Módulo 02

1. Periódico AW-139
Módulo 02

2. • SISTEMA ELÉTRICO
• SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
• PROTEÇÃO CONTRA FOGO
• SISTEMA HIDRÁULICO
• TREM DE POUSO
2

3. SISTEMA ELÉTRICO
SISTEMA ELÉTRICO
A corrente DC é gerada por dois geradores
refrigerados a ar de 30 V e 300 A . Duas baterias
fornecem uma fonte reserva de energia de
emergência no caso de ambos os geradores
falharem, como também fornecem energia para
operações terrestres autônomas e partida do
motor.
A energia elétrica é fornecida aos sistemas da
aeronave por um sistema duplo de barramentos de
distribuição que consistem no Essential (ESS), Main
(MAIN) e Barramentos não essenciais (NON ESS).
Alimentação de uma fonte de alimentação externa
DC também pode ser conectado aos barramentos
da aeronave.

4. ENERGIA ELÉTRICA - DISPOSIÇÃO GERAL
O sistema elétrico consiste em dois sub sistemas semelhantes, no.1 (LH) e nº 2
(RH), cada um consistindo em:
• Um gerador de partida e a unidade de controle do gerador (GCU) relevante
• Uma Bateria (Principal no LH; Auxiliar no RH)
• Um conjunto de barramentos classificados – dos mais importantes – como:
• Barramento essencial ................................(ESS)
• Barramento principal ................................(MAIN)
• Barramento não essencial ....................... (NON ESS)
SISTEMA ELÉTRICO

5. ENERGIA ELÉTRICA - DISPOSIÇÃO GERAL
A Battery Bus é alimentada diretamente pela bateria auxiliar. Ela é usada apenas
para fornecer energia para os gravadores de voo (FDR/CVR e CMC) após o corte
dos motores.
A ESS 1 e 2 são interconectadas via circuit breaker e protegido por diodos para
que não possam alimentar outro barramento da aeronave.
A MAIN 1 e 2 são normalmente isoladas. Um contactor BUS TIE permite a
interconexão para permitir a transferência de força em caso de falha de um
gerador ou quando os geradores não estiverem operando.
SISTEMA ELÉTRICO

6. SISTEMA ELÉTRICO
BATERIAS
Duas baterias de níquel-cádmio são usadas para armazenar energia
elétrica:
• Bateria principal (44 ​​Ah)
• Bateria Auxiliar (13 Ah, padrão, 27 Ah, opcional)
A MAIN BATT é usada para:
• Alimentar o motor de arranque durante o arranque do motor
• Alimentar as barras ESS e MAIN durante emergência no voo (falha
dupla do gerador) ou no solo (motores OFF e a EPU não disponível)
A bateria Auxiliar (AUX) é usada para:
• Alimentar as barras ESS durante o arranque do motor, emergência
no voo (falha dupla do gerador) ou no solo (motores OFF e a EPU não
disponível)
• Alimentar a barra quente

7. SISTEMA ELÉTRICO
RECEPTÁCULO DA FONTE EXTERNA
Uma tomada padrão de 28 VDC é fornecida na
parte inferior do lado direito do nariz para
permitir a conexão de uma fonte de energia
externa.
A fonte externa é usada para:
• fornecer energia a todas as barras de
distribuição DC.
• alimentar o starter durante a partida do motor
A tomada é protegida por uma porta; uma
micro-switch detecta se a porta está aberta e
ativa a CAS EXT PWR DOOR.
Synoptic page apenas
com a GPU conectada.

8. SISTEMA ELÉTRICO
PAINEL DE DISTRIBUICAO DE FORÇA - PDP
Dois PDPs são instalados no teto da cabine
superior dianteira.
Os PDPs são gabinetes que contem
contactores e circuitos de controle que são
usados para:
• Conectar as baterias as barras de
distribuição LOAD BUS 1 e 2.
• Checar e conectar a fonte externa com as
barras de distribuição da aeronave.
• Controlar a operação da BUS TIE.

9. SISTEMA ELÉTRICO
PAINEL DE CIRCUIT BREAKER (CB)
O painel de CBs estão instalados no console
superior do cockpit.
Uma painel de CBs adicional está disponível
quando sistemas opcionais são instalados.
O painel de CBs são divididos da seguinte
forma:
• Grupo LH de CBs conectados aos
barramentos ESS, MAIN e NON ESS #1.
• Grupo RH de CBs conectados aos
barramentos ESS, MAIN e NON ESS #2.
• Um CB de 50ª mantém a ESS 1 e ESS 2
interconectados.

10. SISTEMA ELÉTRICO
BUS TIE
Lógica da BUS TIE:
O contactor fecha de acordo com as seguintes
condições abaixo.
1. BUS TIE switch ON
2. Um GEN on line e outro GEN off line
3. EXT PWR conectada ao barramento da
aeronave.

11. SISTEMA ELÉTRICO
CAS CAUTION AND ADVISRORY MESSAGES

12. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
SISTEMA DE COMBUSTIVEL -GENERALIDADES
O sistema de combustível consiste nos seguintes subsistemas:
• Armazenamento
• Distribuição
• Indicação
A capacidade total do tanque de combustível sem
tanque auxiliar:
• 1588 litros (1270 kg).
Com tanque auxiliar de 400 kg:
• 1670 kg

13. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL

14. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
Os dois tanques são interligados por uma flange aberta que permite o fluxo livre
de combustível. Isso garante o equilíbrio automático do combustível entre os
tanques LH e RH, enquanto o nível de combustível estiver acima da flange (cerca
de 228 kg por tanque).
DISTRIBUIÇÃO DE COMBUSTÍVEL - CROSSFEED
Quando em alimentação cruzada, o tanque com bomba
desligada, NÃO fornecendo combustível para os motores,
tem uma quantidade máxima de combustível não utilizável
de 228 kg. Este combustível inutilizável muda para cinza para
indicar que o tanque não pode mais fornecer combustível.
Feche a X-FEED para restaurar a disponibilidade de até 228 kg
de combustível (o valor retorna para verde). A operação do
motor, no modo de sucção, é assegurada e
a pressão do combustível, no MFD é inválida, mostrando a
cor clara âmbar. Evite manobras abruptas da aeronave.

15. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
FCU
A Fuel Computer Unit é um dispositivo eletrônico que:
• monitora dados da quantidade de combustível (nível) provenientes dos
probes
• fornece a corrente de excitação necessária para probes principais e
secundárias (Tanques LH e RH) e calcula a densidade do combustível e
convertendo o nível de combustível em peso de combustível
• envia dados de quantidade de combustível (peso) para MAU 1 e MAU 2
para indicação nos DUs
A geometria do tanque de combustível faz parte do software da FCU e a
compensação de densidade é calculada em função da temperatura do
combustível.
A FCU compensa a indicação da quantidade de combustível para a atitude
do roll em ± 5 °.

16. SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
LOW LEVEL SENSORS
Dois sensores de baixo nível (LLS) (tipo termistor) estão instalados na parte inferior parte do
probe secundário. Eles são completamente independentes da sondas secundárias e disparam a
CAS 1 (2) FUEL LOW quando o combustível cai abaixo de 92 kg.
ATENÇÃO

17. O objetivo do sistema de energia hidráulica é fornecer a
energia hidráulica necessário para operar:
• o circuito de controle de voo (servo-atuadores do rotor
principal e do rotor de cauda)
• o circuito utilitário (sistema de extensão e retração do trem
de pouso)
O sistema hidráulico é constituído por dois circuitos
independentes, o sistema nº 1 e o sistema nº 2, que
fornecem fluido hidráulico a uma taxa nominal pressão de
207 bar (3000 psi). Ambos os sistemas fornecem energia
hidráulica aos controles de voo.
SISTEMA HIDRÁULICO

18. O sistema nº 1 é usado para operar o trem de pouso
apenas em caso de situações em emergência.
O sistema nº 2 é usado para operar o trem de pouso
em condições normais e é composto por uma válvula
de fechamento do rotor da cauda (TRSOV) para
evitar um possível vazamento de fluido.
No sistema nº 1, uma bomba elétrica fornece fluido
hidráulico com pressão para verificação dos
comandos no pré-voo e somente em solo. Duração
máxima de 2 minutos.
O painel de controle HYD mostra sobre temperatura
e sobre pressão do hidráulico e permite operar no
próprio sistema.
SISTEMA HIDRÁULICO

19. SISTEMA HIDRÁULICO
SISTEMA HIDRÁULICO – INDICAÇÕES
A PWR PLANT PAGE mostra os valores de
pressão e temperatura na área do HYD.
Os valores de pressão nos sistemas no.1 e
no.2 são representados por leitores
digitais sob a legenda 1 BAR 2
respectivamente. Graficamente, esses
valores são representados em um tape
vertical por meio de dois ponteiros
(triângulos) que correspondem à cor da
área na escala.
Os valores de temperatura do fluido nos
sistemas no.1 e no.2 são representados
por leitores digitais sob a legenda 1 ° C 2.
Graficamente, esses valores são
representados em um tape vertical por
meios de dois ponteiros (símbolos T) que
correspondem à cor da área na escala.

20. SISTEMA HIDRÁULICO
FALHAS- NÍVEL DE FLUIDO HID 2 A 50% 28% e 22%
50%
• o sistema nº 1 não é afetado
• PUMP2 e PUMP4 pressurizam o sistema nº 2
• UTIL SOV2 é fechado automaticamente pelo microinterruptor
de nível e a operação normal do trem de pouso não está
disponível. O trem de pouso livre cai por falta de pressão
• SOV1, SOV2 e TRSOV são abertos (controle de vôo nº 1 e nº 2
servos são pressurizados)
• O HYD UTIL PRESS é exibido na janela do CAS e o
piloto deve seguir o procedimento de mau funcionamento
relevante.
NO PAINEL DE CONTROLE HIDRÁULICO
• HYD1 e HYD 2: apagados

21. SISTEMA HIDRÁULICO
28%
sistema nº 1 não é afetado
• PUMP2 e PUMP4 pressurizam o sistema nº 2
• UTIL SOV2 é reaberto automaticamente pelo microinterruptor de
nível de 28%
• SOV1 e SOV2 permanecem abertos (os servos de controle #1 e #2
são pressurizado)
• TRSOV é fechado automaticamente pelo microinterruptor de
nível. #2 rotor de cauda
servo é despressurizado. O fechamento de SOV1 é inibido.
• Aviso de 2 SERVO é exibido na janela do CAS e o piloto deve
seguir o procedimento de mau funcionamento relevante
NO PAINEL DE CONTROLE HIDRÁULICO
• HYD1 e HYD 2: apagados

22. SISTEMA HIDRÁULICO
sistema nº 1 não é afetado
• PUMP2 e PUMP4 pressurizam o sistema nº 2
• UTIL SOV2 e TRSOV são fechados automaticamente pelo mínimo
(22%) microinterruptor de nível. A operação normal do trem de pouso
não está disponível e o trem de pouso cai livremente por falta de
pressão.
O servo do rotor de cauda nº 2 está despressurizado. O fechamento de
SOV1 é inibido
• 2 SERVO
HYD UTIL PRESS
2 HID MIN
“CAUTIONS” são exibidos na janela do CAS e o piloto deve seguir os
procedimentos de mau funcionamento relevantes.
NO PAINEL DE CONTROLE HIDRÁULICO
• HYD1 & HYD 2: apagados.

23. SISTEMA HIDRÁULICO
FALHAS- NÍVEL DE FLUIDO HID 1 A 50% 28% e 22%
50% e 28%
• PUMP1 pressuriza o sistema nº 1
• PUMP2 e PUMP4 pressurizam o sistema nº 2
• UTIL SOV1 e UTIL SOV2 são abertos (tanto NORM quanto EMER
circuitos do trem de pouso são pressurizados)
• SOV1, SOV2 e TRSOV são abertos (controle de vôo nº 1 e nº 2
servos são pressurizados)
NO PAINEL DE CONTROLE HIDRÁULICO
• HYD1 e HYD 2: em branco

24. SISTEMA HIDRÁULICO
22%
o sistema nº 2 não é afetado
• PUMP1 pressuriza o sistema nº 1
• UTIL SOV1 é fechado automaticamente pelo nível mínimo (22%)
micro interruptor. A operação de emergência do trem de pouso não
está disponível
• SOV1, SOV2 e TRSOV são abertos (controle de vôo nº 1 e nº 2
servos são pressurizados)
• 1 HID MIN
IMPRENSA EMER LDG
cuidados são exibidos na janela CAS e o piloto deve seguir
o procedimento de avaria relevante
NO PAINEL DE CONTROLE HIDRÁULICO
• HYD1 e HYD 2: em branco

25. SISTEMA HIDRÁULICO

26. SISTEMA HIDRÁULICO

27. SISTEMA CONTRA FOGO
O propósito do sistema de proteção contra fogo é detectar
superaquecimento ou fogo nos compartimentos do motor e
presença de fumaça no compartimento da bagagem.
O sistema de proteção contra fogo compreende:
• o sistema de detecção de fogo no motor
• o sistema de extinção de fogo no motor
• a detecção de fumaça do compartimento de bagagem

28. SISTEMA CONTRA FOGO
O detector de calor é feito de um
cabo especial chamado firewire
contínuo e um “responder”.
FIREWIRE
É o elemento sensível e consiste em:
• um tubo de aço inoxidável
contendo gás (hélio) sob pressão;
• um material central de núcleo (fio)
localizado dentro do tubo.
O material do núcleo é um material
de absorção de gás impregnado com
hidrogênio.
Uma extremidade do firewire está
conectada ao “responder” e a outra
extremidade é selada.
RESPONDER
O “responder” contém dois
pressure-switches: a switch
de alta pressão e a switch
de baixa pressão.
A switch de alta pressão,
em caso de incêndio ou
vazamento de gás quente,
gera a CAS ENG FIRE.
A switch de baixa pressão,
em caso de falha do
sistema de detecção de
fogo do motor (como, por
exemplo, a quebra de um
tubo) gera a CAS FIRE DET.

29. SISTEMA CONTRA FOGO
FIREWIRE e RESPONDER

30. SISTEMA CONTRA FOGO
O sistema extintor de incêndio é composto por dois sub-
sistemas idênticos e interligados, um para cada
compartimento do motor.
Cada sistema compreende uma garrafa de extinção e
double check T-valve.
As garrafas de extinção são operadas manualmente pelo
piloto no FIRE EXTINGUISHER Control Panel. Quando o
piloto opera o sistema, a double Check T-valve assegura
que apenas uma das duas garrafas de extinção seja
operada. Se o piloto operar o sistema pela segunda vez, a
segunda garrafa será operada.
Existem duas garrafas de extinção com halon e
pressurizadas com gás nitrogênio. As garrafas estão
instaladas em ambos os lados do compartimento do motor
e estão interligadas de forma que o conteúdo de qualquer
uma das duas garrafas pode ser descarregado em qualquer
baia de um motor e / ou ambas as garrafas podem ser
descarregadas em qualquer baia de um motor

31. SISTEMA CONTRA FOGO
Janela na área externa do
compartimento do motor
par indicar a integridade
dos extintores do motor.

32. SISTEMA CONTRA FOGO
O objetivo do sistema de detecção de fogo do
bagageiro é detectar fumaça no compartimento de
bagagem.
O sistema compreende um detector de fumaça
instalado no bagageiro.
O sensor de fumaça é feito por um dispositivo
fotoelétrico que opera no princípio de dispersão de
luz.
O detector detecta quando o nível de concentração
de fumaça excede um nível predeterminado.

33. SISTEMA CONTRA FOGO
EXTINTOR PORTÁTIL DE INCÊNDIO – GERAL
Um extintor de incêndio portátil está
instalado no cockpit entre o assento do
piloto e o do co-piloto.
Um suporte de liberação rápida permite
uma remoção rápida do extintor em caso
de incêndio. O agente de extinção é
HALON 1211 e o extintor de incêndio
portátil pode ser usado contra pequenos
incêndios carbonosos, incêndios líquidos
inflamáveis e incêndios elétricos.
Um extintor de incêndio portátil
semelhante está localizado na cabine.

34. TREM DE POUSO
O trem de pouso é do tipo triciclo retrátil “dianteiro e traseiro”.
O trem de pouso inclui:
• o trem de pouso principal (MLG) localizado à esquerda e à direita
da fuselagem sob os patrocinadores
• o trem de pouso do nariz (NLG) localizado sob o cockpit
• o sistema de extensão / retração do MLG e NLG
• o sistema de frenagem
• o sistema de centralização e travamento automático (ou sistema
de direção) localizado
no NLG
O trem de pouso é operado pelo piloto para realizar:
• retração e extensão normais por meio do Controle do Trem de
Pouso
Alavanca (LGCL)
• extensão de emergência por meio do botão EMER DOWN

35. TREM DE POUSO
O trem de pouso inclui:
• MLG (trem de pouso principal) localizado à
esquerda e à direita da fuselagem sob os
sponsors
• NLG (Nose Landing Gear) localizado sob o
cockpit
• Sistema de extensão/retração do MLG e NLG
• Sistema de freio
• o sistema de centralização e bloqueio
automático (ou sistema de direção) localizado no
NLG
Operação:
• retração e extensão normais por meio da
alavanca do trem de pouso (LGCL)
• extensão em emergência por meio do botão de
pressão EMER DOWN

36. TREM DE POUSO
PERDA DE ENERGIA ELÉTRICA COM LG UP
Em caso de perda de energia elétrica do ESS
BUS 1 ou LDG GEAR CONTR disjuntor
desarmado, o LGCV é desenergizado e a
pressão é aliviada.
Atuadores LG e trem de pouso caem por
causa da gravidade. A LGCL não é
eficaz e as luzes no LGCP não podem
acender. Extensão de emergência
deve ser realizado.

37. TREM DE POUSO
LANDING GEAR CONTROL PANEL (LGCP) E LANDING GEAR CONTROL LEVER
(LGCL)
LGCP – lado direito do console central
- inclui os controles e indicações para:
• Extensão / retração normal da LG
• Operação em emergência da LG (botão EMER DOWN)
• Nose wheel centerlock (interruptor de botão)
• Alavanca do freio de estacionamento
O LGCL tem duas posições: UP e DOWN para controlar a válvula de
controle do trem de pouso, retração e extensão normal da LG. A
alavanca de controle deve ser puxada antes de operá-la. Os
anunciadores de status da LG mostram a posição da LG com a
seguinte lógica:
• 3 luzes verdes para a posição DOWN e LOCKED com LGCL em
DOWN
• todas as luzes apagadas para LG na posição UP com LGCL em UP
• 3 luzes âmbar para qualquer outra condição (LG não segura)
• Luz verde / âmbar para exibir o status do bloqueio do centro NLG
O LGCL está bloqueado na posição DOWN quando o helicóptero está
no solo (micro-switch WOW).

38. TREM DE POUSO
TRAVAMENTO AUTOMÁTICO DA
RODA DO NARIZ NA DECOLAGEM
Se as rodas do nariz estiverem
destravadas e o helicóptero
decolar, o WOW comanda o
atuador de travamento central para
engatar o pino de travamento.
Ao mesmo tempo, os cames do
conjunto de centragem
recentralizam automaticamente
as rodas do nariz.
Os anunciadores UNLK e LOCK e o
aviso NOSE WHL UNLK
mensagem se comportam como
descrito no parágrafo anterior.