11.5.2 - Sistemas aviónicos (11A e 11B).pdf

Rev. 1 – julho 2021
M11 – AERODINÂMICA,
ESTRUTURAS E SIST. DE AVIÕES
COM MOTOR DE TURBINA
(TMA B1.1)

M11.5.2 Sistemas Aviónicos
OBJETIVO
Compreender, identificar e descrever os sistemas aviónicos:
• Sistemas de Voo Automático (ATA 22);
• Comunicações (ATA 23);
• Navegação (ATA 34);
2

• Sistema que automatiza um conjunto de tarefas relacionadas com o voo, tem
como objetivo reduzir a carga de trabalho e, consequente, reduzir a fadiga da
tripulação durante voos longos;
• Controla a aeronave sem ser necessário o piloto atuar diretamente sobre as
superfícies de manobra. Faz correções de desvio e acerto de rota atuando
nas superfícies de manobra;
• Mantém a atitude e/ou direção da aeronave e reposiciona-a quando ocorrem
alterações, sendo capaz de a manter estabilizada lateralmente, verticalmente
e longitudinalmente;
• O sistema apresenta um tempo de resposta muito mais rápido do que o
homem, permitindo que a aeronave voe com maior precisão;
• Uma das funções principais é a estabilização da aeronave. O sistema deve
ser capaz de reagir e produzir rapidamente as mesmas ações do piloto para
a manter estabilizada;
• Possui modo de operação automático e manual;
3
M11.5.2 – SISTEMAS DE AVIÓNICOS
ATA 22: Fundamentos do voo automático

• O piloto automático, PA, cresceu e atualmente é utilizado em todas as fases
do voo: sistema de controle de voo automático (AFCS ou AFS);
• Sistema de voo automático é usado em aviões comerciais, ligeiros e
helicópteros: é desenvolvido especificamente para cada tipo de aeronave,
mas com um princípio de funcionamento similar;
• Abrange uma grande variedade de sistemas funcionais, podendo incluir
sistemas de voo independentes e de compensação automática, como “yaw
damper” e “pitch trim” e podem variar desde:
 Controlo de estabilidade de um eixo ou ‘nivelador de asa’ (aviões
ligeiros) ao sistema completo de gestão e orientação de voo de piloto
automático, interligando com outros sistemas (aviões comerciais);
• A operação básica do PA consiste na correção do erro detetado: Se a
aeronave não seguir a condição selecionada, gera-se um erro e o sistema
atua automaticamente para corrigir o erro e colocá-la na condição correta;
Fundamentos do voo automático
4

Elementos do controle de Voo Automático
• O controle automático de voo usa sistemas de malha fechada, cujos
elementos atuando em conjunto, efetuam o ciclo de estabilização interna
(estabilização automática). As suas funções são:
 Variação à entrada desejada: deteção das variações na atitude da
aeronave através de sensores de referência (gyros, acelerómetros,
etc.), criando um sinal de erro;
 Ação corretiva: Processamento de sinais, obtendo o valor/direção do
controlo necessário e aplicação dos sinais aos servo atuadores das
superfícies de controle de voo da aeronave;
 Deteção das consequências da correção: feedback da resposta da
aeronave aos sinais de erro;
 Recolocação das superfícies de manobra na posição neutral depois da
perturbação ter sido corrigida.
5

Controlos de “feedback”
6
• Um sistema de controle de malha fechada é um sistema com
retroalimentação (feedback);
• É composto por entrada, processo a ser controlado, resultado, elementos de
deteção e dispositivos controladores/atuadores. A entrada do sistema é o
valor de referência e representa o valor operacional desejado da saída;
• Elementos Sensores: dispositivos de medição usados no circuito de
feedback para monitorizar o valor da saída;
• Controlador e dispositivo de atuação: compara o valor da saída com o valor
da entrada de referência para reduzir a diferença entre eles;
 O controlador e o atuador do sistema são os mecanismos pelos quais as
mudanças no processo são realizadas para influenciar a variável de
saída;
 São projetados especificamente para o sistema, podendo ser motores,
válvulas, interruptores solenoides, cilindros de pistão, engrenagens ou
outros componentes mecânicos e elétricos.

Inner Loop: sistema de malha fechada de auto estabilização.
7
• O número de malhas de controle (inner loop), ou canais do sistema de
controle automático depende do número de eixos controlados;

O sistema PA classifica-se de acordo com o número de eixos sobre os quais o
controle é efetuado:
• PA de um eixo. Controla o eixo de rotação (roll – eixo primário), controlando
os ailerons. É o sistema de controle mais básico, usado em aeronaves
ligeiras de asa fixa para estabilização lateral ou nivelamento de asas;
 O somador da cadeia de controlo recebe um sinal do giroscópio vertical,
que sente o movimento ao longo do eixo longitudinal do avião: o sinal de
erro processado é proporcional ao valor do desvio;
 Os servomotores do sistema atuam sobre os ailerons para corrigirem o
enrolamento e manter o voo nivelado;
8
 Piloto/sistemas navegação podem injetar
sinais de comando no circuito de
controle, permitindo-lhe voltar a aeronave
automaticamente;

• PA de dois eixos. Controla a atitude da aeronave sobre os eixos de roll e
pitch (pitch - eixo secundário), usando dois ciclos ou canais: ailerons (roll) e
leme de profundidade (pitch);
 Para além da cadeia de Roll, existe uma cadeia interna na qual o Vertical
Gyro sente o movimento sobre o eixo lateral do avião (pitch), gerando o
sinal de erro no somador;
 Os servomotores do sistema atuam sobre os ailerons (cadeia de Roll)
para corrigirem o enrolamento e sobre o elevator (cadeia de Pitch) para
corrigir a elevação;
9
 O controle manual, rumo e acoplamento
por rádio são normalmente recursos
padrão neste tipo de PA;
▪ Em alguns casos, com as opções
“selecionar e manter uma altitude
específica”;

• PA de três eixos. Controla a atitude sobre todos os três eixos, usando os
canais de controle especificamente relacionados do sistema de controle de
voo automático:
 Ailerons (roll), leme de profundidade (pitch) e de direção (yaw – eixo
terciário);
 Existe mais um Rate Gyro que sente o movimento sobre o eixo normal do
avião (yaw), gerando o sinal de erro no somador;
 Os servomotores do sistema atuam sobre os ailerons (cadeia de Roll),
sobre o elevator (cadeia de Pitch) e sobre o rudder (cadeia de Yaw);
10
• Um sistema completo de PA possui um
conjunto de 3 cadeias de controlo internas +
cadeias de controlo externas;
• Os aviões atuais utilizam sistemas
redundantes (cada sistema referido como um
canal PA);

• Ciclo Interior. Estabiliza a atitude do avião em volta do eixo pitch ou do eixo
roll;
• Ciclo Exterior. Controla o avião na direção vertical e lateral (velocidade do
ar, altitude, seguimento, interceção de um feixe radio, etc.);
Ciclos de comando
11

• Antes de engatar o PA, deve-se verificar a integridade da sua cadeia fechada
interior para garantir que o sistema pode assumir o controle da aeronave
com segurança;
• Requisitos principais: ligações entre as fontes de alimentação do sistema, os
elementos que compõem o sistema, sinal apropriado e os circuitos de engate
estejam eletricamente completos;
• Autopilot Interlock: série de interruptores e/ou relés, operando numa
sequência específica garantem o engate e o acoplamento dos sinais de
entrada dos elementos de controle da malha externa;
12
Interlock do Piloto automático

• Além dos requisitos de “interlock” deve-se assegurar que o engate do PA
seja suave e sem grandes oscilações no controle da aeronave;
• A aeronave deve estar na atitude de voo desejada antes do engate, pelo que
o sistema de controle automático deve ser sincronizado para manter essa
atitude no engate;
• A sincronização é necessária para evitar que ocorram oscilações bruscas
nos comandos de voo na fase de engate do piloto automático;
• PA não ativado. Para o PA poder sincronizar deve estar ligado à corrente
elétrica e totalmente operativo;
13
Sincronização do Piloto Automático

• PA não ativado. Durante a atuação manual dos pilotos sobre os comandos de
voo, o Computador PA recebe informação da atitude da aeronave do sistema
de referência de atitude;
 O comparador é realimentado com um sinal oposto ao da entrada para
“limpar” qualquer sinal acumulado no servo atuador;
• PA engatado. Os sensores e sistemas de navegação fornecem os dados para
o computador PA. Os sinais de erro gerados nos somadores irão alimentar os
servo atuadores;
 A reação do avião é sentida pelo sistema de referência de atitude que
gera um sinal de feedback para o somador.
14
Sincronização do Piloto automático

• O piloto automático é uma malha de controle fechada que controla a aeronave
por meio dos servos associados na ordem necessária para pilotar o avião;
 Se não estiver acionado, as embraiagens estão abertas para que o piloto
controle o avião;
15
Piloto automático
PA engatado → tarefas
do piloto:
• Seleção e mudança
de modo;
• Configuração dados
de navegação:
velocidade, altitude,
frequências de rádio.
• Seleção das
configurações da
aeronave: flaps, slats,
trem e trim.

• Sistema de canal simples. A tripulação faz parte da monitorização. Só está
disponível um tipo de sensor (p.e ILS);
• Sistema de falha passiva. O sistema de monitorização desliga o sistema
antes que ocorra uma situação perigosa. Usa 2 computadores para
monitorização (2 canais, 2 feedback);
Configurações do sistema PA
16

Sistema de falha operacional. O sistema continua em operação mesmo depois
de uma falha. Redundância com três ou quatro canais;
17

Sistema de falha passiva, duplo canal. Se ocorrer uma falha o sistema
desengata, sendo necessário selecionar manualmente o segundo PA
18

• É constituído basicamente pelos elementos sensores, computador
/amplificador, elementos de saída e elementos de comando:
• Elementos sensores. Obtêm dados “Air Data”, “Attitude Reference”, “Magnetic
Heading Reference” e “Radio Navigation”;
 Air Data (do pitot/estática ou do ADC): altitude, velocidade, N.º Mach,
velocidade vertical - situação atual do avião (canal pitch);
 Attitude Reference (roll, pitch e yaw): combinação dos dados dos
giroscópios vertical e direcional com a plataforma de inércia;
 MHRS: dados de rumo magnético e de rumo do sistema de inércia.
RNAV: dados provenientes de rádio ajudas (p.e VOR ou ILS);
 A variedade de sensores no PA e integração com informação de
navegação depende da complexidade do avião e do sistema;
Constituição do Piloto Automático
19

• Computador/Amplificador (analógico ou digital). Interpreta os dados dos
sensores, integra com as entradas dos comandos e com os dados de
navegação e gera os sinais de saída para os atuadores;
 A informação é manipulada nos canais correspondentes aos eixos de
controlo (canal roll, canal pitch, canal yaw);
 Como os sinais dos sensores têm valores baixos é necessário um
amplificador para elevar o nível de tensão e gerar saídas apropriadas;
• Elementos de saída. Servo atuadores que provocam a atuação das superfícies
de manobra. Os dispositivos dos vários canais são independentes uns dos
outros. Convertem os sinais elétricos do computador numa força mecânica;
 Os atuadores podem ser eletromecânicos, electro-hidráulicos ou
pneumáticos;
 Sistemas controlo de voo atuados por cabos: servo motores elétricos ou
pneumáticos. Sistemas fly-by-wire: electro-hidráulicos, usados tanto em
manual como em automático;
20

• Elementos de comando. Além da função de estabilização, o PA deve ser
capaz de auxiliar o piloto nas manobras da aeronave para alterar a atitude a
fim de cumprir os procedimentos de voo exigidos;
• Através do painel de controle de voo o piloto pode injetar sinais de comando
nos canais de controle apropriados e, assim, iniciar o servo-controle;
• Na forma mais básica o painel de controle tem duas facilidades principais:
controle de volta (turn) e controle de inclinação (pitch), mas também há
sistemas com “control wheel steering”;
• Os botões de controle possuem uma posição central que criam valores para
manter as superfícies de manobra na posição neutra;
• Rodando um dos botões, interrompe-se o respetivo sinal pré-definido e é
fornecido um novo sinal aos servo atuadores, que provocam a deflexão da
superfície;
• Este movimento produz um sinal de feedback que se opõe ao sinal de
comando até que ambos os sinais são iguais: cessa a deflexão.
21

• Os sinais de comando passam por uma rede limitadora para garantir que os
ângulos aplicados são compatíveis com as características de controle da
aeronave;
 Canal de roll: a saída do limitador fornece uma alimentação cruzada ao
canal de controle do leme de direção, deslocando-o numa quantidade
suficiente para garantir a volta coordenada;
• Sistemas que incorporem “altitude hold” e “glide-path coupling”, o controle
de pitch inclui um circuito que desliga essas funções quando se seleciona
uma mudança de pitch;
22
 Evitando que haja sinais
de comando contraditórios;

23
Constituição básica
do PA:
Componentes
típicos.
Elementos sensores
Elementos de
comando e
Computador
Elementos saída

• PA voa o avião usando sinais produzidos em sensores giroscópicos;
• Variação na atitude do avião ou no rumo magnético → sinais elétricos nos
giroscópios;
 Enviados ao computador PA que os utiliza para controlar a operação
dos servo atuadores dos respetivos canais;
• Canal Rudder. Recebe 2 sinais elétricos para determinar o movimento a
aplicar ao rudder:
 Sinal da bússola que indica o desvio angular do avião relativamente ao
rumo selecionado;
 Sinal do rate gyro proporcional à razão de volta sentida;
 Sinal resultante é amplificado e enviado ao servo atuador do rudder,
que o move para colocar o avião no rumo magnético selecionado;
Funções do computador PA
24

• Canal Aileron. Recebe um sinal elétrico proveniente do Vertical Gyro,
originado por um movimento do avião relativamente ao seu eixo
longitudinal;
 Após amplificação, o sinal é enviado ao servo atuador para posicionar o
avião;
 Quando o avião fica nivelado (roll), o sinal de saída é zero;
• Canal Elevator. Circuitos similares ao do canal Aileron, mas para deteção e
correção das variações de pitch:
 Recebe dados de altitude e reage quando o avião se afasta da altitude
pré-definida;
 Sinais enviados aos servo atuadores do elevator para corrigir a atitude
pitch do avião;
 “Altitude hold” – sinais usados que permitem manter o avião na altitude
definida;
Funções do computador PA
25

• Automatic Flight Control System (AFCS): piloto automático interligado com o
FMS (Flight Management System). Também se designa FMGS (Flight
Management and Guidance System);
• AFCS estende o nível de integração do PA com os sistemas de rádio ajudas,
Flight Director, Auto Throttle, combinando os comandos dos vários sistemas
num único interface integrado: MCP ou FCU;
• Disponibiliza modos de controlo manual e automático a todo o envelope de
voo, desde a descolagem à aterragem do avião;
• Os sistemas que integram o AFCS são redundantes, disponibilizando dois
ou mais sistemas de cada tipo, de modo que as falhas afetem minimamente
a operação;
AFCS ou AFS
26

Exemplo no A320: diagrama de bloco básico do AFS.
AFS: Automatic Flight System
27

Nos aviões comerciais de maiores dimensões, os painéis podem integrar um
conjunto diversificado de funções. Na arquitetura Boeing designam-se “Mode
Controller Panel” e na arquitetura Airbus “Flight Controller Unit”;
MCP – Mode Control Panel:
• Contém os controles que permitem à tripulação selecionar que partes do
voo devem ser controladas automaticamente. Envia sinais ao computador
PA para executar os respetivos comandos;
• O MCP é independente do PA, mas define o modo de operação do PA;
• É a interface principal da tripulação para controlar e selecionar as funções
do PA, (Flight Control Computer FCC A e B), FD (Flight Director) ou A/T
(Auto Throttle) e interligação com o FMS (Flight Management System);
• Está instalado no centro do glareshield para acesso de ambos os pilotos;
• Exemplo de comandos: manutenção do nível de voo, alterar altitudes, manter
um rumo, mudar de rumo, seguir as instruções do FMC…
28
Mode Control Panel - MCP

• Exemplo de um diagrama de blocos que mostra a interligação dos sistemas
PA com os sensores e unidade de controlo.
29

• Dependendo do sistema, os comandos poderão apresentar algumas
variações, mas basicamente são os seguintes:
• Course: seleção do rumo relevante VOR ou ILS (0 a 359º);
• F/D: Operação do Flight Director (aparecem as command bar no ADI);
• A/T (ARM): Controlo de engate / desengate do A/T (Auto Throttle);
• N1: A/T mantém valor N1 dentro dos limites do valor selecionado pelo FMC;
• Speed: Controlo de velocidade quando o A/T está engatado. O display
mostra a velocidade selecionada (não a velocidade atual);
• LVL Change: Em conjunto com o A/T e FMC. Inicia a variação de FL para a
altitude selecionada;
30

• VNAV: com PA engatado, o perfil vertical do avião é controlado pelo FMC;
• Heading: Display mostra o rumo magnético, alterado pelo comutador rotativo.
O botão HDG permite que o rumo seja selecionado pelo piloto e se estiver
em “Off” o rumo é controlado pelo FMC;
• LNAV: com PA engatado, o perfil lateral do avião (rumo e rota) é controlado
pelo FMC a partir dos dados dos sistemas de navegação;
• VOR LOC: Em conjunção com o FMC e radio ajudas. Envia comandos ao PA
para interceção e seguimento de um determinado radial;
31

• APP: PA segue a frequência de ILS que cria a trajetória de aproximação à
pista (glide slope) até ao ponto de threshold na pista;
• Altitude: permite ao piloto introduzir manualmente a altitude do avião. O
botão LVL CHG executa a altitude selecionada e o botão ALT HLD mantém a
atual do avião;
• Vert Speed: engata A/T em modo “Speed”, para os motores darem a
potência para o avião atingir o valor de VSI colocado pelo piloto;
• AP engage: engate do PA “A” ou “B” (CMD), ou possibilidade da tripulação
pilotar o avião através do PA (CWS);
• Disengage: desengata o PA.
32

• O engate inicial em voo do PA faz-se ligando o modo CMD pelo piloto ou
pelo FMS, podendo ser usado nos modos disponíveis, mas o modo CWS não
está disponível;
 O PA pode ser anulado pela aplicação de certas forças nos controles;
• O engate/desengate seguro do PA é garantido por um mecanismo de
embraiagem que inibe o engate ou induz o desengate, se algum dos limites
de segurança prescritos for violado;
 O mecanismo de embraiagem também permite o engate e desengate
manual do sistema de piloto automático;
• Durante o voo, os dois sistemas de piloto automático nunca podem ser
acionados simultaneamente no modo CMD, exceto durante as configurações
LAND ou GA;
• Qualquer interrupção na transferência de dados vitais (rádio navegação) para
o sistema de piloto automático causará o desengate automático do sistema.
33
Engate e desengate do PA

• Indica o estado atual dos modos operacionais do sistema automático de voo.
A informação é mostrada num indicador próprio ou está integrada no PFD;
• 5 áreas no PFD:
Flight Mode Annunciation
34
Operação do A/T
Modos Vertical
AP/FD
Modos Lateral
AP/FD
Estado engate
AP, FD, A/T
Cap Aproximação
DH MDA

• Take-off. A descolagem automática não está certificada. É o modo utilizado
no solo e é usado para dar sinais de direção para rolagem, rotação no solo e
descolagem;
Modos operacionais
35
• Heading Hold. PA mantém o rumo do avião
(modo Roll). Quando a tripulação seleciona
este modo, o AFCS primeiro nivela a aeronave;
AFCS é utilizado em todas as fases do voo, podendo incorporar os seguintes
modos operacionais:
 Acima de 35 a 100 ft o PA pode
ser engatado;

• Altitude Hold. AFCS envia sinais de pitch
para nivelar o avião e manter na altitude;
• Altitude Select. AFCS envia sinais de
pitch para o avião nivelar na altitude pré-
selecionada;
Modos operacionais
36
• Heading Select. AFCS envia sinais de roll
para capturar e controlar o rumo colocado
pela tripulação no painel de controlo;

• Vertical Speed Select (modo Pitch). O AFCS
ajusta a velocidade vertical do avião para a
velocidade colocada no V/S mode;
Modos operacionais
37
Vel. horizontal
Vel.
vertical
• Level Change (modo Pitch). Combinação do speed mode + thrust mode (AT
engatado). O avião voa de um nível de voo (Flight Level) para outro nível de
voo selecionado;
Nível de voo anterior
Nível de voo pré-selecionado
Ponto de
mudança
O acelerador automático controla os
motores até o limite na subida ou na
descida;

• Lateral Navigation, LNAV (modo Roll). O FMC dá indicações de direção aos
computadores de controlo de voo para controlar a posição da aeronave;
• Vertical Navigation, VNAV (modo Pitch). O FMC dá indicações de direção
vertical e comandos de impulso aos computadores de controle de voo para
efetuar as variações de altitude;
Modos operacionais
38
FMS faz todas as mudanças de
altitude, capturas de altitude e
retenções de altitude quando o
AFCS está engatado.

Modos operacionais
39
• Go-around. Neste modo o AFS fornece os sinais de pitch, roll e impulso para
controlar o avião numa subida segura depois de uma aproximação falhada;
• As manetes de potências possuem interruptores para selecionar o modo;
• Modo ativa automaticamente o
A/T, que seleciona o modo “HDG
hold” e uma velocidade segura;
• As asas são niveladas e numa
altitude segura, é iniciado o modo
"heading hold” ou “heading
select”.

• Alguns AFS possuem o modo CWS que permite à tripulação manobrar a
aeronave em pitch ou roll. Quando é selecionado, o PA mantém a atitude real
e o ângulo de inclinação da aeronave dados pelos pilotos;
• Com o PA em modo CMD, o sistema não reage à força manual aplicada aos
controles, mas em modo CWS, o sistema deteta o valor da força manual
aplicada aos controles de comando;
 Os sinais de comando são calculados pelo computador e são transmitidos
aos servomotores, que movem as superfícies de manobra num ângulo
proporcional à força aplicada;
40
CWS: Control Wheel Steering

• Ajuste longitudinal de aviões grandes pela mudança em torno do seu eixo da
posição do bordo de ataque do estabilizador horizontal, com um sem-fim;
 Subir o bordo de ataque permite um ajuste de nariz em baixo do avião e
baixar o bordo de ataque permite um ajuste de nariz em cima;
• Os atuadores podem ser acionados elétrica ou hidraulicamente e recebem
pressão de diferentes sistemas hidráulicos: redundância;
• O Trimmable Horizontal Stabilizer, THS pode ser movido manualmente ou
automaticamente. O controle manual está no cockpit, podendo ser rodas,
interruptores ou alavancas;
• O controle automático é obtido com sinais do piloto automático ou sistemas de
gestão de voo que enviam sinais diretamente para o atuador THS;
41
Pitch Trim
Antes do trim Depois do trim

• O comando está disponível normalmente no comando de voo do avião e
também fica disponível quando o PA é engatado;
• É gerado um sinal sonoro durante o movimento manual do THS, indicando à
tripulação o movimento do sistema;
42
Pitch Trim

• O motor aciona um parafuso sem-fim com porca fixa na longarina dianteira do
estabilizador. O estabilizador é girado na longarina posterior;
• Girar o sem-fim permite levantar ou baixar o nariz do estabilizador. O atuador
é acionado hidraulicamente e eletricamente controlado, mas pode ser um
motor elétrico AC ou DC;
• O sistema tem dois atuadores que podem acionar a mesma caixa de
engrenagens diferencial. Pode haver um atuador hidráulico usado para a
operação rápida e um motor elétrico para a operação lenta;
• A operação rápida é usada durante a descolagem e aproximação e a lenta
para cruzeiro. A operação lenta é usada pelo sistema de piloto automático;
• O trim pode ser atuado através de interruptores instalados nos manches dos
pilotos. A operação manual do sistema pelo piloto desliga o PA: o relé de
prioridade desliga do motor quaisquer sinais que possam ser gerados;
• O sinal de controlo para a compensação automática do estabilizador é
proveniente da posição do elevador;
43
Pitch Trim

• Electric trim. Fornece a estabilização do eixo de pitch. Os interruptores
localizados nas “control wheel”, quando acionados, anulam as cargas
mecânicas aplicadas;
• Automatic trim. Sem a ação dos interruptores de trim, o sistema estabiliza
continuamente o eixo de pitch, corrigindo as situações que ultrapassem os
limites de estabilidade;
• Mach /speed trim. Compensa a tendência aerodinâmica de nariz em baixo
nas velocidades elevadas ou número de mach elevado;
• Alpha trim (estabilização do ângulo de ataque). Melhora a resistência do
avião às situações de perda face a ângulos de ataque elevados;
44
Pitch Trim: funções

Yaw Damper
45
• Dutch Roll: interdependência entre a estabilidade no eixo do roll
e a estabilidade no eixo do yaw – um distúrbio no yaw do avião
causa um distúrbio no roll e vice-versa;
• Esta condição de voo oscilatória é muito desconfortável para os
passageiros e pode ocorrer, por exemplo, devido a uma rajada
de vento ou uma deflexão descoordenada do rudder;
• As aeronaves que utilizam um sistema de controle automático
de dois eixos com controle sobre o terceiro eixo, devem estar
equipadas com “yaw damper”;
• O sistema é projetado para ser operado independentemente do
PA. Caso a aeronave voe em modo manual o efeito dutch roll
pode ser contrariado;
• Sistema deteta a taxa de yaw do avião e envia um sinal para o
servo defletir o leme e cancelar o dutch roll antes que este
obtenha amplitude suficiente para perturbar.

Yaw Damper
46
• O Yaw damper, Y/D, disponibiliza funções de amortecimento da oscilação
(dutch roll damping), de volta coordenada para reduzir o deslizamento do
avião durante a volta e compensação de falha de motor;
 Gera um comando para o leme neutralizar a derrapagem durante o
transitório induzido pela falha do motor (reduzir mas não eliminar);

Yaw Damper
47
• Constituição: uma fonte de sinal (rate gyro, plataforma de inércia ou
acelerómetro) que fornece um sinal yaw, circuitos de filtragem, integração,
sincronização, demodulação e amplificação (ganho) do sinal de servo;
• A saída do servo amplificador é fornecida à válvula de transferência da
unidade de controle de potência do leme, que tem um atuador adicional (yaw
damper);
• O modelador / processador realiza as funções adequadas para conversão,
suavização, amortecimento, limitação e controle de ganho. A sua saída vai
para o filtro “dutch roll”;

Yaw Damper
48
• O “rate gyro” deteta as oscilações em torno do eixo de yaw (Z). A
frequência de oscilação do “Dutch Roll” é de cerca de 0,25 Hz;
• O “Air Data Computer” fornece a velocidade do ar calculada (CAS) para o
computador de yaw damper programar o ganho. Com valores maiores de
CAS, a correção é mais suave do que em valores baixos de CAS;
• A saída do servo Y/D é
aplicada ao atuador do
leme para o controlar;
• O sinal de direção não
será sentido nos pedais
do piloto.

Yaw Damper: sinais
49
• A saída do “rate gyro” representa o sinal de sincronismo de 400 Hertz
desenvolvido pelo giroscópio durante a trajetória de voo;
 Quando o avião está a voar em linha reta, não há saída do síncrono e
a saída do giroscópio apresenta uma amplitude constante;
 O gráfico DC mostra a saída demodulada e filtrada pelo filtro dutch
roll: só quando há alteração na taxa de rotação, há uma saída do filtro.
• Quando há yaw adverso, que provoca mudanças na trajetória de voo, a
saída do “rate gyro” varia constantemente (variação constante do yaw);
Volta coordenada
Dutch Roll

Yaw Damper: sinais
50
 O gráfico DC é a saída do filtro dutch roll, resultante da entrada do
rate gyro;
 As polaridades DC são maiores quando a taxa de volta é maior e
inverte quando a direção da volta (fase do sinal do giroscópio) inverte;
• O filtro dutch roll é um filtro passa-banda estreito projetado para deixar
passar apenas sinais que mudam na frequência dutch roll, que variam de
1/5 Hz a 1/3 Hz;
• O “rate gyro” produz saídas para todas as voltas, mas só as que estão
relacionadas com dutch roll aparecerão na entrada do servo amplificador
para acionar o servo atuador do leme.
Volta coordenada
Dutch Roll

Auto Throttle / Thrust
51
Auto throttle: sistema computorizado para controlar o impulso dos motores da
aeronave dentro de determinados parâmetros;
• Posição do acelerador de cada motor é controlada para manter um valor
específico de impulso, em termos de velocidade de rotação (N1), razão de
pressão do motor (EPR) ou velocidade alvo;
• A/T trabalha em conjunto com AFCS e com o FMS e pode controlar a
velocidade do avião (trajetória vertical) desde a descolagem até o sistema ser
desligado após uma aterragem automática;

52
• AFCS a controlar a velocidade: A/T controla o impulso do motor para um
valor específico. AFCS a controlar a trajetória vertical: A/T mantém a
velocidade controlando o impulso;
Modos de operação. A/T pode manter 2 parâmetros: velocidade e impulso.
• Modo Velocidade. O acelerador é posicionado para atingir uma velocidade
alvo definida. Controla a velocidade da aeronave dentro de margens
operacionais seguras:
 Se o piloto selecionar uma velocidade alvo acima da velocidade máxima:
A/T mantém uma velocidade próxima da velocidade alvo, mas dentro da
gama das velocidades seguras.
• Modo impulso. O motor é mantido numa determinada potência fixa de acordo
com as diferentes fases do voo;
 Exemplos: na descolagem, A/T mantém a potência de descolagem
constante até a fase terminar. Durante a subida, mantém a potência de
subida constante, na descida, retarda o acelerador para a posição IDLE;

53

54
.
Sistema de aterragem automática
Autoland permite a aterragem em pistas com má visibilidade que possuam ILS
aprovado para o efeito, mas pode ser usado com qualquer nível de visibilidade.
Geralmente usado com visibilidade inferior a 600 metros;
• É um sistema redundante. O avião deve possuir pelo menos 2 PA
independentes com capacidade de seguimento de ILS, 2 ILS e 2 radio
altímetros independentes para indicação precisa da altitude;
 Os FCC trabalham em paralelo e estão em constante comunicação
cruzada, comparando suas entradas;
• FCC controla os aceleradores do avião para manter a velocidade de
aproximação correta. Na altitude apropriada (dada pelo RA), o FCC retarda os
aceleradores e inicia a manobra de pitch-up;
• Na aterragem, os spoilers são acionados, o sistema autobrake aciona os
travões e é dado impulso reverso para o avião desacelerar;

• Flight Director System (Diretor de voo): obtém informação em bruto de um
conjunto de sensores, processa essa informação e apresenta a informação
“como voar” num único indicador;
• O piloto concentra-se em menos instrumentos (redução da sua carga de
trabalho). FD fornece instruções de navegação, aproximação e aterragem
do avião;
 O computador processa os dados e apresenta a informação “como
voar” no ADI e no HSI, evitando que os pilotos tenham que calcular
esses valores;
• Em aviões mais complexos, os sinais provenientes do FD são
disponibilizados ao PA, permitindo a execução de tarefas mais complexas;
• Fontes do FD:
FD Computer
Air
Data
Radio
Altimeter
Reference
Gyros
Radio
VOR/ILS
Compass
Reference
Flight Director - FD
55

Sensores enviam dados em bruto ao
FDC (ex: Gyros INS/IRS, ADC);
FD Computer processa os sinais
recebidos (analógico em sistemas
antigos e digital novos sistemas).
Mode Selector indica ao computador
que dados deve usar. Em sistemas
mais recentes integrado no MCP /
FCU;
Saídas. Os sinais processados são
aplicadas aos indicadores e ao
computador do piloto automático;
Na perda de informação de um
sensor, o ADI mostra bandeira
indicando o que está inoperativo.
Componentes do FD
56
Dados
em bruto
Computador
Saídas

• É um sistema que calcula e mostra a atitude do avião para atingir e manter
uma condição pré-selecionada de voo;
• As barras no ADI (command bars) mostram ao piloto quanto e em que
direção a atitude do avião deve variar para alcançar o resultado desejado;
57
• As barras de comando são posicionadas na atitude do avião calculada pelo
computador e o piloto manobra o avião até juntar no ADI o símbolo do avião
com as barras de comando;

• FD é essencialmente um PA sem servo atuadores. Usa os mesmos
sensores, efetua o mesmo tipo de cálculos, mas o piloto controla o avião;
 O piloto efetua as manobras seguindo os comandos mostrados no
painel de instrumentos;
58
O FD dá indicação da manobra
de pitch que o piloto deve fazer.

59
Manobra de rumo selecionado
com o Flight Director

• Modos do FD variam, dependendo das características e complexidade do
avião, sendo que alguns dos modos FD são comuns com os do PA;
• Disponibilizam genericamente:
 Command attitude change, Altitude Hold, Altitude Select, Pitch Hold,
FD takeoff, FD Go Around, LOC/VOR, FD Manoeuvre Protection, etc.;
• São concebidos para dar assistência ao piloto na fase de aproximação por
instrumentos: Flight Director Approaches;
• Os sinais de localizer e glide slope do ILS são transmitidos para o avião e o
Flight Director Computer usa-os para dar indicações:
 Permite à tripulação voar o avião na melhor linha de aproximação à
pista;
Modos do Flight Director
60

Quando um sinal AC de alta frequência é entregue a uma antena, esse sinal
possui 2 campos: campo elétrico E e campo magnético H;
ATA 23. Ondas rádio
61
Para transmitir uma onda radio: uma antena
(condutor) com um gerador AC intercalado (TX);
(1)
A variação da corrente na antena produz
um campo magnético que varia com a
variação da corrente;
(2)
O campo elétrico aparece e
desaparece, consequência da
alternância de polaridade da tensão na
antena;
(3)

São criados na antena dois campos alternados:
um campo magnético e um campo elétrico;
Quando o sinal AC varia rapidamente, os
campos não se extinguem na mudança de
alternância e irradiam para o espaço;
O comprimento da antena compatível com λ/2
do sinal do gerador AC;
Em qualquer ponto da antena a tensão e a
corrente estão em quadratura e variam
inversamente;
62
(4)
(5)
A antena irradia os campos para o espaço,
campo elétrico perpendicular ao magnético;
Polarização: indica o plano de oscilação do
campo elétrico da onda eletromagnética →
Vertical ou Horizontal;
Ondas rádio
(6)

• Antena: condutor especial, ligado a um transmissor para irradiar a onda
eletromagnética que ele produz ou ligada a um recetor para captar a onda
eletromagnética e enviar ao equipamento;
• Características da antena: polarização, comprimento, e direccionalidade do
feixe irradiado. O campo elétrico causado pela tensão nos terminais do
dipolo é paralelo à polarização da antena;
• Uma antena instalada na vertical gera uma polarização vertical e uma
antena instalada na horizontal gera uma polarização horizontal;
Antenas
63
P. vertical P. horizontal

• Maior parte das comunicações LF, MF e HF usam antenas de polarização
horizontal e sistemas de frequências mais elevadas usam antenas de
polarização vertical;
Antenas
64
Antena dipolo: A fonte AC é ligada aos terminais do
dipolo aberto que irradia a energia. Transmite o sinal
na direção perpendicular ao seu comprimento;
Antena bastão: O terminal ativo da fonte AC é ligado
à antena e o outro terminal à estrutura do avião
(massa). Transmissão omnidirecional do sinal;
Antena loop: Os terminais da fonte AC são ligados a
um dipolo fechado (loop). Altamente direcional,
transmissão perpendicular ao plano da antena;

• Comprimento de onda das frequências SHF é suficientemente pequeno
para usar um tipo de antena diferente. A antena parabólica produz uma
onda altamente direcional e de elevado ganho:
 A energia que atinge o refletor parabólico a partir do foco produz uma
onda plana: as ondas refletidas pela superfície são paralelas entre si e
paralelas ao eixo da parábola;
 Este princípio aplica-se tanto na emissão como na receção das ondas;
• A direccionalidade da antena normalmente é expressa em graus, mas
também pode ser indicada pelo seu valor de meia potência;
Antenas
65

Bandas das frequências rádio
66
• Uma onda rádio é uma onda sinusoidal que irradia de uma antena
transmissora. Recordando algumas definições importantes das ondas:
• Frequência f (Hz): número de ciclos que ocorrem num segundo;
• Período T (s): tempo para se completar um ciclo → T = 1/f
• Comprimento de onda λ (m): distância que a onda leva a completar um ciclo.
O comprimento de onda e a frequência são inversamente proporcionais → λ
= c/f (c – velocidade da luz [m/s]);
• As ondas eletromagnéticas propagam-se com uma velocidade de 300.000
km/s;
• O espetro das frequências rádio, dos 3kHz até aos 300 GHz, está divido em
décadas do comprimento de onda, designadas bandas:
 λ = c/f = 3×108/f [m]: 30 GHz → λ=1 cm, 300 MHz → λ=1 m;
 As bandas de radar dividem-se em L, S, C, X e Ku e Ka;

• Frequências VLF (3-30 KHz e EHF (30-
300 GHz) não são usadas;
67
Bandas das frequências rádio
Frequências utilizadas na avião (comunicações e navegação);
Bandas Radar
Banda Frequência Comp. Onda
L 1 a 2GHz 15-30cm
S 2 a 4GHz 8-15cm
C 4 a 8GHz 4-8cm
X 8 a 12GHz 2,5-4cm
Ku 12 a 18GHz 2,5-1,7cm
Ku 18 a 27GHz 1,7-1,2cm
Ka 27 a 40GHz 1,2-0,75cm

Propagação das ondas rádio
68
Ondas de superfície. Frequências baixas seguem normalmente a curvatura da
terra, propagando-se em ondas de superfície;
• Cobrem grandes distâncias, mas apresentam perdas que vão aumentando
com a distância. As perdas também aumentam com a frequência, pelo que a
energia de emissão é normalmente alta;
• São usadas em comunicações e navegação VLF a MF, usando polarização
vertical;
Onda direta proporciona um meio de propagação direto ou por reflexão da
superfície da terra até à linha de vista (line of sight). Esta distância depende da
altitude a que as antenas (TX e RX) se encontram;
• A fase da onda na receção depende
de vários fatores (polarização,
frequência, ângulo de incidência, etc.;
• São muito usadas nas comunicações
nas bandas VHF e superiores para
comunicações de curta distância ou para o espaço;

Propagação das ondas rádio
69
Ondas de céu são refratadas e refletidas pela ionosfera.
• A ionosfera é constituída por várias camadas de gás que se estende entre
50 e 400 km acima da superfície da terra. A ionização é causada pela
radiação UV solar. À noite a ionosfera fica mais estreita;
• O efeito da ionosfera nas ondas radio varia com a sua frequência. Ondas LF
e MF são praticamente absorvidas. Ondas HF são menos absorvidas pela
ionosfera e com as sucessivas refrações são refletidas de volta à terra.

• Comunicações VHF, UHF e SHF: propagação por onda direta, limitadas à linha
de vista. Não são refletidas pela ionosfera, não sofrem interferência dela, nem
sofrem interferência de tempestades atmosféricas;
 São as mais usadas nas comunicações aeronáuticas;
• Comunicações HF: propagação por ondas de céu em linha reta. Não
acompanham a curvatura da terra, mas refletem-se na ionosfera e propagam-
se a grandes distâncias (milhares de km);
 Sofrem grande atenuação devido às colisões com as moléculas dos
gases. As ondas devem ser emitidas com elevada energia. Sofrem
interferências das tempestades atmosféricas;
• Comunicações MF e LF. Propagam-se por ondas diretas e ondas de
superfície (transmissão até a algumas centenas km). São afetadas por
tempestades atmosféricas;
Propagação das ondas
70

• Transmissor gera a onda portadora com uma grande precisão de frequência,
que transporta a informação do transmissor para o recetor;
• A informação a transmitir (sinal modulador) vai condicionar a portadora.
Modulação: processo de colocar a informação na portadora;
• Três processos de modulação mais usados em aeronáutica: modulação de
amplitude (AM), banda lateral única (SSB) e modulação de frequência (FM);
Teoria da comunicação
71

• Recetor áudio. O sinal rádio transmitido através do espaço é captado pela
antena do recetor. Este sinal RF é muito fraco e é amplificado (amplificador
RF);
• O sinal, após amplificação, é entregue ao retificador desmodulador, que
retira a portadora, ficando apenas o sinal DC variável. A componente DC é
removida obtendo-se o sinal útil AC;
• O sinal AC é amplificado e enviado ao altifalante (ou auscultador) que
converte o sinal elétrico em ondas sonoras;
Teoria da comunicação
72

• A tensão (amplitude) da portadora varia com o sinal de áudio ou de dados.
Alternância positiva do sinal modulador aumenta a amplitude da portadora
e alternância negativa do sinal modulador diminui amplitude da portadora;
• Profundidade de modulação “m”:
• O valor máximo de “m” é 1 (100%). Se m<1 diz-se que há submodulação e
se m>1 diz-se que há sobremodulação. A sobremodulação é problemática
porque é difícil extrair a informação na receção;
• Como a onda modulada não tem uma amplitude constante não é uma onda
sinusoidal;
Modulação em Amplitude - AM
73

Resultante do sinal modulado:
portadora, portadora + sinal modulador
e portadora - sinal modulador;
74
Exemplo: Portadora 300kHz, sinal AF 5kHz.
Bandas laterais: 295 (LSB) e 305 (USB)
BW: 10 kHz
Modulação em Amplitude - AM
A transmissão AM de um sinal ocupa uma determinada largura de banda;
• LSB: lower side band e USB: upper side band (bandas laterais);
• Cada banda lateral contém a mesma informação a ser transmitida: suprimir
uma das bandas diminui a BW;
• Suprimir a portadora reduz o consumo
de energia, permitindo transmissões a
maiores distâncias;
• Técnica usada nos sistemas HF dos
aviões.

• Os sinais AM sofrem interferência eletromagnética de ruído existente na
proximidade, causado pelo homem ou de causa natural;
• A modulação em frequência (FM – Frequency Modulation) é imune a essas
interferências, sendo uma modulação usada em comunicações e sistemas
de navegação;
Modulação em frequência - FM
75
• A variação da tensão do sinal
modulador vai provocar a variação
da frequência da portadora;
• Alternância positiva aumenta a
frequência da portadora e a
alternância negativa diminui a
frequência;
• Receção: Amplitude da portadora
mantém-se constante pelo circuito
limitador – anula interferência.

Pulse Modulation - PM
76
A informação neste processo não é transmitida continuamente, mas os sinais
de dados sofrem amostragens periódicas e são convertidos em diversos
códigos;
São transmitidas pequenas sequências de trens de pulsos contendo a
informação amostrada;
Exemplos de formas
diferentes de transmitir os
pulsos;

Instalação das Antenas
77
A instalação da antena é muito importante na qualidade de emissão/receção
de um equipamento. As antenas, dependendo do equipamento, devem estar
localizadas em locais específicos para uma operação eficiente;
Dependendo da aeronave, pode existir mais ou menos antenas e a sua
localização pode variar ligeiramente;

Instalação das Antenas
78
• Existe uma grande variedade de antenas, cada uma desenhada para ligar a
um equipamento específico;
• Tipicamente as antenas de comunicações e de sistemas de navegação
estão instaladas no exterior da fuselagem, ou localizadas perto do exterior e
são protegidas com uma cobertura de material não condutor;
• Antenas exteriores: “blade” (rígidas), bastão (flexíveis). As antenas
embebidas (flush) são instaladas à face da fuselagem e relativamente às
anteriores, apresentam menos arrasto;
• Antenas localizadas no exterior podem-se deteriorar rapidamente, em
especial nos aviões de maior velocidade: inspeção visual para verificar se a
proteção se destruiu para além dos limites;

• Radio Management Panel (RMP): centro de sintonia digital dos
emissores/recetores dos sistemas de comunicação e navegação;
• Audio Control Panel (ACP): Seleciona e liga os equipamentos acústicos aos
E/R através do Audio Management Unit (AMU);
Integração das comunicações no avião
79
Arquitetura no A320

• Todas as comunicações no cockpit, internas e externas, são direcionadas a
cada estação através do ACP;
• Selecionando as funções apropriadas, os pilotos podem transmitir/receber
do VHF, HF, podem ouvir os sinais dos sistemas de navegação e falar no
sistema Passenger Address e interfonia de cabina;
80
• Localização das caixas de
controlo depende do avião;
• Ex. piloto e copiloto: no
pedestal central;

Equipamento acústico:
• Microfone. Transdutor que converte as ondas sonoras em sinais elétricos.
Pode ser de mão (Hand microphone), estar montado em auscultadores ou
máscaras de oxigénio;
 Para fonia, a resposta de frequência está entre os 200 e 3500 Hz e os
níveis de sinal variam de 10 a 100mV. Tipos mais usados: dinâmicos e
piezoelétricos;
• Switch PTT (Push To Talk). Usado para mudar o sistema de comunicação do
modo de receção para o modo de transmissão (aplicação sinal de massa);
 Localização: microfone de mão, steering wheel, joystick, etc.;
• Headset (auscultadores) e loudspeaker (altifalante). Convertem a energia
elétrica em ondas sonoras, permitindo a audição das mensagens de fonia.
Headset com microfone incorporado: boomset;
• Os altifalantes têm impedâncias típicas que variam entre 3 e 25Ω;
81

• Jack panel. Assegura a ligação do microfone/auscultador do tripulante ao
sistema. Geralmente equipado com pré-amplificador;
82
Diagrama básico do circuito
de alimentação do altifalante;
Potenciómetro permite o
ajuste do volume;

• VHF (Very High Frequency). Sistema de comunicações muito seguro de
curta distância (voz e dados) ar-ar e ar-terra. É a banda mais usada em
comunicações e navegação na aeronáutica;
• Gama aeronáutica: 118,000 – 136,975 MHz AM (Espaçamento canais:
25kHz ou 8,33kHz, potências emissão: 5 - 25W).
• Utilizada nas comunicações entre aeronaves, entre aeronaves e estações
terrestres e entre estações terrestres;
• Modo de propagação: ondas diretas e de superfície – linha de vista limita o
alcance da transmissão;
Comunicações VHF
83
Linha de vista
Sinais radio VHF não
são refletidos

• Exemplos: A distância de comunicação à aeronave a 1.000 pés é cerca de
30 milhas, a 10.000 pés é cerca de 135 milhas;
• Composição básica de um sistema VHF simples: Emissor/recetor VHF,
seletor de frequências e antena;
• Nos sistemas simples, o seletor de frequências (caixa de controlo) pode ser
independente ou estar integrado com o R/T (instalado no cockpit);
• Frequência de Emergência em VHF: 121,50 MHz;
Comunicações VHF
84

• O sistema (simples ou integrado) encontra-se sempre em modo de
receção. Quando se prime o PTT (microfone) comuta do modo de receção
para o modo de transmissão;
• Aviões são com equipados com 1 a 3 sistemas independentes. A seleção
da frequência de operação é selecionada no painel de controlo;
Sistema
integrado
Comunicações VHF
85

• Dependendo do modelo, a aeronave está equipada com 1 a 3 sistemas
independentes. Sistemas mais recentes: seleção de frequência é enviada
ao E/R via barramento de dados da unidade de controlo ou do ACARS;
• Modo receção. Deteta o sinal RF na frequência selecionada e após
desmodulação envia o áudio para o exterior. Quando não há sinal de
entrada o squelch cancela a receção de ruído;
• Modo transmissão. Inicia-se quando recebe o sinal de massa (ground) do
PPT. O recetor é bloqueado e a informação proveniente do microfone ou do
ACARS é enviada para o modulador;
 O sinal, antes de ser emitido, passa através do circuito que mede o
coeficiente de onda estacionária;
• Teste BITE. Emissor envia ao recetor através do atenuador de um sinal
modulado de 2kHz durante 100ms. O monitor verifica o coeficiente de onda
estacionária e a presença deste sinal de áudio;
 Se ocorrer alguma falha no teste o indicador LRU PASS não se acende,
indicando anomalia no LRU.
Comunicações VHF
86

Comunicações VHF
87
Diagrama de blocos B737-900

• Sistema HF (High Frequency) permite comunicações (voz e dados) a longa
distância. É um sistema normalmente ruidoso. Utilizado nas comunicações
entre aeronaves, e entre aeronaves e estações terrestres;
• Gama operação HF: 2 MHz a 29,999 MHZ AM (28.000 canais espaçados
1KHz, potência emissão: 100 – 400W);
• Modo de propagação: ondas refletidas na ionosfera e na terra (alcança
qualquer ponto do planeta). Dois modos de operação: AM e SSB (LSB);
• No modo AM transmite a portadora modulada em amplitude. No modo
SSB é removida a portadora e a banda inferior. Só transmite a USB;
Comunicações HF
88

• Sistema simples é composto por: emissor/recetor HF, seletor de frequência,
antenna coupler e antena;
• No sistema integrado, os sinais de áudio provenientes do E/R são
encaminhados para a “Audio Management Unit”, AMU. Os sinais de PTT e
do microfone vão do AMU para o E/R;
• Antenna coupler adapta a impedância da antena ao E/R (adapta em função
da frequência de trabalho);
Comunicações HF
89
• Monitorização do coupler é
assegurada por sinais de
interlock entre este o E/R;

Comunicações HF
90
Componentes do sistema simples e
diagrama do sistema integrado.

• Devido à reflexão na ionosfera e no solo, as perdas de propagação são
geralmente severas: uso de antenas com ganhos elevados;
• A antena mais simples é o dipolo horizontal. É instalada num ponto acima do
cockpit e o estabilizador vertical. Sistemas mais recentes usam antenas HF
embutidas na estrutura (ex: bordo de ataque do estabilizador vertical);
• Exemplos:
91
Comunicações HF

• Dá indicações visuais e auditivas das comunicações VHF e HF de estações
de terra equipadas com dispositivo de codificação. A função CALL é
executada pelo AMU (Audio Management Unit);
• A estação de terra envia um código de chamada seletiva (4 caracteres) e o
decoder compara o código colocado no painel seletor com o código
recebido;
• Cada aeronave ou estação tem o seu próprio código que é imutável. Se for
coincidente, o sistema aciona
SELCAL (Selective Calling)
92
avisos luminosos/sonoros
para, indicar à tripulação que
a chamada é para eles;

• Código é uma palavra de 4 letras representadas na gama de frequências de
300 a 1500 Hz. Cada letra tem uma frequência diferente e o sinal transmitido
tem 2 períodos: cada período contém 2 frequências;
• Cada comunicação gera uma saída SELCAL: o decoder compara o sinal de
entrada com o código do avião (dado pela unidade de seleção do código);
• Quando o decoder deteta o áudio correspondente ao código do avião aciona
a luz de aviso e o sinal sonoro;
• Painel seletor tem 4 rodas rotativas para inserir o código. Para cada letra há
4 condutores. Condutor ligado à massa é “0” binário, em aberto é “1”. Esta
configuração permite 16 combinações de letras.
SELCAL (Selective Calling)
93
• Botão RESET cancela os avisos
sonoros e luminosos;

• Sistema de comunicações móveis
mundial para comunicação de voz e
dados de/para aeronaves;
• Utiliza 4 satélites geossíncronos, 10
estações de terra (GES) e redes de
comunicações terrestres;
• A Comunicação é feita com o avião
através das GES:
 Permitem a comunicação com os
satélites e com as redes de
comunicações terrestres;
• GES colocadas em pontos da terra para assegurar redundância;
• AES (aircraft earth station): interface com o segmento espacial para
comunicar com as GES. Recebe dados/voz, codifica e faz a modulação da
informação nas portadoras a serem enviadas ao GES via satélite;
Comunicações SATCOM
94

Comunicações SATCOM
95
• O sistema tem 3 a 6 canais. Um é para o ACARS, um para comunicações do
cockpit e os restantes para as comunicações telefónicas dos passageiros;
Descrição do sistema. Comunicações avião/satélite: banda L (1,5-1,6GHz) e
entre este e as GES na banda C (4-6 GHz). No avião o sistema é formado por:
• SDU. Interface com os outros sistemas do avião. Processa os dados,
controla e monitoriza o sistema;
• HPA. Amplifica os sinais RF banda L para níveis de potência adequados de
transmissão para o satélite;
• IGA. Antena “phased array”, orientada eletronicamente. Transmissão e
receção simultânea de sinais (uma banda RX e uma banda TX);
 D/LNA: Diplexer/Low Noise Filter. Filtra os sinais e garante a separação
do sinal transmitido do sinal recebido.
• BSU. Alimenta e faz o controlo da antena. Vê a posição da antena e recebe
sinais de variação de feixe do SDU, para selecionar os elementos que
apontam o feixe para o satélite;

Diagrama de bloco do SATCOM (arquitetura no A320)
Sistema SATCOM no avião
96

• Transmissor auto-alimentado que emite sinais de emergência quando o
avião sofre um acidente, ajudando na sua localização;
• Ativado automaticamente por um interruptor de inércia, colocando o beacon
a emitir tons nas frequências de emergência 121,5MHz (VHF), 243MHz e
406 MHz (UHF). Os sinais emitidos são omnidirecionais;
 Pode ser ativado manualmente pela tripulação a partir do cockpit ou no
próprio equipamento;
Emergency Locator Transmitter - ELT
Modo de transmissão digital – 406 MHz:
• Transmissão de um código Hex (15, 22 ou 30
dígitos) contendo informação:
 País de registo do beacon;
 Identificação do avião;
 Aeroporto base do avião;
 Dados de posição, a partir do equipamento
de navegação;
97

98
• Os beacons de 406 MHz transmitem durante um ¼ s a cada 50s e são
captados pelos satélites GEOSAR e LEOSAR;
 Estes beacons têm de estar registados na autoridade aeronáutica
nacional (ANAC em Portugal);
Modo de transmissão analógico – restantes beacons
• Transmite um tom continuamente até a bateria se esgotar na frequência de
emergência VHF - 121,5 MHz ou na de UHF – 243,0 MHz;
 A frequência VHF é monitorizada pela maior parte das companhias
aéreas, mas ambas as frequências já não são monitorizadas por satélite
(desde 1fev2009);
• A bateria tem capacidade para assegurar emissão contínua por 48h;
• Os ELT de 406 MHz com localizador GPS permitem a sua localização com
uma precisão de 100m e a gama seguinte de ELT permite a localização com
precisão de 2 km;
• Qualquer ELT que não seja de 406 MHz com código hex está obsoleto;

• ELT transmite o pedido de emergência que é captado pelo satélite e envia-o
para uma estação de terra, que processa o sinal para identificar a posição
do pedido de socorro e envia um aviso ao centro coordenador de busca;
• O sinal, após detetado pelo satélite, leva menos de um minuto a enviar os
dados para o país signatário. A autoridade de busca usa o seu próprio o
equipamento para localizar o ELT e efetuar o salvamento;
99

• Composto por um transmissor, caixa de programação, painel de controlo
remoto e sinalizadores (cockpit), antena (exterior na fuselagem);
• A caixa de programação transfere automaticamente a informação e a
identificação do avião para o ELT;
100
Diagrama básico no A320

• ELT instalado com segurança e num local onde os estragos do acidente do
avião sejam mínimos (teto, parte traseira à frente dos estabilizadores
horizontais), mas de acesso fácil para poder ser controlado manualmente;
• A instalação deve ser feita de modo que o interruptor de inércia seja atuado
quando sentir uma força de 5g sobre o eixo longitudinal do avião, durante
pelo menos 11ms;
• Desenhado para emitir automaticamente um tom especial (swept tone) nas
frequências de emergência sem necessidade de procedimentos
preliminares;
• O equipamento (e o painel no cockpit) possui um interruptor de 3 posições:
On/Arm/Off. No painel no cockpit o interruptor possui guarda protetora. Um
LED junto ao interruptor indica que o ELT está a transmitir;
• ELT a transmitir: sinal de áudio, variando de 1600 a 300Hz, que repete 3
vezes por segundo vai modular as portadoras das frequências de
emergência;
101

102

103
Operação automática. Os switch no ELT e no controlo remoto (cockpit) devem
estar na posição “ARM”: posição normal de operação do sistema;
• Com o switch nesta posição o transmissor começa a emitir
automaticamente quando o avião sofre um acidente (verificação dos
parâmetros definidos pelo sistema);
Operação manual. Duas formas de operação manual: switch do transmissor
colocado na posição “ON” ou switch no controlo remoto colocado em “ON”;
• Operação manual do ELT deverá ficar restrita a breves períodos de emissão
e com autorização das autoridades para efetuar testes;
Se ocorrer uma aterragem muito dura ou uma descarga atmosférica que
coloque inadvertidamente o ELT em emissão:
 Deve-se colocar o interruptor em “OFF” para interromper a emissão.
Posteriormente voltar a colocar o interruptor em “ARM”.

• ELT, desde que esteja corretamente instalado e seguro não necessita de
muita manutenção: inspeção quanto à corrosão e substituição da bateria por
calendário;
• Pode operar com baterias alcalinas recarregáveis ou não recarregáveis,
devendo ser substituídas/recarregadas com intervalos específicos;
• A data da sua substituição deve estar registada no sistema de registo de
dados de manutenção;
• ELT pode ser testado numa sala “tempest” para não emitir para o exterior,
originando um falso alerta, ou efetuar o teste funcional do equipamento
desligando-o da antena e ligando-o a uma “dummy load”;
104

Exemplo de teste operacional do ELT
• Antes do teste contactar o ATC para evitar falsos
alarmes ou alertas desnecessários;
105
• ELT 121,5 e 243 MHz: sintonizar um recetor de VHF em 121,5 MHz
(frequência de emergência) e colocar o switch do ELT em “ON”;
 Ouvir os tons proveniente da operação do ELT durante 3 vezes.
Desligar o transmissor e colocar o switch na posição OFF. Após o teste,
colocar novamente o switch em ARM (AUTO);
 A duração dos testes com o ELT não deve ultrapassar 5m e o
equipamento não deve emitir mais de 3 tons de cada vez nas
frequências de emergência;
 Os testes conduzidos desta forma não alertam as autoridades para a
situação de “avião acidentado”;

• Ajuda radioelétrica, que usa sinais de rádio omnidirecionais provenientes de
estações de terra (NDB- Non Directional Beacon). Frequências de operação:
de 190 a 1.750 KHz, polarização vertical;
• Determina automaticamente a direção da estação captada, usando um
recetor instalado na aeronave: obtém o rumo para essa estação;
• O rumo é obtido
pela combinação
dos sinais recebidos
por duas antenas:
• Antena loop em
quadratura com a
antena sense;
ATA34. Automatic Direction Finder - ADF
106

• O rumo relativo da aeronave retira-se entre o rumo do avião e a direção da
estação em relação ao norte magnético;
• O sinal do NDB é modulado com uma chave em código morse,
identificadora dessa estação;
• Para captar o sinal deve-se sintonizar o recetor para a estação desejada (LF
ou MF), podendo-se também sintonizar estações de radiodifusão AM (ouve-
se a programação em vez do código morse);
Automatic Direction Finder - ADF
107

Constituição do sistema ADF:
• Caixa de controlo;
• Recetor;
• Antena ADF (Loop/Sense);
• Indicador (RMI, HSI, ND);
Permite a seleção da frequência e o modo de operação:
• Switch Normal: receção de sinais modulados com código morse (NDB) e
das estações emissoras;
 Em A1: receção de sinais contínuos não modulados (CW);
• Switch em ADF: receção com as antenas loop e sense (DF);
• Switch em ANT: Apenas antena sense (audição de radiodifusão);
• TRF: muda a sintonia do recetor para a frequência standby;
ADF: Componentes
108
Caixa de controlo:

• A combinação dos sinais recebidos nas antenas loop e sense (omni) dão a
informação de rumo (bearing): O sinal induzido na antena loop depende da
sua posição relativamente à estação;
• Os sinais na antena loop são enviados aos enrolamentos do estator do
resolver. Este correlaciona o sinal e o seu rotor é acionado pelo motor até
atingir o valor nulo;
• A informação de rumo é mostrada num RMI, HSI (ou ND);
ADF: princípio de funcionamento
109

Indicador - RMI, HSI (ND);
• A rosa dos ventos move-se pela bússola e a linha de referência do rumo do
avião (lubber line) mostra o norte magnético;
• O ponteiro vai mostrar a direção do NDB sintonizado (QDM) – rumo
absoluto. No exemplo:
• Rumo absoluto a cada NDB: ponteiro simples mostra QDM 55º e ponteiro
duplo mostra QDM 350º;
• Rumo relativo: ponteiro simples mostra 145º e ponteiro duplo mostra 150º.
ADF: princípio de funcionamento
110
Norte mag
OE
OP

• VOR: ajuda rádio de alcance médio que recebe e processa informação de
rumo proveniente de estações de terra omnidirecionais. O sistema VOR dá:
 Informação de rumo a partir da diferença de 2 fases transmitidas pela
estação de terra;
 O ângulo do avião em relação ao curso (rota) selecionada;
 A posição TO (QDM TRACK) e FROM (QDR RADIAL) do avião em
relação ao curso selecionado;
 Um sinal em código morse que identifica a estação.
VHF Omnidirectional Range - VOR
111

• O VOR opera na banda dos 108 aos 117,95 MHz, em canais espaçados de
50 KHz com uma potência de RF de 200W (alcance 100 a 300 NM);
• Dos 200 canais disponíveis, 160 são usados para VOR em geral: 120 para
estações VOR em navegação e 40 para terminal VOR (TVOR). Estas têm
potências mais reduzidas (50W) e tem menor alcance (25 a 50 NM);
• O VOR transmite uma portadora que é modulada em AM e FM em
simultâneo, fornecendo dois sinais:
 Um sinal fixo modulado em FM, chamado referência, constante em
todas as direções;
 Um sinal variável, modulado em AM cujo desfasamento depende do
radial de saída da estação;
• A antena roda a 1800 rpm e fornece um número ilimitado de azimutes para
(to) e de (from) uma estação;
 A fase do sinal AM vai variando relativamente ao sinal de referência de
acordo com a direção que é irradiado pela estação;
112

113
• A linha de posição é diferenciada em termos de orientação. Um rumo
magnético em direção à estação designa-se TO (track ou QDM). Um rumo
magnético afastando-se da estação designa-se FROM (radial ou QDR);

• O sistema é constituído por uma caixa de controlo, um recetor VOR e uma
antena. O recetor processa o sinal captado pela antena e envia-o para o
indicador (RDI, RMI, HSI, ND);
• O sistema pode operar em “Automatic VOR” ou “Manual VOR”;
114

115
Instrumentos de navegação usados para mostrar informação
VOR:
• Radio Magnetic Indicator, RMI; Horizontal Situation
Indicator, HSI; Navigation Display, ND; etc.;
Automatic VOR. O piloto seleciona a frequência de
operação da estação e o sistema dá a indicação de
rumo atual (QDM);
Modos de operação:

116
Manual VOR: O piloto seleciona o VOR COURSE desejado e o sistema mostra
o desvio VOR (direita esquerda do indicador) e o erro de curso do avião em
relação à estação (TO-FROM);
• TO-FROM mostra se a aeronave está
voando para (TO) ou da (FROM) estação
VOR selecionada.

• Sintonia VOR. Dependendo do avião, pode-se fazer por vários processos:
na caixa de controlo VOR, no RMP, no MCDU ou de forma automática feita
pelo FMS.
117
Caixa de controlo VOR
Radio Management Panel
MCDU e sintonia automática pelo FMS

• Permite a aterragem de precisão de um avião (mesmo com má visibilidade),
seguindo uma descida otimizada;
• A partir de sinais transmitidos de terra, guia o avião através de uma ladeira
até tocar na pista;
• ILS é identificado por um sinal áudio em morse. Cria uma linha de
aproximação, definida pelos feixes Localizer (LOC) e Glide Slope (GS) e
mostra o desvio angular a essas linhas nos instrumentos;
ILS (Instrument Landing System)
118

Frequência de trabalho:
• Localizer: 108,10 a 111,95 MHz, 40 canais, espaçados 1/10 MHz impar;
• Glide Slope: 329,15 a 335 MHz emparelhado com os canais de
Localizer;
• Exemplos: Loc-108,10/GS -334,70; Loc-111,95/GS-330,95;
• No avião, a seleção do ILS é feita no painel de controlo, no RMP ou no
MCDU. O piloto seleciona a frequência LOC e a frequência de GS é
selecionada automaticamente pelo sistema;
Princípio de funcionamento do ILS
119
• O sinal resultante dos desvios LOC e G/S são
mostrados no indicador (CDI, HSI ou ADI) ou
nos displays (PFD e ND).

• Guiamento lateral do avião num plano horizontal de modo a mantê-lo na
linha central. Tem um alcance que depende da linha de vista:
Aproximadamente de 25 NM a 1.000 ft e 75 NM a 10.000 ft de altitude;
• Transmite na horizontal 2 lóbulos de radiação, modulados um a 90 e outro a
150 Hz. Na center line da pista (e prolongamento) os 2 sinais têm a mesma
intensidade;
• No avião o sinal captado pela antena LOC é enviado ao recetor que mede o
desvio do avião em relação à center line comparando a intensidade dos
dois sinais;
ILS - Localizer
120

• Avião à esquerda da centerline: modulação de 90Hz é superior à
modulação de 150 Hz → desvio do ponteiro para a direita. Quanto maior a
amplitude do sinal de 90 Hz maior será o desvio do ponteiro para a direita;
• Avião à direita da centerline: modulação de 150Hz é superior à modulação
de 90 Hz → desvio do ponteiro para a esquerda. Quanto maior a amplitude
do sinal de 150 Hz maior será o desvio do ponteiro para a esquerda;
ILS - Localizer
121
Visualização do sinal
90Hz
150Hz
3,3º
Símbolo
do avião
ponteiro
LOC
Pontos
afastamento

• Guiamento vertical através de um plano inclinado (ladeira) até ao ponto de
toque na pista;
• Transmite na vertical dois lóbulos de radiação, modulados um a 90 Hz e
outro a 150 Hz. Os 2 sinais têm a mesma intensidade na linha que tem
uma inclinação de 3º em relação à pista (glidepath);
• No avião: sinal captado pela antena GS é enviado ao recetor que mede o
seu desvio em relação à ladeira de 3º (compara a intensidade dos dois
sinais);
• Alcance: 10 milhas náuticas da ladeira da pista com o avião a uma altitude
3.200 pés.
ILS – Glide Slope (Glide path)
122

ILS – Glide Slope (Glide path)
123
Visualização do sinal
• Avião acima da ladeira: modulação de 90Hz é superior à modulação de 150
Hz → desvio do ponteiro para baixo;
• Avião abaixo da ladeira: modulação de 150Hz é superior à modulação de 90
Hz → desvio do ponteiro para cima;

Configuração do ILS
124
• O sistema pode ter um, dois ou três recetores ILS. Os recetores recebem
os sinais VHF da antena localizer e os sinais UHF da antena GS;
• A sintonia e seleção de rumo pode ser feita automaticamente pelo FMS ou
no painel de controlo. O recetor dá informação ao AFS, FMS, FDR, GPWS e
EFIS. A saída de áudio do LOC é enviada para o AMU;
• Se o avião tiver mais de dois recetores ILS, todos deverão estar
sintonizados na mesma frequência;
Antenas. O LOC pode ter antena própria ou partilhar a antena de VOR. As
antenas podem ser montadas na secção superior do estabilizador vertical ou
na parte frontal da fuselagem, junto à antena de radar. Exemplos;

ILS (Instrument Landing System)
125
Arquitetura no
B737-900

• CAT I: Uma aproximação por instrumentos de precisão com uma altura de
decisão mínima de 200 ft e visibilidade mínima da pista de 1.800 ft. Avião
equipado com sistema ILS e recetor Marker Beacon;
• CAT II: Uma aproximação por instrumentos de precisão com uma altura de
decisão mínima de 100 ft e visibilidade mínima da pista de 1.200ft. Avião
equipado com ILS, MB, RA, PA e A/T. Tripulação: piloto e copiloto;
• CAT IIIA: Altura de decisão mínima menor que 100ft e visibilidade mínima
da pista de 700ft. Avião equipado como CAT II+PA de falha passiva;
• CAT IIIB: Altura de decisão mínima abaixo dos 50ft e visibilidade mínima da
pista de 150ft. Melhor sistema em uso atualmente;
• CAT IIIC: Visibilidade zero (ainda sem implementação).
Categorias do ILS
126

• Sistema que determina a distância entre o avião e a cabeceira da pista. A
distância é dada através de rádio balizas (transmitem um feixe na vertical);
• Quando o avião sobrevoa uma das balizas rádio (Marker Beacon) recebe um
aviso sonoro e visual: Marker Beacon indica a posição do avião ao longo da
ladeira;
• No solo o sistema é composto por 3 markers beacon que emitem uma
portadora 75 MHz, modulada por uma frequência áudio, que varia de acordo
com a sua posição relativa;
• No avião, o sistema básico é formado por um recetor VHF de 75MHz, um
painel de indicação com 3 lâmpadas (cada uma para cada sinal modulador);
• A saída do recetor é enviada para os auscultadores/altifalantes e para o
painel das 3 lâmpadas ou, nas aeronaves mais recentes, em vez de painel de
luzes, a informação é mostrada no PFD;
• Quando o avião passa sobre uma rádio baliza, os pilotos ouvem o sinal de
áudio e vêm a indicação visual apropriada (luzes ou no PFD);
Marker Beacon (ILS)
127

animação (youtube)
Marker Beacon
128
- - -
…
·-·-·-

Recetor MB. Deteta a modulação áudio
da portadora de 75Mz;
Áudio desmodulado enviado aos filtros
de áudio. O tom que estiver presente
passa através do respetivo filtro;
Esse sinal aciona circuito de comutação
para dar a indicação visual;
Marker Beacon
129
Dos filtros também sai a linha de
áudio com a frequência e código
morse correspondente;

• DME dá a indicação da distância do avião (slant - ladeira) à estação
selecionada, que está normalmente junto à estação de VOR ou ILS;
• O sistema do avião gera pulsos de interrogação para o sistema de terra,
que envia pulsos de resposta. O interrogador com estes dados determina a
distância em NM;
• O interrogador deteta o sinal com o código morse identificador do recetor.
Frequência de trabalho: Tx: 1025 a 1150 MHz e Rx: 962 a 1213 MHz;
• Frequências de TX/RX emparelhadas com a frequência do VOR ou do ILS
sintonizado.
DME – Distance Measurement Eqpt
130

131
• DME básico no avião: E/R, um indicador e uma antena. O DME é usado em
conjunto com o VOR e o ILS. A conjugação VOR/DME permite obter o rumo
e a distância;
• Como se conhece a localização das estações e com estes dados obtém-se
a posição do avião. A leitura da distância é apresentada num indicador
próprio ou num EFIS;
• As estações VOR/DME normalmente estão localizadas
sob corredores aéreos (airways). O alcance máximo de
um DME é de 300 NM;

A distância DME é mostrada em indicador próprio, no HSI,
no PFD e no ND;
• ILS/DME. Distância ao ponto de toque na pista: no canto
inferior esquerdo do PFD. Distância às estações VOR 1
e 2 dependem do modo selecionado no ND;
• Interrogador em standby ou não está seguindo
nenhuma estação: mostrados traços (----) na indicação;
132
FMS calcula a posição horizontal do avião
(latitude e longitude) com as distâncias de
2 estações DME.

FMC
133

• INS é um sistema baseado nas Leis de Newton:
 1ª Lei: Um corpo mantém o seu estado de repouso ou em movimento,
a não ser que qualquer força exterior modifique esse estado;
 2ª Lei: A aceleração de um corpo é proporcional à soma das forças
que atuam sobre ele;
 3ª Lei: Para cada ação existe uma reação igual e oposta;
• Define um plano de referência estabilizado, deteta variações na aceleração
e velocidade. Composto por um computador, acelerómetros (sensores de
movimento) e giroscópios (sensores de rotação);
• Acelerómetro. Medição básica do INS. Estão montados 2 acelerómetros,
um sentindo as acelerações N-S e outro sentindo as acelerações E-W;
 É basicamente um pêndulo, que quando a aeronave sofre uma
aceleração, devido à inércia, sai da sua posição de equilíbrio. Um
sensor converte esse movimento num sinal elétrico que é amplificado;
 Sinal elétrico é enviado a um motor de binário que repõe o pendulo na
posição nula;
INS: inertial navigation system
134

135
d
a
v

136
• Navegação inercial no plano horizontal depende da integração da
aceleração para obter a velocidade e, integrando esta obter a distância;
• O computador do INS, tendo o ponto inicial (latitude e longitude) e sabendo
o tempo percorrido, obtém a velocidade e a distância ao ponto inicial;
• A precisão do sistema depende das condições iniciais pelo que o seu
alinhamento inicial é muito importante;
A plataforma de inércia usa:
• 2 acelerómetros: N-S e E-W;
• 3 Giroscópios: estabilização da
plataforma;
• Variações na plataforma: os
gyros produzem sinais aos
motores que a reposicionam.

Giroscópio. Mantém a plataforma estabilizada e está montado no mesmo
cardan onde está o acelerómetro;
• Quando o cardan sai da sua posição nivelada o eixo de rotação do
giroscópio mantém-se fixo, produzindo-se um sinal de erro proporcional a
este desvio;
• O sinal é amplificado e enviado ao motor que movimenta o cardan
colocando-o na posição de equilíbrio. Os 3 gyros vão sentir as variações de
pitch, roll e yaw na plataforma;
INS dá a indicação de longitude (distância ao meridiano de Greenwich que
passa pelos polos) e de latitude (distância ao equador): coordenadas de um
ponto na superfície da terra;
137
• Calcula continuamente a posição, a
orientação e velocidade do avião sem
usar referências externas.

Parâmetros indicados pelo INS. Os parâmetros de navegação são mostrados
no CDU (inércia), MCDU, HSI e ND (mostrados em forma analógica e digital).
138

Componentes do INS:
• INU;
• CDU;
• MSU;
• Bateria;
O sistema, após ser ligado,
necessita de receber as
coordenadas do local (Lat, Long);
Com a posição inserida, necessita
de algum tempo para alinhar;
Bateria permite funcionamento
autónomo de 30m em caso de
falha de energia ao sistema.
139

• IRS fornece dados de navegação inercial para outros sistemas. Usa um
RLG (ring laser gyro) em cada eixo da aeronave, em vez de um giroscópio
para sentir a variação angular em cada um dos eixos pitch, roll e yaw;
• O sistema também se designa “strap-down” porque, não havendo partes
móveis, os sensores são diretamente instalados na estrutura, sentindo o
movimento da aeronave;
• O microprocessador calcula a velocidade, posição e atitude tridimensional
da aeronave a partir dos sinais fornecidos pelos sensores;
• Para navegar sobre a superfície da terra, o sistema deve saber como a
aceleração da aeronave está relacionada com essa superfície: o IRS deve
saber a relação entre os eixos da aeronave e a superfície terrestre;
• A partir do valor conhecido de pitch, roll e heading, o microprocessador
efetua os cálculos de navegação vertical e horizontal;
IRS: Inertial Reference System
140

IRS – Ring LASER Gyro
141
Criação do LASER (Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation)
• A luz é irradiada numa cavidade em linha reta entre dois ou mais espelhos,
é amplificada até à saturação nas suas viagens repetidas, atingindo uma
oscilação estacionária entre os espelhos;
RLG (Ring LASER Gyro)
• Dispositivo que mede uma velocidade angular usando as propriedades de 2
feixes LASER emitidos em sentidos opostos dentro de uma cavidade;
• Feito num bloco de vidro triangular com temperatura estabilizada. O
perímetro do triângulo está perfurado com pequenos túneis. Em cada canto
existe um espelho refletor;
 Três espelhos permitem que o LASER viaje em torno de uma área
fechada num espaço mais reduzido;
 Os túneis são carregados com hélio e néon e são selados;
 Aplicando-se uma tensão DC de 3kV entre os ânodos e o cátodo da
cavidade provoca-se uma descarga elétrica que ioniza o gás;

142
RLG (Ring LASER Gyro)
• Ocorre a amplificação da luz quando um fotão atinge um átomo de néon
passando para o estado de excitação, originando um ganho de fotões. A luz
é uma frequência pura;
• RLG produz 2 feixes, viajando na cavidade em sentidos opostos e à mesma
velocidade. Com o dispositivo imóvel os 2 feixes levam o mesmo tempo a
completar o circuito.

143
• Se o dispositivo girar, as trajetórias dos feixes alongam-se e encurtam-se.
 O feixe que se desloca no sentido de rotação do RLG demora mais
tempo (maior comprimento de onda, frequência mais baixa);
 O feixe que se desloca no sentido contrário leva menos tempo (menor
comprimento de onda, aumenta a frequência);
• O desvio nas frequências dos feixes é proporcional à variação angular do
RLG sobre o seu eixo;
• Vantagens do RLG: Muito resistentes, ciclo de vida longo (sem partes
mecânicas), medições muito rápidas
RLG não é um giroscópio, mas um sensor
de velocidade angular de rotação em torno
de um único eixo, que usa as
características da luz para fazer a medição;
e extremamente precisos.

144
• A diferença de frequências entre os dois feixes é medida no RLG com
precisão e facilidade pelo detetor ótico, produzindo um sinal elétrico
proporcional. O DAC converte o sinal elétrico num sinal digital;
 Existem 2 fotocélulas: uma indica a direção de rotação do gyro e a
outra a direção em que as franjas do desvio se movem;
• Os espelhos do RLG não são idênticos e permitem micro ajustes para
manter o caminho físico sempre o mesmo. O prisma é o responsável pela
inversão de um dos feixes
Acelerómetros. Estão estacionários relativamente à aeronave. As suas saídas
são compensadas pelo computador relativamente ao movimento da terra;
• As saídas compensadas dos acelerómetros permitem determinar a direção
e a quantidade de movimento no plano horizontal;
• Os acelerómetros não são orientados N-S e E-W, mas as suas saídas
permitem obter os valores de latitude e longitude;
• A velocidade vertical e a altitude são calculadas usando a aceleração que é
medida no eixo perpendicular à superfície da terra;

145
Constituição básica IRS: IRU (inertial reference unit), ISDU (inertial system
display unit), MSU (mode select unit), MCU (master caution unit) e DAC;
IRU: composto por 3 RLG + 3 acelerómetros, montados em cada eixo, placas
de controlo / processamento e fonte alimentação;
• Os sensores estão fixos à estrutura do IRU, sentindo todos os movimentos
da aeronave. Os dados obtidos e processados pelos circuitos eletrónicos
são usados para calcular diversas funções;

Os microprocessadores do IRU executam os cálculos para mostrar:
• Atitude primária do avião, posição atual (latitude e longitude);
• Vetores de velocidade inercial e aceleração;
• Referência de norte verdadeiro e magnético;
• Trajetória;
• Etc.;
146

147
• Alinhamento do IRU. Esta ação dá a posição vertical e a direção do norte
verdadeiro aos sensores do IRU.
 O computador do IRU determina o norte verdadeiro sentindo a direção
da rotação da terra
• MSU (mode select unit) permite a seleção do modo dos IRU e
monitorização da operação do IRU;
 A amplitude da rotação permite calcular a latitude. O computador
compara este valor com o valor introduzido pelo utilizador;
• ISDU (inertial system display unit) é a interface com os IRU. Permite a
inicialização dos dados do IRU e mostra a informação: track angle, ground
speed, posição atual, direção do vento e estado do sistema;

148
• Exemplo no A320. Nas aeronaves mais recentes as unidades ADC e IRU
estão juntas num único LRU: ADIRU (uma parte processa dados
barométricos e a outra parte processa dados de inércia);
Principais entradas externas:
GPSSU: dados de navegação para o
FMS
FMC via barramento de dados faz a
inicialização do IRU através do
MCDU
CDU do ADIRS permite inicialização
se o FMC falhar
Entradas discretas de diversos
sistemas
CMC: ferramenta de manutenção
para pesquisa de anomalia
Etc.

• ATC (Air Traffic Control) transponder foi desenvolvido como dispositivo
radar para identificar um avião e é parte do ATCRBS (Air Traffic Control
Radar Beacon System);
• O transponder é interrogado por pulsos de radar provenientes de uma
estação de terra ou do sistema TCAS;
• Os pulsos de resposta do transponder dão a identificação e altitude do avião
de uma forma automática,
ATC Transponder
149
permitindo a vigilância do
tráfego aéreo;
c

ATCRBS permite a localização e identificação de aeronaves no seu espaço
aéreo. É constituído por: nos aviões – transponder; em terra – PSR e SSR;
• Radar Primário (PSR – Primary Surveillance Radar) é formado por uma
antena, um R/T e um visor para controlo do tráfego. Emite um feixe estreito
de energia que é refletido pelo avião em voo e retorna à antena;
 Dá o ângulo e distância do avião dentro da sua área de cobertura
(tempo decorrido entre emissão e receção do eco) e cada símbolo no
display corresponde ao eco dum alvo;
• Radar Secundário (SSR – Secondary Surveillance Radar). Interroga com
dois conjuntos de pulsos o transponder do avião para obter a sua identidade
e altitude.
 O transponder do avião envia um sinal codificado de resposta;
 O modo de interrogação determina o espaçamento entre os pulsos;
ATC Transponder
150

ATC Transponder
151

• O radar secundário interroga o avião com um sinal de 3 pulsos de 1030 MHz
e o transponder do avião responde com um sinal de 1090 MHz. O
espaçamento dos pulsos P1 e P3 determina o modo de interrogação;
 Modo A. Modo normal de operação. Responde ao ATC com um código
de identificação único. Espaçamento de pulsos: 8µs;
 Modo C. Recebe informação do ADC e responde ao ATC com a
identificação e a indicação de altitude barométrica. Espaçamento de
pulsos 21 µs;
• Modos A e C
 Os pulsos P1 e P3 são direcionais e transmitidos pela antena rotativa e
o P2 é um pulso omnidirecional transmitido 2µs após P1;
 O transponder só deverá responder às interrogações do secundário,
quando o avião é “iluminado” pela emissão do radar: esta ação é feita
pela deteção da amplitude de P2 relativamente à amplitude de P1;
Air Traffic Control - ATC
152

153
ATC Transponder
• Transponder inibe qualquer
resposta durante 35µs
quando P2 ≥ P1;
• O avião voando na área do feixe principal recebe o P1 com uma amplitude
superior a P2 (iluminado) responde à interrogação;
• O avião que voa fora do feixe principal (sidelobes) recebe P2 com uma
amplitude 6 dB acima de P1 e considera a interrogação inválida (não
iluminado);

• Transponder com modo S melhora as operações de controlo, por adicionar
data link, permitindo troca de informação bidirecional (terra-ar e ar-terra)
com as estações de controlo em terra;
 Também responde às interrogações do TCAS de outros aviões que
estejam na zona de receção;
• Com o modo S cada avião tem atribuída uma identificação única, pelo que é
impossível dois aviões selecionarem o mesmo código;
• Opera de modo similar aos outros modos: transponder responde ao radar
secundário com o sinal modo S incluindo um endereço de 24 bits. A
identificação e localização da aeronave são inseridas no ficheiro “roll-call”;
• Todas as interrogações. O transponder modo S recebe a interrogação de
terra e inicia a resposta até detetar o pulso P4:
 Se P4 < 0,8µs, o transponder responde às interrogações modo A ou C.
Se P4 > 1,6µs é gerada a resposta em modo S após P4;
154
ATC Transponder

155
ATC Transponder
• Função primária do modo S é a vigilância: transmissão de 56 bit dando a
indicação de altitude, identificação do avião, variação vertical, etc.

156
ATC Transponder
Componentes: Constituído por uma antena banda L (similar à do DME), o
transponder e a caixa de controlo (pode integrar comandos do TCAS). Em
aeronaves de maior dimensão, o sistema é dualizado;
O painel de controlo
permite selecionar ATC 1
ou 2, modo de operação e
o código de identificação
do avião;

157
Princípio de operação:
• Sinal de interrogação 1030MHz é recebido pela antena, enviado ao recetor
e passa através do decoder, que está com a opção selecionada pelo piloto,
para responder aos pulsos de interrogação;
• Após acionado, o decoder produz um trem de pulsos capaz de responder a
um dos 4096 códigos do sistema (212);
• Pulsos vão modular a portadora CW de 1090 MHz e são enviados do
transmissor para a antena através do coupler;
 Coupler faz a comutação entre o transmissor e recetor para impedir que
o sinal de saída do transmissor entre no recetor;
• Operando em modo A, o transponder apenas envia a identificação. Os
pulsos contêm informação do código identificador selecionado pelo piloto;
• No modo C, para além da identificação, o decoder recebe informação da
altitude barométrica, por exemplo do ADC (variação da altitude é dada em
centenas de pés);
ATC Transponder

• Sistema de radar meteorológico (Airborne Weather Radar Sys - WXR) deteta
e mostra as áreas com condições meteorológicas adversas, ajudando o
piloto a evitar essas áreas turbulentas, dando o rumo e a distância;
• O radar emite pulsos de micro-ondas através de uma antena direcional e
aguarda o retorno dos ecos;
• A distância é obtida em função do tempo decorrido entre a emissão do pulso
e a receção do eco, o azimute é obtido em função da posição da antena;
• Frequência de operação: 9,4 GHz; Potência dos pulsos: 125W a 65kW; Razão
de repetição de pulso: (180 a 400)/s;
158
Weather Radar (WXR)

• O piloto pode ajustar o “tilt” da antena para cima e baixo,
ajudando a determinar com maior precisão a situação
meteorológica;
• Com “tilt” 15º baixo, o radar mostra características do solo
(por exemplo a linha de costa);
• Antena estabilizada automaticamente em pitch e roll pelo
IRS. Emite pulsos com polarização horizontal.
159
Weather Radar (WXR)
• A antena emite pulsos repetitivamente e efetua o varrimento contínuo de
20x /m, lado a lado, num ângulo de operação de +/- 45º a +/- 90º;
• A intensidade do eco devolvido pelas gotas de chuva determinam a
intensidade desta. O seu valor é mostrado num visor dedicado ou no ND
numa escala de 4 cores: verde, amarelo, encarnado e magenta;

Indicação da intensidade da chuva: de ligeira (verde) a maior gravidade
(magenta). No ND a informação radar não está disponível em modo PLAN;
160
Weather Radar (WXR)
Componentes no radar: Antena, caixa
de controlo, emissor-recetor e visor;

Diagrama de blocos (Boeing 737-900)
161
Weather Radar (WXR)

162
Weather Radar (WXR)
• Radar convencional. O pulso emitido é refletido pelas gotas da chuva,
devolvendo o eco ao recetor;
• Deteção da turbulência. A frequência do eco (devido ao tamanho e
velocidade das gotas de chuva) é diferente da frequência do pulso emitido
(efeito de Doppler);
• Isto implica que o sinal recebido varia o seu valor sobre uma gama de
frequências: quanto maior a banda, maior a turbulência;
• Quando o valor limite da frequência é excedido significa condições de
grande turbulência e a representação no ecrã dessa área faz-se a magenta;
Radar
convencional
Deteção de
turbulência

• RA (ou radar altimétrico) determina a altitude da aeronave acima do terreno
(terra ou água). É usado na descolagem, aproximação e aterragem;
• Princípio de funcionamento: transmissão de um sinal modulado em FM do
avião para o terreno e aguarda pelo eco do sinal devolvido pelo terreno;
 Tempo decorrido entre o envio do sinal e a receção do eco é
proporcional à altitude do avião em relação ao solo;
• Frequência emissão: 4,3 GHz, altitude máxima de operação: 2.500 pés.
Acima deste valor, a indicação não está visível;
• O sistema é constituído por um Emissor/Recetor (R/T), um conjunto de
antenas e um indicador (convencional ou integrado no EFIS);
Rádio Altímetro - RA
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