GPWS. Demandes JAR GPWS GPWS. GPWS Modes 1 et 2. Cas particulier pour le GPWS

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1 Demandes JAR Un opérateur ne va pas opérer un avion avec une turbine si: - Masse certifiée max au décollage > kg ou le nr max de passagers > Masse max certifiée au décollage > kg ou le nr max de passagers > 9, sauf s il est équipé d un (Ground Proximity Warning System) Signaux visuels et auditifs -> Alarmes à l équipage de vol sur: L approche du sol (ground proximity) Perte d altitude après le décollage ou le survol (go-around) Configuration incorrecte d atterrissage Déviation de l alignement de pente vers le bas 50% pertes des avions de transport sont causées par: Vols contrôlés vers le sol inattention, confusion, vertiges, distraction, erreurs de lectures des instruments, mauvaise visibilité et erreur de navigation -> donne à l équipage de vol des Alarmes avancées, auditives et visuelles pour condition de vol dangereuse proche du sol Système désigné pour alerter le pilote: Mode 1 - Taux de descente excessive Mode 2 - Taux de terrain excessif Mode 3 - Perte d altitude apparaît suite au décollage ou suite à un survol (go-around) Mode 4 - Clearance d un terrain apparaît et l avion n est pas dans la configuration d atterrissage Mode 5 - Avion part trop loin en bas de l alignement de pente pendant l approche ILS Modes 1 et 2 Différence entre les modes 1 et 2 Mode 1 - Taux de descente excessive Taux de descente acceptable à 2000 pi n est pas acceptable à 200 pi Mode 2 - Taux de terrain excessif L avion est en vol uniforme ou en montée Cas particulier pour le Le ne donne pas une alarme si l avion vole vers une montagne ou roche verticale L arrêt de l alarme du mode 2 -> L avion peut survoler le terrain en bas (radio-altimètre) donc du terrain en avant de l avion peut exister 1

2 Cas particulier pour le Le n est pas considéré comme un détecteur de vent de cisaillement, alors le système est activé par l effet d un vent de cisaillement -> Ceci résulte dans : - La perte de la capacité de montée (mode 3) - Taux de descente augmenté (modes 1,2,4,5) Entrées du Radio-altimètre Récepteur de l alignement de pente de ILS Capteur de la vitesse verticale (peut être un altimètre barométrique sa sortie est intégrée par le pour dériver la vitesse verticale) switch activé par le train d atterrissage switch activé quand les volets sont sélectionnés dans la position d atterrissage Entrées du Radio-altimètre donne la distance verticale en bas de l avion uniquement est activé à 2450 pi 50 pi (H calculée par le radio-altimètre). n est jamais désactivé (avec des freins de circuit) sauf sur des champs aériens où on demande son désactivation par des procédures approuvées. Alarmes et alertes visuelles et auditives pour le CAA déf. une alarme -> une commande générée par le qui demande une réponse pour initier une montée à un gradient max jusqu à H sécuritaire. CAA déf. une alerte - caution générée par l équip. qui demande une action par l équipage pour corriger la trajectoire de vol de l avion / la config. Alarmes et alertes visuelles et auditives pour le La réponse à toutes les alertes ou alarmes est positive et immédiate. La cause de l activation de est d une importance secondaire. Modes 1 4 génèrent des alarmes et Mode 5 génère une alerte. 2

3 Alarmes pour les modes 1 4 et alerte pour le mode 5 Lumière rouge PULL UP Alarme auditive WHOOP WHOOP suivie par les mots PULL UP. Alerte pour le mode 5 Lumière ambre stationnaire GLIDESLOPE et une Alarme auditive GLIDESLOPE qui se répète plus et plus fréquemment lorsque la déviation en bas de la trajectoire de pente augmente Alarmes et alertes Alarmes auditives pour les modes 1 4 ont la priorité sur l alerte auditive pour le mode 5. On peut avoir les lumières rouges d alarme et ambres pour l alerte illuminées en même temps Il est impossible de supprimer les alarmes auditives ou visuelles pour les modes 1 4. Alarmes de sont automatiquement supprimées quand l alarme de décrochage de l avion (stick shaker) ou système d identification du système (stick pusher) opère. Alarmes et alertes CAA -> alarme le pilote sur les dangers des terrains à 20 sec avant que la collision avec le sol apparaisse si aucune action corrective aurait eu lieu. Design du système tel qu il ne donne pas des alarmes non - nécessaires qui nuiraient le pilote Pour éliminer la majorité de ces alarmes (nuissance warnings) -> Alarmes et alertes Limiter la période de temps entre le début de l alarme du terrain et le temps de la collision avec le sol (10 sec aucune action corrective et 5 sec approche finale quand la réponse du pilote devrait être plus rapide) Fausse alarme apparaît comme résultat d une faute dans l équipement ( même ou une entrée de ) Unités de contrôle et de display dans le champs de vision du pilote -> Figure suivante Unités de contrôle et de display du Inclut BITE (Built In Test Equipment) Au sol avant l allumage des moteurs -> La liste de vérifications (check list) va demander à l équipage de faire un test BITE sur le -> - Lumières PULL UP, BELOW G/S et INOP - Activer les alarmes auditives 3

4 - Initiation de l équipage au système BITE est interdite pendant le vol mais le système va continuer de se tester lui-même. - L équipage sait ce qui se passe quand le ne passe pas le test (INOP illuminé) - INOP illuminé si: - puissance au est interrompue - une des entrées du est perdue - Si un approche est réalisé avec une config. de volets non - conventionnelle (par exemple, un approche asymétrique) -> Nécessaire d alarmer le avec le FLAP NORMAL/OVER-RIDE SWITCH -> Lumière OVRD Opération du Mode 1 est activé quand Taux de descente barométrique > Hauteur de l avion en haut du terrain (déterminé par le radio-altimètre) Activation du mode 1 -> - Limite supérieure = 2450 pi en haut du sol - Taux de descente barométrique > 7350 pi / min Opération du Mode 1 - Limite inférieure = 50 pi en haut du sol - Taux de descente barométrique >= 1500 pi / min Opération du - Mode 2 Activation du mode 2 si l avion vole vers un terrain montant. Activation est réalisé en mesurant le taux du terrain (par le radio-altimètre). Mode 2 A > Volets ne sont pas dans la config. d atterrissage Avion à 1800 pi > H terrain -> Mode 2A activé si le taux du terrain >= 6000 pi/min Opération du - Mode 2B Volets sont dans la config. d atterrissage Avion à 790 pi agl -> Mode 2B activé si le taux du terrain >= 3000 pi/min Avion à 220 pi agl -> Mode 2B activé si le taux du terrain >= 2250 pi/min Avion à 50 pi > H terrain -> Mode 2A activé si le taux du terrain >= 2063 pi/min 4

5 Opération du Modes 2A et 2B Mode 3 - Perte d altitude après le décollage ou un survol Mode 3 activé si une perte excessive d altitude est expérimenté après le décollage ou un circuit (goaround) quand l avion se trouve à 50 pi 700 pi du sol. - Avion à 700 pi agl -> Mode 3 activé si la perte d altitude barométrique > 70 pi - Avion à 50 pi agl -> Mode 3 activé si la perte d altitude barométrique > 10 pi - Mode 3 est inactif quand le train d atterrissage et les volets sont en configuration d atterrissage Mode 3 - Perte d altitude après le décollage ou un survol Mode 4 Clearance du terrain pas sécuritaire Mode 4 est activé -> terrain pas sécuritaire et L avion n est pas en config. d atterrissage Mode 4 activé quand le clearance du terrain = 500 pi agl sauf si le train d atterrissage est déjà descendu. - Pour 500 pi agl (dét par le radio-altimètre) et le taux de descente barométrique > 1900 pi / min -> - Mode 4 B activé sauf si les volets sont dans la position d atterrissage Mode 4 Clearance du terrain pas sécuritaire Le plus bas paramètre = 50 pi agl Mode 5 Avion en bas de la trajectoire de pente de ILS Avion entre 500 pi - 50 pi agl - déterminé par le radio-altimètre et avec le train d atterrissage sorti. Alerte visuelle apparaît quand l alerte pull-up est due à un mode actif 1, 2 ou 4 mais pas à un mode 3. Si le mode 3 est activé -> Le mode 5 est automatiquement interdit. 5

6 Mode 5 Avion en bas de la trajectoire de pente de ILS Alarme de survitesse Overspeed Warning OW Système OW fournit une alarme quand la vit. d opération max V MO / M MO est dépassée (clacker sound). Sur le EADI (Electronic Attitude Direction Indicator), l indicateur de vitesse d air -> Bandes rouges d alarme aux vitesses max et min, -> Bandes ambres -> vit. de manœuvres max et min lorsque spoilers et volets utilisés Alarme de survitesse Overspeed Warning OW CADC, FMGC (Flight Management Guidance Computer) pour W et CG de l avion et positions des volets et spoilers -> Entrées pour le système de sur passage de nr de Mach et vitesses Il faut tester le système pour attendre le son d alarme Alarme de survitesse Overspeed Warning OW Failure du système -> Pas de son mais la survitesse sera montrée sur l indicateur de vitesse Sources d angles d attaque Indications de α sont importantes pour le contrôle efficace de l avion Surtout aux vitesses basses où la variation de a avec la vitesse est la plus grande et où l avion pourrait décrocher. Systèmes d indication des capteurs d angles d attaque sonde de mesure pour la transmission d un angle sur un système. 6

7 Sondes de mesure Situés sur le fuselage proche du nez de l avion ou sur le bord d attaque de l aile. Une petite sonde balancée qui pivote. Le mouvement de la sonde est converti dans des signaux électriques par un syncro et entre dans FDI (Flight Deck Indicator) ou FMS Sondes de mesure Anti-glaçage de la sonde -> Il faut incorporer un élément de chaleur électrique et une sorte d appareil d amortissement pour contourner la turbulence de l air Figure suivante -> Sonde d angle d attaque monté sur le fuselage Sondes de mesure Sondes de mesure Une sonde est pivotement montée sur le B.A. d une aile, est centrée avec des ressorts et se déplace vers le haut ou vers le bas dep. de l écoulement de l air Les sorties -> FDI ou FMS AOA α indiqué Angle mesuré par la sonde AOA indiqué et pas le AOA vrai AOA utilisé par le pilote ou par FMS comme une réf dans le contrôle de l avion (Valeur initiale établie) AOA utilisé pour déterminer ou contrôler la trajectoire actuelle de vol de l avion -> La valeur corrigée (vraie) devrait être utilisée Indicateurs de AOA Sur le panneau du pilote utilisé pour montrer AOA, pour permettre au pilote d ajuster la vit et l attitude pour obtenir la performance optimale de l avion Avions anciens utilisaient l indicateur d AOA donc l appareil était monté sur le haut du panneau des instruments (ancienne version de HUD Head Up Display) > Par l alignement de 2 datum qui se déplacent (2 moving datum) -> α maintenu dans une config. en vol visuel (visual flying) 7

8 Indicateur ancien de AOA Pointer & gauge simple Indicateur moderne de AOA Dans la cabine de pilotage en verre où AOA sera montré électroniquement sur une échelle verticale Le display est coloré en vert, jaune, rouge AOA vrai est utilisé dans les FMS et FCS comme une des entrées à utiliser dans le calcul de la performance optimale Autres utilisations de l AOA CADC utilise AOA vrai (avec la configuration de train d atterrissage & volets & spoilers) pour corriger les erreurs pour la position ou la pression mesurées par des sondes statiques. AOA vrai est utilisé par le computer de moteur (autothrottle) pour donner la puissance pour maintenir un profile de descente / montée Système d alarme au décrochage Ficelle d alarme au décrochage (stall warning strip) Sur le B.A. de l aile pour induire le buffet pour alarmer le pilote des hauts AOA avant que l AOA au décrochage sur l aile soit atteint. Système simple consiste d un horn, Système complexe consiste d un stick shaker / stick push Marge entre l alarme au décrochage et le décrochage = 5% ou 5 nœuds CAS > V décrochage Système d alarme au décrochage pneumatique simple Chambre plenum dans le B.A. est connecté à un horn dans la cabine de pilotage. L ouverture (slot) dans la plaque ajustable s aligne avec le point de stagnation dans le vol normal. Système d alarme au décrochage pneumatique simple Hautes AOA -> Ouverture entre dans l aire de pression basse pour circuler l air dans l ensemble reed (fluier) / horn et pour émettre du bruit pour alerter le pilote au décrochage. 8

9 Système d alarme au décrochage électrique simple Système d alarme au décrochage électrique simple Une sonde chargée avec un ressort est positionné dans le bord d attaque en bas du point de stagnation. AOA augmente -> Le point de stagnation se déplace en bas de B.A. et l écoulement localisé déplace la sonde vers l avant pour opérer le micro-switch du traducteur de portance en illuminant le circuit avec une lumière d alarme et un horn d alarme. Système de protection au décrochage Désigné pour les avions avec les moteurs sur le fuselage en arrière et stabilisateur en T Tests en vol sur ces avions -> Aux grandes α, le tourbillon de la couche limite turbulente augmentant sur l aile peut causer le moteur en flamme et une perte de l efficacité de la gouverne de profondeur. La traînée induite grande cause la décroissance de la vitesse. L avion descend en maintenir le même angle du fuselage avec l horizontale -> α augmente -> Avion aura une très basse vit vers l avant et une très grand taux de descente -> super décrochage ou deep stall très dangereux Avion en décrochage profond (deep ou super stall) Système de protection au décrochage Capteur de AOA Série de stages pour prévenir l avion entrant dans le décrochage profond. Ces stages: - 1 ere étape - Auto ignition - 2 ième étape - Alarme de décrochage (stick shake) - 3 ième étape - Identification de décrochage (stick nudge ou push) Ces 3 stages -> Capteurs de α sur chaque partie du fuselage 9

10 Positions de capteurs de AOA Capteurs de AOA Capteur d alarme signale l auto ignition et stick shake. Capteur d identification -> horn et actives le système stick push Étapes d alarme Étape 1: AOA = > Ignition automatique apparaît pour prévenir l allumage (flame-out) du moteur (Indicateur ON) Étape 2: AOA = > Moteurs de stick shaker vibrent les contrôles pour simuler buffet Étape 3: AOA = > Système d identification du décrochage opère. Les valves A et B illuminent et les lumières rouges vont activer les pilotes que le système soit activé. 10

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