Apresentação 04 model atis.pptx

• CONTROLES DE VOO e AFCS
• SISTEMA DE NAVEGAÇÃO
• AVIÔNICOS INTEGRADOS
• EQUIPAMENTOS OPCIONAIS
4

CONTROLES DE VOO E AFCS
ROTOR FLIGHT CONTROLS – GENERALIDADES
Os controles de voo dos rotores permitem o controle de atitude, altitude e direção da aeronave. O controle é transmitido
por meio de hastes, alavancas e links que fazem a interface dos comandos manuais dos pilotos (coletivo, cíclico e pedais
de ambos pilotos) com os controles do AFCS.
O sistema inclui:
• Sistema de controle do rotor principal
• Sistema de controle do rotor de cauda
• Sistema de indicação dos controles de voo dos rotores

TRIM MOTOR
Quatro atuadores rotativos (Trim motors)
são controlados por um sistema de piloto
automático de cada vez: O primeiro AP a ser
selecionado e se chama “TRIM MASTER”.
A função “Autotrim” do Trim Master AP
controla e monitora diretamente
Trim Motors usando um loop de servo de
posição que é fechado dentro da MAU.
O feedback de posição é dado a MAU por
um sensor de posição integrado com o
atuador de compensação rotativo.

Atuadores Lineares
Três conjuntos de atuadores lineares duplos fornecem entradas de controle limitadas para
inclinação, rotação e linhas de controle de voo do eixo de guinada em série com a entrada do
piloto.
Cada conjunto é conectado à linha de controle de voo do eixo relevante através de uma
manivela de dupla ação e uma mola de ancoragem.
Cada conjunto de atuador linear duplo incorpora dois atuadores idênticos e independentes
motores elétricos, um controlado pelo AP 1 e outro controlado pelo AP 2 via
barramentos digitais dedicados.
Durante a operação normal com ambos os pilotos automáticos ativados, cada AP emite
50% da entrada calculada para um eixo.
No caso de operação com um único AP, 100% da entrada computada é fornecida ao
o Atuador Linear on-side: neste caso a autoridade total do controle é
reduzido à metade, resultando em uma degradação da performance do sistema.

SATBILITY AGUMENTATION SYSTEM (SAS)
O SAS melhora as características de pilotagem do helicóptero ao amortecer os
efeitos das perturbações externas de aeronaves de short-term nos eixos de
pitch, roll e yaw e melhora a capacidade de controle durante manobras de
baixa velocidade ou voo pairado.
A função SAS está ativa sempre que o AP está engajado, seja no modo ATT ou
no modo SAS.
O modo SAS destina-se ao uso em que são necessárias manobras extensivas de
aeronaves e o piloto prefere ser hands-on sem a retenção de atitude.
O modo SAS é selecionado por:
• pressionar o botão SAS no controlador do piloto automático ou
• configurar o interruptor FORCE TRIM no painel Miscellaneous para OFF.
Quando o modo SAS é selecionado, sendo um voo hands-on:
• o Autotrim está desativado
• o AFCS pode ser operado com o interruptor FORCE TRIM ON ou OFF
• a mensagem de CAS ATT OFF é exibida na janela CAS e o anunciador SAS é
exibido no ADI (PFD)
NOTE
Cada piloto automático usa o
AHRS do seu lado para cálculos
no modo ATT e SAS; a falha de
um AHRS causa o desligamento
do Autopilot on-side.

MODO DE RETENÇÃO DE ATITUDE (ATT)
O modo ATT é selecionado automaticamente quando um piloto
automático é acionado
(padrão no engajamento).
Ele fornece retenção de atitude de inclinação e rolagem de longo prazo
para vôos sem intervenção e
para acoplamento do Flight Director, além de fornecer estabilização (SAS
função).
No modo ATT o AP pitch and roll Force Trims deve ser ativado
(Interruptor FORCE TRIM no painel MISC em ON).
A atitude de inclinação e rotação a ser mantida é memorizada como
aquela no momento da
noivado.
Alterações na atitude selecionada podem ser feitas por:
• pressionando o botão BEEP TRIM no stick cíclico (normalmente para
pequenos
alterações), ou
• pressionando o botão Force Trim Release (FTR) no stick cíclico e
voando manualmente o helicóptero para atingir a atitude desejada,
então
liberando o FTR para retornar ao modo hands-off.
O piloto pode anular o modo AFCS ATT a
qualquer momento assumindo o
controles manualmente: se o interruptor
FTR não for pressionado, o interruptor de
retenção dentro
o Trim Actuator permite “voar através do
AP” sem alterar o
atitude selecionada. Quando o helicóptero
retornar ao modo hands-off, o modo ATT
traz o helicóptero de volta à atitude
memorizada.

NOTA
-Desengate automático desses modos abaixo
55 KIAS.
-Engajamento VS acima de 2.000 fpm ou
abaixo de -1.500 fpm
resultará no modo retornando a aeronave às
taxas máximas cotadas (2000 fpm ou -1500
fpm).
PHASE 4

NOTA*
— Desengajamento automático
desses modos abaixo de 55 KIAS.
— O engajamento VS acima de 2000
fpm ou abaixo de -1500 fpm
resultará
no modo retornando a aeronave às
taxas máximas cotadas (2000 fpm
ou -1500 fpm)
PHASE 5 AND 6

NOTA **
O uso dos modos IAS, HDG e LNAV abaixo de 60 KIAS é
apenas para operações do Flight Director associadas à RNP
Abordagens APCH.
Selecionar a velocidade do modo IAS para menos de 55 KIAS
resultar em desligamento automático normal de APP, ALTA
Modos VS & TD a 55KIAS e perda da função de segurança
coletiva associada.
NOTA *
—1 Desengate automático desses modos
abaixo de 41 KIAS
—2 Desengate automático desses modos
abaixo de 55 KIAS.
NOTA
Em GA, o armamento
LNAV automático é
permitido abaixo de 41
KIAS.
PHASE 7

SISTEMA DE NAVEGAÇÃO
• AIR DATA SYSTEM (ADS), STANDBY OAT INDICATOR
• ATTITUDE & HEADING REFERENCE SYSTEM (AHRS)
• STANDBY INSTRUMENT (ESIS)
• RADAR-ALTÍMETRO
• ADF, VOR/ILS/MB (VIDL) & DME
• FMS
• GPS
• ATC TRANSPONDER
• ADSB
• TAWS / EGPWS
• WX RADAR

O sistema de navegação está integrado no sistema
aviônico PRIMUS EPIC® e inclui os seguintes
subsistemas:
FLIGHT ENVIRONMENTAL DATA
O sistema inclui:
• Dois AIR DATA SYSTEM (ADS 1 e ADS 2) para fornecer
velocidade do ar, altitude barométrica, velocidade
vertical e temperatura do ar externo
• Um indicador standby de temperatura do ar externo
ATTITUDE AND DIRECTION
O sistema inclui:
• Dois ATITUDE AND HEADING REFERENCE SYSTEM
(AHRS 1 e AHRS 2) para fornecer dados de referência de
atitude e rumo
• Uma Bússola Magnética standby
• Um Instrumento Eletrônico standby (ESIS)
LANDING AND TAXIING AIDS
O sistema inclui:
• Dois sistemas de Rádio Altímetro (RAD ALT)
• Dois sistemas de VOR/ILS/Data Link (VIDL)
DEPENDENT POSITION DETERMINING
O sistema de determinação da posição dependente
usa estações terrestres e / ou satélites orbitais para
determinar a posição e a velocidade do
helicóptero. O sistema inclui:
• Um Distance Measuring Equipment (DME)
• Um Air Traffic Control (ATC) Transponder (XPDR)
• Um ou dois Automatic Direction Finder (ADF)
• Um ou dois Global Positioning System (GPS)

INDEPENDENT POSITION DETERMINING (opcional)
O sistema pode determinar a posição do helicóptero, sem o
uso das estações terrestres e / ou satélites orbitais. O
sistema pode incluir:
• Um Sistema de Radar Meteorológico (WX RADAR)
• Um Sistema Melhorado de Aviso de Proximidade com o
Solo (EGPWS)
FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM (FMS)
O FMS combina as entradas de diferentes sistemas de
aeronaves (GPS, DME, VOR, AHRS e ADS) para fornecer
navegação, comandos laterais e verticais e previsões de
desempenho da aeronave.

AIR DATA SYSTEM – COMPONENTES PRINCIPAIS
Os principais components do ADS são:
• Dois probes de Pitot estáticos
• Dois Air Data Modules (ADM 1 and ADM 2)
• Dois probes de OAT
• Duas tomadas estáticas alternativas
Os dois Air Data Systems (ADS 1 and ADS 2) fornecem:
• Altitude barométrica (BARO)
• Velocidade indicada (IAS)
• Velocidade vertical (VS)
• Temperatura externa do ar (OAT)
Estes dados também são usados pelo:
• AFCS
• AHRS
• FMS
• Weather Radar
• TCAS

ATTITUDE & HEADING REFERENCE SYSTEM – Principais
componentes
Os principais components do AHRS são:
• Duas Attitude and Heading Reference Unit (AHRU)
• Duas Flux Valves
• Dois painéis de controle do AHRS (PLT e CPLT)
O AHRS gera dados de altitude e rumo usados nas DUs,
AFCS, Radar e outros sistemas da aeronave. O AHRS
fornece:
• Ângulos de pitch e roll
• Rumo magnético
• Taxas angulares em torno dos eixos da aeronave
• Acelerações

ESIS
O Eletronic Standby Instrument System (ESIS), está instalado no Painel
de Instrumentos no lado do piloto. É usado como backup para
atitude, direção e dados do ar. Ele contém um cluster de medição
inercial e um transdutor de dados do ar (air data).
O Instrumento de standby é capaz de modo autônomo determinar e
mostrar:
• Pitch Angle
• Roll Angle
• Slip/Skid (Lateral acceleration)
• Heading
• Airspeed
• Barometric Altitude
• Vertical Speed
Adicionalmente, o Standby Indicator recebe e mostra:
• Magnetic Heading
• VOR/ILS Deviations and TO/FROM
• Marker Beacon
The Standby Indicator é alimentado pela the ESS 1 bus via the STBY 1
ATT CB.

RAD ALT
O sistema de Rádio altímetro (RAD ALT) usa sinais de onda
continua de frequência modulada para fornecer:
• Altura rádio
• Alerta de baixa altura
Os dados de rádio altímetro são mostrados no PFD ( Compass
mode, Arc mode e Reversion mode) como a seguir:
• Indicador de rádio altímetro RAD 1 / 2, na parte inferior
direita do PFD quando o RAD ALT  2500ft AGL
• Indicador de baixa altura (na escala barométrica do
altímetro) quando o RAD ALT  550 ft AGL.
A função DH é executada pelas MAUs com base nos dados
onside do rádio-altímetro.
Na energização, o DH não é definido automaticamente. Cada
piloto deve selecionar individualmente a função DH girando o
botão DH no RIC (Remote Instrument Controller).
O leitor DH é removido para configurações abaixo de 20 pés.

ADF
O sistema ADF fornece dados para navegação em voo, navegação de terminal e orientação de área. O
sistema dispõe de recursos para reduzir o ruído durante a navegação e também para melhorar a clareza ao
ouvir sinais de voz.
O áudio ideal e a recepção da marcação são obtidos selecionando o mais adequado dos seguintes modelos:
• ANTENA (ANT): recebe sinal da estação ADF e não calcula a marcação
• ADF: recebe sinal da estação ADF e calcula a marcação relativa à estação
• VOICE: abre a largura de banda IF para melhorar a fidelidade de áudio e não calcula a marcação
• OSCILADOR DE FREQÜÊNCIA DE BATIDA (BFO): adiciona um oscilador de frequência de batida para
recepção de sinais CW.
O áudio ADF é transmitido do barramento de áudio digital para cada painel de áudio no sistema.
Os componentes principais do ADF são
• um módulo ADF (instalado está no lado piloto do MRC 2)
• uma antena ADF
Quando um segundo ADF é instalado, ele é identificado como ADF 1 e o ADF instalado originalmente é
identificado como ADF 2 e é instalado no MRC 1 (lado do copiloto).
A segunda antena ADF está instalada na fuselagem central inferior, atrás da primeira antena ADF.
A seleção e operação do ADF, só poderá ser realizada através do MCDU.
O ADF não esta disponível no modo BACKUP.

VOR / ILS / MB (VIDL) & DME – GERAL
MB (VIDL) & DME – GERAL
O subsistema de navegação e comunicação inclui:
• Navegação VOR / ILS (VHF Omni-Directional Radio Range / ILS)
• Navegação DME (Distance Measuring Equipment)
O Modular Radio Cabinet (MRC) contém o VOR / ILS (VIDL), o DME e o Network
Interface Module (NIM). O NIM fornece funcionalidade de processamento e interface
com o barramento de dados do ASCB. O NIM faz interface com os painéis de áudio por
meio dos barramentos de áudio e microfone digitais. Os rádios são controlados usando
a página TUNE no MCDU ou as janelas inferiores do PFD. A função de
intercomunicação do piloto e o controle de áudio dos rádios são dados pelos painéis de
áudio.
O VHF-NAV prevê:
• VOR lateral deviation
• TO/FROM flag
• VOR bearing and audio
• ILS (LOC+GS) deviations and audio
• MARKER BEACON annunciator and audio

FMS
O Flight Management System (FMS) é
fabricado pela Honeywell. A função do FMS é
dar capacidade de planejamento de voo,
informações de navegação e performance de
voo. O FMS tem capacidade para planejar o
voo da decolagem ao pouso.
Esses perfis incluem Standard Instrument
Departures (SID), Standard Terminal Arrival
Routes (STAR), approaches e missed
approaches.
O FMS combina entradas de outros sistemas
de aeronaves (GPS, DME, VOR, AHRS, ADS)
para navegação de saída, comandos laterais e
verticais e previsões de desempenho de
aeronaves. O FMS usa GPS como sensor de
longo alcance e DME / DME e VOR / DME
como sensores de curto alcance.

Quando o GPS é usado, outros sensores ainda são monitorados quanto a diferenças
de posição em relação à posição do FMS. Outros sensores não contribuem para a
posição do FMS a não ser que o GPS se trona impreciso e indisponível.
Os modos de navegação disponíveis são:
• GPS-DME
• DME-VOR
• DME-AHRS-Dead Reckoning
EPU X RNP
A precisão, em termos de localização, do FMS é apresentada como EPU (Estimated
Position Uncertainty). Consulta-se na página 1 de PROGRESS on the MCDU.
O EPU (em milhas náuticas) representa o raio de um círculo em torno da posição
apresentada, computada pelo FMS. A aeronave pode estar em qualquer posição
dentro desse círculo.
• Se EPU > RNP = DGR (não será possível FMS manter o RNP)
• Se todos os sensores de NAV estiverem inválidos = DR

ENHANCED GROUND PROXIMITY
WARNING SYSTEM
O EGPWS Honeywell MK XXII, fornece ao piloto:
• Apresentação nas DUs de aviso de obstáculo e terreno.
• Call outs, alertas e avisos de voz.
• Avisos visuais e mensagens de alerta.
Os principais components do EGPWS são:
• Um computador do EGPWS.
• Um modulo de configuração do EGPWS.
• Um smart cable para realização de upload do software e
database.
• Um MCDU.

A exibição do terreno apresentada no PFD e
MFD usa as cores verde, amarelo e vermelho
para indicar o seguinte:
• Verde - terreno/obstáculos estão pelo
menos 250 pés abaixo da altitude da aeronave
e há uma distância segura do
terreno/obstáculo
• Amarelo - o terreno é de 250 pés abaixo a
500 pés acima da aeronave
altitude. A aeronave pode não ter uma
distância segura do terreno
• Vermelho - o terreno está pelo menos 500
pés acima da altitude da aeronave. A aeronave
não tem uma distância segura do terreno e
pode não conseguir escapar este terreno.

Na página MAP há uma janela no canto inferior
esquerdo onde dois números separados por
uma barra indicam o terreno mais alto e mais
baixo na rota . Por exemplo 151/003.
Os números de elevação indicam terreno em
centenas de pés acima do MSL e são exibidos
com o terreno mais alto primeiro, e o menor em
seguida. O maior número de terreno é da
mesma cor que o padrão de cor de terreno mais
alto na tela. Se as informações de picos forem
perdidas, a exibição de picos mostrará traços
âmbar no formato - - - / - - -.

OFFSHORE (DISPONÍVEL APENAS COM O PRIMUS EPIC PHASE 7)
Este modo pode ser selecionado para operações Offshore e modifica o
os limites do reconhecimento do terreno para reduzir os alertas.
A água é exibida em azul, a menos que ocorra um Alerta de Terreno.
A seleção deste modo é mutuamente exclusiva para a seleção de NORMAL,
Modos de BAIXA ALTITUDE e SAR.
Esta função reduz significantemente os alertas de terreno. Deve apenas ser usado quando operar
intencionalmente a baixa altitude, incluindo aproximação Offshore. O modo Offshore pode ser usado a
qualquer momento em VMC, mas não deve ser usado em IMC, exceto em aproximação ARA.
Durante o cruzeiro, o modo Offshore deve ser desligado afim de fornecer a máxima proteção sobre o
terreno.
NOTA
Caso a tripulação opte por selecionar a opção TAWS AUDIO MUTE, esta função inibe todos os alertas
sonoros do EGPWS (TA e GPWS) por 5 minutos, exceto os alertas do Modo 6 “BANK ANGLE, TAIL TOO
LOW e Call-outs de autorrotação.

AVIÔNICOS INTEGRADOS
O sistema é baseado no HONEYWELL PRIMUS EPIC® para a
integração dos diferentes sistemas. PRIMUS EPIC® é uma marca
registrada da Honeywell. Ele é referido no manual como sistema
integrado de aviônicos.
A arquitetura do Sistema Integrado de Aviônicos é baseado em:
• 2 Modular Avionic Units (MAU 1 e 2)
• 4 Display Units (DU 1, 2, 3 e 4)
• 2 Modular Radio Cabinets (MRC 1 e 2)
No sistema integrado as unidades de aviônicos são modulares. Essas
unidades contém o hardware necessário para operar o helicóptero
com segurança. O sistema também usa controladores virtuais e
mecânicos para controlar a aeronave. Inclui ainda um sistema de
manutenção para acompanhar o funcionamento do helicóptero. O
sistema integrado de aviônicos faz interface com os sistemas através
de sensores.

Todas as unidades do
PRIMUS EPIC® usam a
rede Virtual Backplane
para o envio de dados
entre os módulos. A
rede Virtual Backplane
inclui:
• Avionic Standard
Communication Bus
version D ( ASCB-D)
• Software e
hardware
necessários para
enviar e receber
dados da ASCB-D

Chamado de computador central, são
designados na aeronave pelos nomes
MAU 1 e MAU 2. São instaladas no
compartimento do nariz da aeronave.
As MAUs possuem todas as unidades e
hardware e as funções necessárias para
operar a aeronave.
As MAUs são compostas por um gabinete
equipado com uma fonte de força e uma
placa mãe que se conecta através de slot e
conectores a outras placas chamadas de
módulo de linha substituíveis, em inglês,
Line Replaceable Module (LRM). Cada
LRM tem uma função especifica dentro
das MAUs.

A configuração padrão para o sistema Honeywell PRIMUS EPIC® inclui o seguinte:
• 4 × Display Units (DU)
• 2 × sets of Controllers for the Display Units
• 2 × Multifunction Control Display Units (MCDU)
• 1 × Inter-Communications System (ICS)
• 2 × VHF communication radio systems (COM)
• 2 × VOR / ILS / MB systems (VHF-NAV)
• 1 × Distance Measuring Equipment (DME)
• 1 × Automatic Direction Finder (ADF)
• 2 × Flight Management Systems (FMS)
• 1 × Global Positioning System (GPS)
• 2 × Air Data Systems (ADS)
• 2 × Attitude and Heading Reference Systems (AHRS)
• 1 × ATC Transponder (XPDR)
• 1 × Radio Altimeter (RAD ALT)
• 2 × Automatic Flight Control Systems (AFCS) including dual Autopilot (AP) and dual Flight Director (FD)
and the following optional systems:
• Weather Radar (WX)
• Lightning Sensor System (LSS)
• High Frequency (HF) communication radio system
• Traffic Alert and Collision Avoidance System (TCAS)
• Enhanced Ground Proximity Warning System (EGPWS)

O sistema de comunicação contém os
equipamentos necessários para comunicação
entre as diferentes aeronaves e entre a
aeronave e as estações terrestres. Este
sistema de comunicação é baseado no Sistema
Modular de Radio (MRS), que é parte do
PRIMUS EPIC®, que integra as seguintes
funções:
• Intercomunicação dos tripulantes
• Intercomunicação cabine / tripulação
• Comunicação rádio
• Integração de áudio
• Rádio navegação
• Informação aos passageiros (PA)

Apresentação 04 model atis.pptx

Recomendados

Recomendados

Mais conteúdo relacionado

Semelhante a Apresentação 04 model atis.pptx

Semelhante a Apresentação 04 model atis.pptx (20)

Mais de AtisEAD

Mais de AtisEAD (19)

Apresentação 04 model atis.pptx