AW139 Nav Sys

GROUND SCHOOL AW-139 – SISTEMA DE NAVEGAÇÃO

GROUND SCHOOL AW-139
• 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
• Capítulo 34 – NAVIGATION do TYPE RATING GROUND
COURSE (TRGC)

SISTEMAS DE NAVEGAÇÃO – GERAL
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 (ADS) – GERAL
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 por:
• AFCS
• AHRS
• FMS
• Weather Radar
• TCAS

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
PITOT STATIC PROBES
Cada tubo de pitot é instalado na parte dianteira da fuselagem à frente do
cockpit e incluem:
• Uma tomada de pressão total
• Duas tomadas de pressão estática
• Uma resistência elétrica para aquecimento (prevenção de gelo)
Um orifício de drenagem que permite drenar qualquer água que tenha
condensado dentro da sonda.

AIR DATA MODULE (ADM)
O ADM é um transducer de estado sólido que converte pressão dinâmica e estática em sinais digitais
usados pela MAU para gerar parâmetros de dados do ar, como velocidade calibrada, altitude, velocidade
vertical e OAT.
Os ADM são instalados no nariz da aeronave.
OUTSIDE AIR TEMPERATURE (OAT) PROBES
As duas sondas de temperatura do ar externo detectam a temperatura do ar externo e são instaladas na
fuselagem inferior dianteira.
ALTERNATE STATIC SOURCES
As duas tomadas estáticas alternativas estão localizadas no painel superior: uma na parede lateral LH (co-
piloto) que é parte da ADS 1 e outra na parede lateral RH (piloto) que faz parte da ADS 2.
Cada tomada estática possui um switch que pode ser operado pela tripulação. O controle é protegido por
uma capa vermelha para impedir atuação inadvertida.

ADS - CONTROLES E INDICAÇÃO
1. ADS Switch no RCP
• NORM - O ADS de cada lado é selecionado
como fonte primária nas DUS (ADS 1 copiloto,
ADS 2 piloto)
• 1 – ADS 1 é selecionado como a única fonte
nas DUs do piloto e copiloto.
• 2 – ADS 2 é selecionado como a única fonte
nas Dus do piloto e copiloto
2. ALT SEL knob no DC
• GIRAR – Permite selecionar uma referência de
altitude barométrica no modo ALTA do FD.
3. BARO knob no DC
• GIRAR – Permite selecionar uma referência de
pressão barométrica para o ADM do seu lado.

PRINCÍPIO DE OPERAÇÃO DO ADS
A tomada de Pitot estático LH (copiloto), supre pressão total para o ADM 1 e para o instrumento
standby (ESIS). A do RH (piloto), supre pressão total para o ADM 2 e para o segundo instrumento
standby se instalado.
Duas linhas de pressão estática são obtidas pela interconexão das portas estáticas LH e RH para
compensar qualquer desequilíbrio lateral.
No caso de leitura errada da IAS quando operando sob condições de chuva, uma fonte alternada de
tomada estática no painel superior deve ser selecionada para a posição ALTN. Instruções de uso
estão em placares, localizados perto da seletora.
Cada probe da OAT esta diretamente ligado a sua MAU, logo uma falha do ADM não afetará a sua
indicação.
ADM 1 e o probe da LH OAT é alimentado pela MAIN 1 via ADM 1 CB
ADM 2 e o probe da RH OAT é alimentado pela ESS 2 via ADM 2 CB

USO DO ADS DISPLAY
O uso normal de dados de ADS para exibição à tripulação é “on-side”, ou seja, ADS 1 para DUs do
co-piloto e ADS 2 para DUs do piloto.
No caso de falha de um ADM, a CAS 1 (2) ADS é mostrada e os dados relevantes são perdidos: o
MFD on-side mostra sinalizadores de falha na velocidade, velocidade vertical e altímetro
barométrico.
Para restaurar o indicador de dados do ar, o piloto deve realizar a reversão manual: o seletor ADS
no Reversion Control Panel (RCP) deve ser selecionado para o ADS operacional. O sistema
selecionado fornece informações para todas as DUs e o indicador ADS1 (2) single source é
exibido em ambos os PFDs.
O anunciador de ADS exibe qual ADS (ADS1 ou ADS2) está atualmente em uso para o mostrador
do piloto e do copiloto. O anunciador ADS não é exibido quando as fontes ADS são do ADS on-
side: neste caso, o interruptor de reversão ADS no Painel de Controle de Reversão (RCP) permite
selecionar a fonte ADS para o PFD do piloto e do copiloto.

ATTITUDE & HEADING REFERENCE SYSTEM (AHRS) - GERAL
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

ATTITUDE & HEADING REFERENCE SYSTEM– COMPONENTES PRINCIPAIS
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)
Dois AHRS são instalados no helicóptero, AHRS 1 e 2. As informações de rumo são geradas
pelos giroscópios de fibra ótica (FOG) ou pelo campo magnético da terra como determinado
pelo uso da switch MAG/DG no painel de controle do AHRS.
Informação de TAS proveniente de um ou dos dois ADS é usado para melhorar a
performance de atitude. Em adição, o AHRS é capaz de apresentar altitude inercial e
velocidade vertical se um ou dois ADS fornecerem altitude pressão.
Utilizando dados de GPS em combinação com dados do ar, o AHRS fornece dados
adicionais como GS para navegação.
Os switches de Weight-On-Wheels (WOW) informam ao AHRS, quando aeronave se
encontra em solo.

ATTITUDE & HEADING REFERENCE UNIT (AHRU)
O AHRU é o principal componente eletrônico do
AHRS. Ele contém o conjunto de sensores inerciais,
que inclui FOGs e acelerômetros. O AHRU calcula
parâmetros de voo e exibe funções. Um módulo de
memória armazena dados de compensação da
válvula de fluxo e dados de orientação do AHRU da
aeronave. O AHRU fornece alimentação DC de 28 V
para a válvula de fluxo. Informação da velocidade
verdadeira do ar é fornecida pelos ADMs

FLUX VALVES
A válvula de fluxo consiste em um elemento pendular
sensível que está livre para balançar dentro dos limites,
mas fixado à aeronave em azimute. Existem duas
válvulas de fluxo, uma para cada AHRU.

PAINEL DE CONTROLE DO AHRS
O painel de controle do AHRS permite controlar o funcionamento do
AHRS correspondente.

HORIZONTAL SITUATION INDICATOR (HSI)
O HSI consiste de elementos que fornencem informações essenciais para os pilotos usando
gráficos, textos e símbolos.
O HSI possui tres formatos que podem ser selecionados pelo Display Control (DC):
• Full Compass Format
• Hover Format
• Arc Format

• FULL FORMAT - Apresenta um cartão de bússola de 360°
sobreposto com dados de navegação indicados pelos
bearing pointers e pelo indicador de desvio do curso (CDI)

• ARC FORMAT - Ele mostra um quadrante expandido da
rosa dos ventos de 45° de cada lado com o eixo longitudinal
da aeroave, sobreposto com dados de navegação indicados
pelos bearing pointers e pelo CDI. Também é possível
sobrepor o plano de voo do FMS (botão MAP em DC) e,
também o Radar Meteorológico ou as imagens do EGPWS
(botão WX / TERR no DC).

• HOVER FORMAT - Apresenta as velocidades longitudinal
e lateral da aeronave com o mapa FMS em uma exibição de
360°. O formato de exibição do Hover dá ao piloto uma
exibição das velocidades longitudinal (ao longo do rumo) e
lateral (através do rumo) da aeronave e uma referência de
velocidade desejada para o FD (consulte o capítulo 22-00).
O formato suspenso permite a sobreposição dos dados do
mapa do FMS para dar consciência situacional durante o
Hover. O formato de Hover pode ser selecionado,
alternando o botão HSI no DC; também é selecionado
automaticamente quando os modos Hover (HOV), Transição
para baixo (TD) ou Marcar como destino (MOT) FD são
selecionados.

BÚSSOLA MAGNÉTICA STANDBY

STANDBY INDICATOR – GERAL
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.
STANDBY INDICATOR – PRINCÍPIO DE OPERAÇÃO
Quando o Standby indicator é ligado, ele inicia um processo automático de diagnóstico
antes das operações normais.
Se nenhuma falha for detectada, a indicação ATT FAIL com a mensagem ALIGNING
estará visível no display do ESIS e após 3 minutos o sensor de alinhamento estará pronto
para a operação normal.
Durante uma condição anormal, como o movimento durante o modo de alinhamento, o
indicador irá fazer um reset e uma tentativa de alcançar o modo de operação normal
dentro de 6 minutos quando. Se o alinhamento falhar, a mensagem ira mudar para
ALIGNMENT FAIL e o sistema não ira para o modo de operação normal.
Quando o ESIS estiver operando normalmente, o sistema continua executando os
diagnósticos de auto teste para permitir uma informação precisa.

STANDBY INDICATOR GH-3100 – CONTROLES e INDICAÇÃO
1. M push button - Quando pressionado, habilita o a lista de menu do ESIS.
2. Knob de ajuste - Quando girado, permite correr a lista do menu e realçar o item.
Nota:
O indicador de VNE não indica a VNE atual, é fixa em 167kts.
Opções de Menu:
• FAST ERECT – Pressionar o knob para a inicialização.
• SET BRIGHTNESS OFFSET – Pressionar o knob e após girar o knob para ajuste, pressionar para finalizer.
• FAST ALIGN – Pressionar o knob para a inicialização.
• NAV MODE – Pressionar o knob e após girar o knob para selecionar o modo NAV, pressionar para finalizer.
• SET COURSE - Pressionar o knob e após girar o knob para selecionar o curso, pressionar para finalizer.
• BARO TYPE – Pressionar o knob e girar o knob para selecionar o tipo, pressionar para finalizar.

STANDBY INDICATOR – CONTROLES e INDICAÇÃO
1. M push button - Quando pressionado, habilita o a lista de menu do ESIS.
2. Knob de ajuste - Quando girado, permite correr a lista do menu e realçar o item.
3. ALN – Quando pressionado, realiza o alinhamento rápido do ESIS.
Nota:
O indicador de VNE não indica a VNE atual, é fixa em 167kts.
Opções de Menu:
• BRT– Pressionar o knob e após girar o knob para ajuste, pressionar para finalizer..
• NAV 1 / 2 – Pressionar o knob e após girar o knob para selecionar o modo, pressionar para finalizer.
• NAV (ON/OFF) – Pressionar o knob para trocar a condição atual
• CRS- Pressionar o knob e após girar o knob para selecionar o curso, pressionar para finalizer.
• HPA – Pressionar para mudar a referência do ajuste de altímetro.
• IN – Pressionar para mudar a referência do ajuste de altímetro
• ALT – Pressionar para o tape de altitude em metros aparecer abaixo da indicação da altitude .

RADIO ALTÍMETRO – GERAL
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.

Indicadores e controles do rádio altímetro:
1. O knob DH no (RIC) - Permite mudar o valor da altura de decisão no display do PFD de 20 ate 2500ft.
2. O botão PUSH TEST - Executa o teste do sistema. Ele indica 100 +/- 10ft e uma bandeira TEST aparece
abaixo do tape rádio altímetro.
3. Switch AWG - No painel MISC na posição NORM, uma mensagem de aviso ONE FIFTY FEET é audível
quando descendo abaixo de 150ft. Na posição REGRADE, esta mensagem é suprimida.

DECISION HEIGHT (DH) FUNCTION
O leitor DH é removido para
configurações abaixo de 20 pés.
O valor de ajuste DH é exibido como
uma leitura digital localizada à
esquerda da janela Pressão de
referência barométrica no PFD.
A função DH fornece um alerta visual
para o piloto (a caixa de alerta Near-
to-DH e a bandeira MIN), somente.
Nenhuma mensagem auditiva está
associada à função DH.

DH MINIMUM INDICATION
Durante a descida, quando a altitude
do RADALT é igual a DH + 100 pés,
uma caixa preta vazia é exibida no
quadrante superior direito da esfera de
atitude: esta é a caixa de alerta Near-
to-DH. Quando a altitude do rádio for
igual ou menor que a configuração
DH, o indicador âmbar normal de
vídeo MIN aparecerá na caixa preta
com um contorno âmbar.
Nota:
No caso de falha na comunicação da
ASCB-D ou o DH não for ajustado
pelo piloto, o indicador MIN não
aparecerá.

SELEÇÃO DE HEADING – CONTROLES E INDICAÇÃO
1. Knob do Heading
• Girado, seleciona a proa de 1 em 1 grau.
• PUSH SYNC, quando pressionado seleciona o HDG para
presente proa no mesmo lado do PFD (FD no modo HDG
desacoplado), ou presente proa no PFD com o FD no modo
HDG acoplado. Neste caso o HDG BUG será sincronizado com
o mesmo valor nos dois PFDs.
.

SELEÇÃO DOS BEARING POINTERs
Duas agulhas diferentes podem ser exibidas no HSI. Quando
selecionado, o bearing pointer opera como um RMI (Radio
Magnetic Indicator).
Eles são apresentados no display pressionando os botões BRG O
ou BRG ♢ no Display Controller (DC).
A agulha branca (O) é usada para fontes do lado do copiloto.
A aguha verde (♢) é usada para fontes do lado do piloto.
Os botões permitem a seleção de várias fontes seguindo as
sequências:
OFF → VOR1 → ADF1 (→ DF1) → FMS1 → OFF
OFF → VOR2 → ADF2 (→ DF2) → FMS2 → OFF
As fontes ativas para os Bering pointers são exibidas no canto
inferior esquerdo do PFD.

SELEÇÃO DE NAVEGAÇÃO PRIMÁRIA
O modo de navegação VOR fornece ajuda para short-range navigation. Seleciona-se uma radial e voa-se para a
estação VOR ou se afasta.
O modo de navegação VOR permite que o FLIGHT DIRECTOR forneça orientação lateral no eixo de rolagem para
manter/interceptar a radial selecionada usando o ponteiro do curso no PFD selecionado.
O botão NAV permite alternar entre as fontes de navegação de curto alcance disponíveis exibidas no PFD no lado,
seguindo a sequência:
ON-SIDE VOR/LOC → CROSS-SIDE VOR/LOC → ON-SIDE VOR/LOC

O modo lateral do LNAV intercepta, captura e mantém a perna ativa do plano de voo do
FMS exibido no PFD do lado selecionado. O botão LNAV permite alternar entre as fontes de
navegação de longo alcance disponíveis exibidas no PFD no lado, seguindo a sequência:
ON-SIDE FMS → CROSS-SIDE FMS → ON-SIDE FMS

A fonte de navegação selecionada é exibida na parte superior esquerda do HSI.
As possíveis legendas são:
1. NAV (short-range navigation):
• - VOR1, VOR2, LOC1, LOC2
2. LNAV (long-range navigation):
• - FMS1, FMS2
A fonte de navegação pode ser indicada em qualquer das seguintes cores:

AUTOMATIC DIRECTION FINDER (ADF) – GERAL
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
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

VHF-NAV & DME – PRINCIPAIS COMPONENTES
Os principais componentes do VHF-NAV são:
• dois módulos VHF-NAV (dentro do MRC 1 e MRC 2)
• uma antena VOR/LOC
• uma antena GS
• uma antena MB
• três antenas couplers
Os principais componentes do DME são:
• um modulo DME (dentro do MRC 2)
• uma antena DME
VHF-NAV AND DME – TUNING AND MODE SELECTION
Sintonia de VHF-NAV e DME podem ser feitos via MCDU ou CCD; seleção de modos de operação podem
ser feitos apenas via MCDU.

INDICADORES DO VOR (VHF OMNI-DIRECTIONAL RADIO RANGE)
• NAV SOURCE
.
As legendas VOR1 ou VOR2 são mostradas quando o modo VOR/LOC é selecionado e uma frequência
de VOR está inserida.
Quando uma frequência de localizador está inserida , as legendas LOC1 ou LOC2 são mostradas.
• TO/FROM INDICATOR
O indicador TO / FROM é um triângulo branco sobreposto na linha central do ponteiro do curso. Ele está
posicionado no nariz (TO) ou na cauda (FROM) do símbolo do helicóptero e se move com o ponteiro da
agulha do CDI.

INDICADORES DO VOR (VHF OMNI-
DIRECTIONAL RADIO RANGE)
O DU determina se o helicóptero está voando para ou
da fonte de navegação quando sintonizado em um VOR.
Uma perda de informações confiáveis de rumo do
AHRS, ou uma perda de informações confiáveis de
rumo do receptor NAV inibe o indicador TO / FROM.
• DESVIO DE VOR
A escala de desvio do curso é de ± 10 ° quando o VOR
está selecionado.

INDICADORES DO VOR (VHF OMNI-
DIRECTIONAL RADIO RANGE)
Quando um receptor VOR / LOC é selecionado como
fonte primária de navegação e uma estação DME válida
está disponível, a distância DME correspondente (em
milhas náuticas) é exibida. Quando o DME é sintonizado
para uma estação que não é colocada com o VOR
selecionado, um H é anunciado adjacente à distância do
DME para indicar que está no modo de espera do DME
e não está sincronizado com o VOR.
Acima da leitura de distância, a identificação da estação
DME é exibida, se recebida corretamente.

SISTEMA DE POUSO POR INSTRUMENTOS (ILS)
A escala de desvio vertical é indicada à direita do ADI quando uma
frequência do ILS é inserida e identificada. A escala do GS consiste em um
retângulo com dois Dots acima e abaixo, em que cada Dot representa 1,5º
da rampa da aproximação ILS.
Aeronave equipada com FD, o bug do GS fica magenta quando o FD estiver
acoplado.
MARKER BEACON
Os anunciadores de MB são indicados no lado esquerdo inferior do ADI e
são controlados pela seleção do receptor de NAV (VOR/LOC).
O piloto é alertado na passagem pelo MB pelo anuncio entre 1 segundo em
“inverse vídeo” e 30 segundos enquanto a aeronave sobrevoa o cone de
silêncio do marcador

FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM (FMS) – GERAL
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.
• As funções primárias do FMS são: computação de posição e and planejamento de voo.
Essas funções funcionam com a orientação associada nos eixos lateral e vertical. O banco de dados do
FMS é essencial para essas funções, a fim de recuperar facilmente, fixos de navegação, vias aéreas,
procedimentos, aeroportos, outros dados de navegação e armazenar e recuperar waypoints e planos de
voo.

• Funções secundárias do FMS são perfomance e incluem gerenciamento de
combustível, tempo estimado para o voo, navegação estimada vertical, planos de voo
gravados e outras.
Desde que o FMS esteja recebendo sinais utilizáveis, demonstrou-se capaz para atender
as especificações de precisão de:
• Rota doméstica VFR/IFR, aproximação por instrumentos / terminal e operações (GPS,
VOR, VOR-DME, TACAN, NDB, NDB-DME, RNAV).
Satellite navigation data é baseada no uso de NAVSTAR Global Positioning System
(GPS).
Consulte o Honeywell PRIMUS EPIC® PILOT’S GUIDE para uma descrição detalhada do
FMS.

FMS DISPLAYS AND CONTROL
As telas e dados do FMS são apresentados no PFD (HSI), no MFD (formatos
MAP e PLAN) e no Multifunction Display Unit (MCDU).
O MCDU é o controlador do FMS.
DC (Display Controller) também é usado em conjunto com o FMS para as
seguintes funções:
• Para selecionar o FMS como ajuda primária usando o botão LNAV.
• Para exibir a proa para o waypoint FMS através dos HSI bearing pointers
usando o botão BRG O para o FMS1 e o botão BRG ♢ for para o FMS2.
• Para exibir o plano de voo ativo no HSI do ARC usando a aba MAP no MFD.

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

O FMS também mostra o valor de RNP (Required Navigation Performance) de cada fase do voo. Valores
padrão: RNP 1.0 para Departure e Arrival, 2.0 para cruzeiro e 0.3 para aproximação. O valor de RNP é
mostrado abaixo do waypoint FMS, no lado esquerdo do HSI, quando o FMS está selecionado como fonte
primária de navegação e representada na escala do CDI

MCDU - GERAL
O display do MCDU possui 14 linhas, cada uma
com 24 caracteres.
A primeira linha é a linha de título e a linha inferior
é o bloco de rascunho que é uma área de trabalho
onde o piloto pode inserir ou verificar os dados
antes da linha, selecionando os dados na posição
correta.

Vide pg 496 FMS fase
5 Manual

GLOBAL POSITIONING SYSTEM – GERAL
O Sistema de Posicionamento Global (GPS) fornece dados para orientação de voo e outras informações durante o voo. O GPS
instalado no helicóptero AW139 é um receptor GPS de 12 canais que recebe da constelação de satélites NAVSTAR GPS.
Funções de RAIM e operação autônoma.
O GPS integra informações do ADS com o FMS. Os módulos GPS têm a função primária de determinar
a posição da aeronave a partir dos códigos de sinal. Os dados de saída incluem
• posição tridimensional da aeronave e velocidade
• posição satélite
• pseudo range
• delta range data
Um segundo sistema de GPS opcional (RFM Sup. 37) é um receptor separado com uma antena de GPS ativa.
Identificado como GPS 1, é interfaciado com a MAU e AHRS 1. É um backup para o GPS único instalado na MAU 2 e apenas
utilizado após uma falha do GPS primário.
NOTA
Apenas no software do PRIMUS EPIC Fase 7, Satellite Based Augmentation System (SBAS) compatível com o modulo do GPS
é instalado. Este sistema permite realizar aproximação denominada Localizer Performance with Vertical Guidance (LPV).

GPS – PRINCIAIS COMPONETES
• Um ou dois receptores (que é um modulo GPS dentro da MAU2)
• Um ou duas antenas
GPS – CONTROLE e INDICAÇÕES
A performance do GPS pode ser monitorada pelas páginas GPS STATUS (1/2 e 2/2) e PREDICTIVE RAIN
(1/1) do MCDU.
• RAIM e FOM indicam a posição atual incerta expressa em NM.
• HDOP e VDOP são números que classificam a geometria atual dos satélites nos eixos verticais e
horizontais, sendo 1 a melhor geometria. Normalmente os números de HDOP e VDOP são menores que
10.
• Na quinta linha, o modo operacional do GPS é indicado a seguir:
SELF TEST, INITIALIZATION, ACQUISITION, NAVIGATION, DIFFERENTIAL, ALTITUDE AIDING, VELOCITY
AIDING, FAILED.

O modo de aquisição é usado para rastrear satélites logo após a bateria ser ligada. O GPS
precisa buscar 4 satélites para aquisição da sua posição.
Depois de estar no modo de navegação, o modo de ajuda de altitude se inicia quando menos
de 3 satélites estão sendo rastreados. Neste modo o GPS usa a altitude do computador de
dados digitais do ar (DADC) para ajudar a determinar a posição.
Predictive Raim (PRAIM) calcula o valor estimado de limites de integridade horizontal em
algum lugar ou hora futura.

ATC TRANSPONDER - GERAL
O módulo do transponder XS-856 tem a capacidade de codificação e decodificação para
operar no modo S que permite indicação digital da aeronave e isto é fundamental para operar
com o kit opcional do sistema de TCAS.
O módulo do transponder obtém dados de altitude barométrica pelas funções de dados do ar
através da ASCB-D, seguindo o mesmo arranjo dos outros sistemas de rádio.
O modo S melhorado transmite os seguintes parâmetros:
Proa magnética, Velocidade indicada, Altitude barométrica, Ângulo de curva, Velocidade em
relação ao solo, Velocidade verdadeira, Altitude selecionada.
O módulo do transponder opera em: Modo A, C e S.
Os modos de operação do transponder XS-856 são:
• STANDBY: Pronto, mas não responde, o sistema do XPDR está ligado.
• ALT OFF: Modo do transponder A e S, sem reporte de altitude.
• ALT ON: Modo do transponder A, C e S com reporte de altitude disponível.
• TA: Alerta de tráfego disponível.

ADSB

TAWS / EGPWS – GERAL
O Sistema de Alerta e Prevenção de Terreno (Terrain Avoidance Warning System) é uma rede de segurança
que fornece automaticamente um aviso distinto aos pilotos quando a aeronave que está com base apenas
na leitura do rádio altímetro, e uma aproximação potencialmente perigosa com terreno venha a surgir.
A primeira implementação do TAWS foi o Sistema de Alerta de Proximidade com o Solo (Ground Proximity
Warning System), que foi introduzido na década de 1970 para combater a alta incidência de CFIT. O
melhoramento adicionado as aeronaves como os avisos de áudio do status do trem de pouso e desvio de
glide slope no procedimento ILS foram introduzidos, porém continuou com uma grande limitação pode ser
dependente das informações do rádio altímetro.
Em 1997 o Sistema Melhorado de Alerta de Proximidade com o Solo (Enhanced Ground Proximity Warning
System) foi implementado na aviação e relaciona a posição da aeronave que pode ser uma fonte GPS
interna ao equipamento ou através do FMS, a uma fonte de dados mundial de terreno / obstáculo, dados de
aeroportos, onde o equipamento é atualizado regularmente. Este sistema gera alertas e avisos no qual usa
informações do rádio altímetro e da posição relativa da aeronave.

EGPWS– COMPONENTES PRINCIPAIS
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.

EGPWS
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.
As informações são fornecidas através de duas funções independentes:
EGPWS – GPWS + Terrain Awarrness (TA)
Funções do GPWS
Basicamente separa verticalmente a aeronave do terreno. Ele usa a altitude e as taxas de
altitude de aproximação com o terreno e alerta a tripulação com tempo suficiente para livrar o
terreno / obstáculo, tendo 6 modos de operação:

• Modo 1: Razão de descida excessiva
Durante uma razão de descida excessiva, uma voz “SINK RATE” será ouvida e um aviso “GND
PROX” vai aparecer do ADI. Caso o helicóptero continue com esta razão a mesma voz será
repetida com maior frequência. Quando a aeronave entrar no perímetro critico, a uma voz “PULL
UP” será ouvida e um alerta “PULL UP” vai aparecer no ADI.
• Modo 2: Razão excessiva de proximidade com o terreno
Quando o helicóptero estiver chegando perto do terreno com uma razão excessiva (descida,
nivelado ou até mesmo subindo), uma mensagem de áudio “TERRAIN TERRAIN” é gerada um
aviso “GND PROX” aparece no ADI. Se o helicóptero continuar a penetrar no envelope definido,
uma mensagem de áudio ‘PULL UP” é repetida continuamente e um alerta “PULL UP” vai
aparecer no ADI.
O envelope é tem a sensibilidade diminuída em três situações (Mode 2 B):
1. Trem de pouso em baixo.
2. Aeronave realizando aproximação ILS
3. Dentro de 60 sec depois da decolagem
A mensagem de áudio “TERRAIN” e o aviso “GND PROX” vai aparecer no ADI, até a saída da
aeronave deste envelope definido pelo sistema.

• Modo 3: Perda de altitude após a decolagem
Esta função permite alertar quando a aeronave perder altitude significante após a
decolagem ou arremetida e o trem de pouso já estiver sido colocado em UP, ou quando a
velocidade exceder 50 Kt. O limite do alerta depende do tempo decorrido desde a
decolagem e a perda de altitude. Se o limite for violado um alerta de áudio “DON’T SINK” é
gerado e uma mensagem visual “GND PROX” no ADI vai permanecer ate que a aeronave
estabelece uma razão de subida positiva.
• Modo 4: Liberação do terreno inseguro
Sua função é fornecer alertas quando ocorrer uma distância insuficiente do terreno em
relação a fase do voo e a velocidade. Este modo é subdividido de três formas:
1. Mode 4 A: Cruzeiro e aproximação com o trem de pouso UP, emite um aviso de
áudio “TOO LOW TERRAIN”, quando a aeronave descer abaixo de 150ft de rádio
altímetro e a velocidade acima de 100kt. “TOO LOW GEAR”, quando a aeronave descer
abaixo de 150ft de rádio altímetro e a velocidade abaixo de 100kt. Na autorrotação, o
alerta “TOO LOW GEAR” é dado quando a altitude de 400ft é atingida. Os aviso de áudio
são acompanhados da mensagem visual “GND PROX” no ADI.

Mode 4 B: Cruzeiro e aproximação com o trem de pouso DN, emite um aviso de áudio
“TOO LOW TERRAIN”, para velocidades acima de 120kt a altitudes abaixo de 100ft AGL.
Para velocidades entre 120kt e 80kt, o limite é reduzido de 100ft para 10ft AGL.
Mode 4 C: Decolagem com o trem de pouso UP, emite um aviso de áudio “TOO LOW
TERRAIN”, quando a altitude rádio entra em um valor mínimo para liberar o terreno, com o
trem de pouso UP e velocidade maior que 50kt.
• Modo 5: Desvio excessivo do Glideslope.
Esta função fornece dois níveis de alertas quando a trajetória de voo da aeronave desce
abaixo da rampa do Glideslope na aproximação ILS. O primerio alerta é gerado quando a
aeronave desce mais do que 1.3 Dots da rampa do Glide. Um aviso de áudio
“GLIDESLOPE” é gerado com metade do volume comparado com o outro alerta. Quando a
aeronave descer abaixo de 300ft de rádio altímetro e desvio maior que 2.0 Dots, uma aviso
de áudio “GLIDESLOPE” é gerado com o volume padrão.

• Modo 6: Avisos de alerta
Os alertas são configurados a seguir:
1. Ângulo excessivo de Bank. Um alerta de áudio “BANK ANGLE” é gerado caso os
limites de ângulo de inclinação for excedido. O limite entre 10ft e 50ft AGL é de 30º de
inclinação e aumenta para 45º de inclinação a 500ft AGL. O limite de inclinação aumenta
para 55º a 1000ft e permanece constante a 55º.
2. Ângulo excessivo de Pitch. Um alerta de áudio “TAIL TOO LOW” é gerado caso os
limites que começam em 11º de pitch up a 3ft AGL for excedido, e aumenta para 40º de
pitch up a 45 ft AGL.
3. Call outs de autorotacao. É gerado quando a aeronave estiver em autorrotação e
cruzar as seguintes alturas rádio: “200, 100, 80, 60, 40, 20 ,10”.

FUNÇÕES DE ALERTA DE TERRENO (TA)
O computador do EGPWS utiliza as seguintes informações da aeronave:
• Altitude rádio
• Altitude barométrica e Velocidade vertical
• Ground Speed
• LOC e GS
• Torque do motor
• Velocidade e OAT
• Qualidade do sinal GPS
• Posição do trem de pouso e informação da WOW
• Proa magnética
• Distância
...para determinar a posição 3D da aeronave e criar um envelope de segurança à frente da trajetória de voo.
Este envelope é então comparado com o database de terreno e obstáculo, gerando avios e alertas para a
tripulação quando estes limites forem violados. O TAWS retrata o terreno em frente da aeronave em
densidades variáveis em verde, amarelo e vermelho.
A altitude calculada é geométrica e não altitude barométrica corrigida.

OPERAÇÕES DO
SISTEMA
O sistema fica ativo
continuamente, e durante
as operações normais de
voo ele se mantém em
silêncio. Se selecionado
no HSI do PFD / MFD
MAP page, as
informações em cores
serão apresentadas.

LOW ALT – Esta função é usada para operação VFR a baixa altitude afim de minimizar
os alertas.
• Modo 1 “SINK RATE” e Modo 2 “TERRAIN” inibido
• Modo 3 “DON’T SINK” inibido a 100ft
• Modo 4 “TOO LOW GEAR” e “TOO LOW TERRAIN” com limites reduzidos de 150ft
para 100ft e 100kt para 60kt
• Modo 5 e 6 sem efeito
• Aviso e alerta de TA com limites reduzidos de 26 +/- 5 seg. para 21 +/- 5 seg. e de
18 +/- 5 seg. para 14+/- 5 seg. respectivamente.
G/S CANCEL – Esta função é usada para prevenir o alerta desnecessário do desvio
GLIDESLOPE. O modo é rearmado quando o helicóptero subir acima de 2000ft, descer
abaixo de 50ft e selecionar uma outra frequência de NAV
TERR INHBIT - Esta função inibe todos os avisos e alertas visuais e sonoros da
função “Look-Ahead” do TA.

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.
Quando o sistema for ligado, todas estas quatro opções estarão em OFF.
OFFSHORE MODE – 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.

FIM

1. A partir de qual razão de subida ou descida que o
sistema começa a indicar no PFD?
2. Acima de que altitude, o rádio altímetro deixa de
indicar aos pilotos?
1. 300 ft
2. 2500 ft

AW139 Nav Sys

Recomendados

Recomendados

Mais conteúdo relacionado

Mais procurados

Mais procurados (20)

Semelhante a AW139 Nav Sys

Semelhante a AW139 Nav Sys (20)

Mais de AtisEAD

Mais de AtisEAD (9)

AW139 Nav Sys