
O modo temporizador (1) inicia-se com minutos e segundos, após muda para ho-
ras e minutos, quando a primeira hora estiver completa.
Clicando no botão ST/SP (4), continua a função timer. Pressionando o botão RST (2) após ST/SP (4), redefine o timer
a “0”. Quando operando no modo “Relógio”, a data atual será exibida quando for pressionado o botão DT/AV (4).
Indicador de Pressão do Giro & Pneumático
Esses medidores indicam a pressão no sistema pneumático e giroscó-
pio. Ambos os sistemas são pressurizados por sangria de ar dos moto-
res. Em condições normais, a pressão pneumática deve ser de 18 PSI. A
pressão no Giro deve variar entre 4,2 a 6,2 Pol/Hg.
Interruptores dos Inversores & Barras de Alimentação
1. Seletor Inversor 1/OFF/2.
2. Interruptor GYRO/INV Bus Tie.
Os Inversores convertem a energia 28-VDC dos geradores em energia alternada de
115/26 VAC 400 Hz. A função do interruptor GYRO/INV Bus Tie (2) seleciona o barra-
mento esquerda ou direita como a principal fonte de energia para a alimentação DC. O
seletor Inversor 1/OFF/2 (1) seleciona o Inversor 1 ou 2 como ativo.

Interruptor de Teste do HTG (Left – Right)
Estes dois interruptores (1 e 2) são usados para testar os governadores hi-
dráulicos das hélices antes do vôo. Quando estiver operando corretamente,
com as manetes de hélice totalmente à frente (fixado em 1.625 RPM), pres-
sionando o botão HTG apropriado, irá resultar em uma redução de 85 RPM
no Np. Retornando o interruptor para a posição central irá retornar o Np para
1.625 RPM.
Botão de Controle de Oxigênio
O botão de controle de oxigênio controla, através de cabos, a válvula de fechamento ma-
nual. Quando for comandado, o oxigênio é fornecido para a cabine de comando e a de
passageiros. Com pressão variando entre 22 ou 48 pés cúbicos, a garrafa de fornecimento
de oxigênio é instalada atrás do compartimento de bagagens do nariz do avião. O sistema
de oxigênio foi projetado para fornecer oxigênio de emergência à tripulação e aos passa-
geiros para o vôo em altitudes acima de 10.000 pés.
Controlador de Pressurização (Garret ou Dukes)
Veja como aprsesentado na seção “Sistema de Pressurização”, na página 67,
a descrição detalhada do sistema de pressurização da cabine e o funciona-
mento dos controladores Garret e Dukes.

PAINEL DO CO-PILOTO – INSTRUMENTOS DO PAINEL
Indicador de Direção e Atitude
1. Botão Para Armar o Instrumento.
2. Bandeirola de INOP do instrumento.
3. Botão de Ajuste da Barra de Atitude.
O botão para armar o horizonte artificial (1) bloqueia o instrumento na posição cen-
trada para evitar danos ao sistema giroscópio em caso de turbulências severas.
KI-525A / Indicador de Situação Horizontal - HSI
1. Botão de Controle do OBS.
2. Botão de Controle do HDG.
3. Bandeirola de Advertência do NAV.
4. Bandeirola de Advertência do HDG.
5. Indicador de Desvio de Curso – CDI.
6. Indicador de Proa.
7. Indicador da Rampa de Planeio.
Collins RMI-30 / Indicador de Rádio Magnético
5. Bandeirola de Aviso de HDG: Indica uma falha na bússola. Isto geralmente
resulta quando o inversor não alimentar o giroscópio.
Informações de “Curso e Proa” são fornecidas ao RMI pela bússola do giroscópio.
É necessário ter o inversor operando para operar o sistema de giroscópio (para
verificar o funcionamento adequado do inversor, faça o cheque devido e verifique
o interruptor da barra TIE).
Astrotech LC2 / Relógio e Cronômetro
1. Visor de 4 Dígitos.
2. Botão SET – RST.
3. Botão de Modo (alterna entre “Clock” e “Timer”).
4. Botão ST/SP – DT/AV.
O modo temporizador é indicado por uma bandeirola acima das letras "Timer".
Esse modo (1) inicia-se com minutos e segundos, depois muda para horas e minu-
tos, quando a primeira hora estiver completa.
Clicando no botão ST/SP (4), continua a função timer. Pressionando o botão RST
(2) após ST/SP (4), redefine o timer a “0”. Quando operando no modo “Relógio”, a
data atual será exibida quando for pressionado o botão DT/AV (4).

Indicador de Altimetria (Altímetro)
1. Leitura de Altitude Numérica.
2. Indicador de Pressão em Milibares (QNH/QNE).
3. Indicador de Pressão em Polegadas de Mercúrio.
4. Botão de ajuste de Pressão Barométrica.
1. Indica a razão de subida ou descida em pés / min x 100.
Indicador de Velocidade (ASI)
1. Indicador de Velocidade Indicada.
2. Linha Radial Azul: Melhor razão de Subida Monomotora.
3. Linha Radial Vermelha: Velocidade Mínima de Controle no Ar.
4. Arco Verde: Faixa de Operação Normal.
5. Arco Branco: Faixa de Operação com os Flapes.
Indicador Pneumático de Curva Coordenada
1. Ponteiro Indicador de Curva.
2. Bola Indicadora de Deslizamento.
Este instrumento indica que forças gravitacionais e centrífugas estão agindo no
avião. O ponteiro indicador de curva (1) é conectado ao sistema giroscópio de ar
estático e marca a razão de curva do avião em graus por segundo. Uma curva de
razão padrão exibe uma razão de giro de 3º (graus) por segundo no giro direcional.
Esse é um inclinômetro simples composto por uma bola contida em um tubo de
vidro selado, cheio de líquido (2). Em uma curva, seu ângulo de inclinação pode
ser muito rápida ou muito lenta e será indicado pela bola (2) que se deslocam do
centro para o exterior ou para o interior da curva.

Medidor de Quantidade de Combustível
1. Indicador de Combustível nos Tanques da Asa Esquerda.
2. Indicador de Combustível nos Tanques da Asa Direita.
Obs.: Escala em Libras x 100.
Indicador de Posição do Flape & Botão de Teste
1. Agulha indicadora de posição dos flapes.
2. Interruptor de teste.
3. Nível de posicionamento dos flapes: podem ser definidas para as seguin-
tes posições: 0 °, 15 °, 40 °.
Interruptor de Rádios (Autorização de Solo)
Quando pressionado fornece energia para o painel de áudio e receptores da
COM1 e NAV1. Permite receber ATIS e uma comunicação com o controle
sem a necessidade de ligar a bateria da aeronave. O interruptor principal dos
Aviônicos e o interruptor da bateria precisam estar na posição OFF para que
este dispositivo funcione corretamente.
Controle de Fonte de Pressão Estática
Leituras anormais nos instrumentos que dependem de ar estático podem
indicar falhas nas tomadas externas de pressão estática. Uma fonte alterna-
da, localizada dentro da seção do nariz da aeronave e fora do vaso de pres-
são, supre ar estático aos instrumentos do piloto.
Ao selecionar a posição ALTERNATE SOURCE, no seletor da válvula de pressão estática, irá desconectar os instru-
mentos do piloto de sua fonte normal e conectá-los para a fonte alternada.

***** CONTROLE AMBIENTAL (PAINEL DO CO-PILOTO) *****
CHEYENNE I, IA e II
1. Botão de Controle do Limpador do Pára-Brisa
2. Interruptor de Controle de Fluxo de Combus-
tível Aquecido
3. Interruptor MODE de Controle Ambiental
4. Interruptor Principal de Controle Ambiental
5. Botão de Controle de Temperatura da Cabine
6. Interruptor de Modo Manual
7. Chave de Controle do Desumidificador
8. Instrumento Medidor de Abastecimento de
Oxigênio
9. Totalizador de Combustível Consumido
10. Descongelador
11. Garfo do Manche
O painel de controle de ambiental contém todos os controles necessários para operar a ventilação, o
aquecimento, o arrefecimento e o sistema de desumidificação. O sistema de ar condicionado pode ser
operado de forma independente ou em conjunto com o aquecedor de ar JANITROL, dependendo so-
mente do modo selecionado. O ar condicionado estará ligado quando estiver na posição A/C (6) e desli-
gará quando estiver na posição HTR (6). Para a operação manual do ar condicionado, o interruptor HE-
ATER FUEL (2) deve estar desligado.
O interruptor MASTER (4) controla o aquecedor, o ar condicionado e a recirculação de ar na cabine. O
interruptor MODE (3) é normalmente utilizado na posição AUTO (3). O piloto só precisará selecionar o
nível de temperatura adequada pelo botão TEMP (5), que regula os sinais de um controlador eletrônico
(um termostato regulável) ligado ao ar condicionado da cabine até atingir a temperatura selecionada. O
interruptor MODE (3) na posição MANUAL (3) é para uso no caso de um mau funcionamento do modo
AUTO (3). Quando a chave MODE (3) for usada na posição MANUAL (3), o aquecedor (2) pode estar
ligado ou desligado, conforme desejado. Para esta operação, o interruptor MANUAL (6) deve ser colo-
cado na posição HTR (6) e o aquecedor do ar condicionado, HEATER FUEL (2), pode estar ligado ou
desligado (conforme desejado).
O interruptor DEHUMIDER (7) fornece meios para diminuir a umidade interna e pode ser usado quando
a chave MODE (3) estiver na posição AUTO (3). O interruptor HEATER FUEL (2) deve estar ligado para
a correta operação do aquecedor de ar quando o interruptor DEHUMIDER (7) estiver na posição ON (7).

CHEYENNE II XL – (Controlador da ECS)
1. Botão de Desvio de Ar da ECS
2. Botão de Modos da ECS
3. Seletor de Sangria de Ar ECS HI/LOW
4. Botão Seletor de Temperatura da Cabine
5. Botão de Controle Manual de Temperatura
6. Interruptor de Ventilação na Cabine
7. Seletor do Limpador do Pára-brisas
8. Alavanca de Controle de Ar na Cabine
9. Interruptor do Desembaçador do Pára-brisa
10. Totalizador de Combustível Consumido
11. Local do Manche
O sistema de controle ambiental (ECS) no Cheyenne II XL é um sistema de controle eletrônico e auto-
mático de temperatura com possibilidade de controle manual para compensar falhas. O sistema de ven-
tilação é do tipo ar por impacto (sem pressão) durante o vôo, caso ocorra falhas no sistema de ar-
condicionado. A fonte normal de ar durante o vôo pressurizado é fornecido pela sangria de ar dos moto-
res através de dutos e uma válvula de fechamento, uma em cada motor.
O controle de sangria de ar para a ECS é feita por uma válvula reguladora de pressão. Esta válvula po-
de ser selecionada para fluxo de ar de alta e baixa através do interruptor ECS SELECT (3). Esse inter-
ruptor (3) deve estar na posição LO no solo, numa decolagem e em voo normal. A posição HI pode ser
usado no solo a fim de fornecer aquecimento ou resfriamento máximo. Quando estiver na posição HI, a
luz anunciadora HI BLEED ON acenderá.
Uma válvula reguladora de pressão de derivação está instalada no sistema. Esta válvula fornece um
fluxo mínimo de ar sangrado a uma bomba de jato que induz ar na entrada para misturar na válvula de
sangria de fluxo de ar, a fim de manter e sustentar a pressurização. A válvula de desvio ECS tem um
circuito de controle manual e automático, controlada pela chave de desvio, a ECS REG (1). Na posição
para cima, ON, abrirá a válvula de derivação e fechar a válvula reguladora de pressão. Estas duas fun-
ções também funcionam automaticamente se qualquer uma das manetes de controle das hélices for
movida para a posição bandeira. Quando o desvio da ECS estiver selecionado em ON, a luz anunciado-
ra ECS REG BYPASS acenderá. A pressão da válvula reguladora irá fechar automaticamente se:

1. Houver uma sobrepressão na ECS; ou
2. Houver uma sobretemperatura na ECS e exceder os valores definidos pelo interruptor de pressão ou
do sensor de temperatura no interruptor térmico.
A principal função do desvio da ECS é reduzir ao mínimo a sangria de ar do motor requisitado durante
voos monomotores. O sistema deve, no entanto, ser selecionado manualmente se houver uma sobre-
pressão ou sobretemperatura na ECS.
O sistema de controle de temperatura é composto por um controlador de temperatura, um interruptor de
modos AUTO e MAN (2), um botão reostato seletor de temperatura nos modos COOL e WARM (4), e o
interruptor MAN TEMP CONT (5), nos modos HEAT e COOL. O interruptor MAN TEMP CONT (5) tem
uma mola que sempre o mantém na posição central. Quando o interruptor (2) estiver em AUTO, o con-
trolador de temperatura estará armado para a entrada dos sensores de temperatura da cabine e o botão
seletor tipo reostato (4) deve ser ajustado para escolher a melhor mistura de ar quente com ar super-
resfriada a fim de produzir uma temperatura agradável.
Para ativar o controle manual, o interruptor de modo (2) deve ser movido para a posição MAN. O botão
reostato seletor de temperatura agora estará desativado e o MAN TEMP CONT (5) estará armado. Man-
tendo nessa opção, para HEAT ou posição centrada, aplica-se energia elétrica diretamente na válvula
de desvio de ar quente do motor selecionado, onde a válvula irá abrir ou fechar.
Dois ventiladores de recirculação de ar na cabine estão localizados nas laterais esquerda e direita da
cabine, logo mais à frente da porta lateral. Os ventiladores são controlados por um interruptor identifica-
do como CABIN FAN (6), no qual têm três posições: HI, OFF e LO.
Durante o vôo despressurizado, um sistema de ventilação de ar estará disponível através de um duto
que se estende desde o trocador de calor da ECS até a entrada de ar. A válvula na caixa de distribui-
ção, CABIN AIR, é controlada por duas posições: PRESS e OUTSIDE. Esta alavanca deve estar na
posição PRESS quando o voo for pressurizado. Durante o vôo despressurizado, a alavanca deve ser
movida para a posição OUTSIDE a fim de poder abrir a válvula da caixa de distribuição e autorizar a
entrada de ar ao sistema de distribuição.

***** SISTEMA DE AUTOMATIZAÇÃO DO VOO *****
CHEYENNE I & IA – (Piloto Automático & Diretor de Voo Bendix-king KFC-250)
Modo de Controle (KC-290):
1. Compensador Vertical AP/FD (Atit./Altit.).
2. Seletor de Proa (HDG).
3. Diretor de Voo (FD).
4. Seletor de Altitude (ALT).
5. Seletor de Navegação (NAV VOR/GPS).
6. Localizador Reverso (curso reverso).
7. Seletor de Aproximação (APPR ILS/VOR).
8. Piloto Automático (AP).
9. Botão de Teste do Piloto Automático.
Modo do Controlador de Guinadas (KC-291):
10. Acoplador do Amortecedor de Guinadas.
11. Luz Anunciadora.
O Piloto Automático & o Diretor de Voo KFC-250 é um sistema completo de três eixos e integrado entre
si, e interligados com quatro instrumentos de comandos de voo e indicadores de navegação movidos a
vácuo ou elétrico (ou três instrumentos a vácuo ou elétrico). Um computador de vôo fornece os coman-
dos calculados ao nível dos três eixos ao Diretor de Voo e ao Piloto Automático. O sistema padrão for-
nece todos os modos de operações, além da capacidade de pré-seleção de altitude. Este capítulo des-
creve os diferentes modos de operação do piloto automático.
Modo de Referência Básica de Altitude – O indicador de comando de vôo e o indicador de situação
horizontal irão mostrar a atitude existente. O comando V-bar sempre estará retraído e fora do campo de
visão do piloto até que seja selecionado o modo AP/FD.
Diretor de Voo (FD) - Comanda o V-bar, indicando o nivelamento das asas e o ângulo de atitude a ser
tomada numa arremetida padrão. A atitude de inclinação da aeronave permanecerá sempre a mesma
do que no momento de sua seleção.

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