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Conocimientos teóricos para el Alumno de Piloto de Transporte de Línea Aérea

CESDA

INSTRUMENTACI NSTRUMENTACIÓN ÓN DE CABINA

Ernest Vallbona Vilajosana CESDA © 2011

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Tabla de contenido 1. Flight Warning System (FWS) .......................................................................................... 2 2. Sistema Avisador de Altitud ............................................................................................ 5 3. Overspeed Warning......................................................................................................... 7 4. Sistema Avisador de Pérdida ................................................... ............................ ............ 9 5. Ground Proximity Warning System (GPWS) ....................... ............................ ............... 15 6. Traffic Collision Avoidance System (TCAS)..................................................................... 27 7. Flight Data Recorder (FDR) ............................................. ........................... .................... 37 8. Cockpit Voice Recorder (CVR)........................................................................................ 43 9. Bibliografía .................................................................................................................... 47

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1. FLIGHT WARNING SYSTEM 1.1. INTRODUCCIÓN El propósito del sistema de avisos en vuelo (Flight Warning System – FWS) es alertar a la tripulación (mediante cautions y warnings) para:  

Incrementar su consciencia situacional. Indicarles las acciones para evitar el peligro (en el caso del TCAS, GPWS…)

Hoy en día, en los cockpits, cockpits, existen una gran variedad de avisos, por lo que la tripulación debe estar familiarizada con todos ellos. Por todo ello, se instala a bordo un sistema que se dedique a priorizar los avisos. Esto permite que en caso de estar bajo varios peligros, se accione sólo la alarma que se crea más conveniente (la que suponga un mayor peligro para la seguridad).

1.2. NIVELES DE ALERTA 1. Warnings o Nivel A  requieren de acciones inmediatas por parte de la tripulación. Estos warnings deben captar la atención del piloto de forma inmediata. (E/G FIRE) requieren la atención inmediata de la tripulación y 2. Cautions o Nivel B posiblemente futuras acciones. (AIR COND) 3.  Advisories o nivel C sólo requieren la atención de la tripulación. (A/I ON)

1.3. PRESENTACIÓN DE LOS WARNINGS  Los mensajes de alerta y peligro se presentan a la tripulación de forma:   

De forma VISUAL: aviso RA TCAS De forma AUDITIVA: aviso RA TCAS, GPWS… De forma SENSORIAL: stick shaker 

 AVISOS VISUALES El nivel de alerta está indicado ind icado en los siguientes colores:  Warnings en rojo. CESDA © 2011

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Cautions en ámbar o amarillo.  Advisories en ámbar o amarillo.

Estas indicaciones visuales se puede presentar por medio de:  



Pantallas electrónicas  EFIS y ECAM. Luces o banderas  las luces o banderas rojas indican acciones inmediatas por parte de la tripulación. Las luces o banderas ámbar indican que se está acercando al límite operativo y que se debe tomar una acción lo más rápido posible. Adicionalmente se incorporan los avisos MASTER y CAUTION, ubicados en el campo visual directo del piloto.

 AVISOS AUDITIVOS El aviso auditivo es obligatorio si se requiere que el piloto tome el control de la aeronave. Esta alerta puede ser:   

Sonido Voces sintéticas Combinación de ambas

Este tipo de avisos puede ser muy diverso, y la tripulación de vuelo deberá estar familiarizada sólo con los de su aeronave. Por ejemplo, los warnings de Boeing son distintos que los de Airbus. No vamos a entrar en particular en los avisos acústicos de estos dos fabricantes, por lo que si es de interés por el lector, consúltese el AFM correspondiente.

 AVISOS SENSORIALES El modo vibratorio en los controles (stick shaker) indica la pérdida, y por consiguiente, el piloto deberá tomar una acción correctora de forma inmediata.

LUZ DE MASTER Se incorpora en el cockpit un cockpit  un indicador MASTER, cuya función es alertar a la tripulación de un fallo de un sistema que requiere una acción inmediata. Cuando se ilumina la luz de master el piloto debe dirigir la atención al sistema avisador (Warning Annunciator Panel), Panel), o alternativamente en aviones modernos en la pantalla electrónica correspondiente. La siguiente imagen muestra el FWS de un A320.

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1.4. TIPOS DE ALERTAS El sistema de avisos (FWS) genera alertas en las situaciones que se mencionan a continuación:  



Fallo de sistemas de la aeronave y motor. Se exceden los límites aerodinámicos  Alerta de altitud, alerta de sobrevelocidad, alerta de entrada en pérdida. Presencia de peligros externos (hielo en los planos, cizalladura…)  TCAS1, GPWS.

1.5. COMPONENTES Hay varios componentes dentro del FWS: 

Inputs: provienen de varios sistemas, como el ADC, GPWS, TCAS…



Unidades procesadoras: se procesa la información en una o dos computadoras (Flight Warning Computers – FWC).



Outputs: las salidas se clasifican en cautions o warnings. Asimismo, se clasifican en

visuals, aurales o sensoriales. 1

Diferencia entre ACAS y TCAS: ACAS es el concepto teórico. TCAS es la aplicación práctica.

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2. SISTEMA AVISADOR DE ALTITUD 2.1. INTRODUCCIÓN La función del sistema avisador de altitud es alertar cuando los pilotos se están aproximando o desviando de la altitud seleccionada en el MCP. Avisa tanto por encima como por debajo de la altitud deseada.

2.2. OPERACIÓN Los rangos en que funciona este sistema dependen del fabricante. Boeing determina que el sistema debe activarse cuando nos faltan 900 pies para llegar a la altitud seleccionada y cuando nos desviamos 300 pies. En  Airbus, en cambio, se activa a 750 pies de la altitud selectada y cuando nos desviamos más de 250 pies. La siguiente imagen corresponde a la secuencia de operación del sistema avisador de altitud en un Boeing 737-400.

Tal y como se puede comprobar, cuando faltan 900 pies para llegar a la altitud seleccionada, suena la alarma y aparece un recuadro blanco en el altímetro digital del PFD. A 300 pies de la altitud deseada, el recuadro blanco desaparece.

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En caso de desviarnos de la altitud deseada en más de 300 pies, suena el aviso de altitud y aparece un mensaje en el EICAS “ALTITUDE ALERT”, además de iluminarse la indicación de altitud del PFD en ámbar. También se ilumina el MASTER CAUTION. El siguiente esquema corresponde a un B767, en el caso que se desvíe más de 300 pies de la altitud seleccionada en el MCP.

2.3. OTRAS CONSIDERACIONES INHIBICIÓN DEL SISTEMA El sistema avisador de altitud se inhibe automáticamente cuando se ha capturado la senda de planeo (GP) o cuando se seleccionan los flaps en posición de LND y el tren está abajo y blocado.

REQUISITOS JAR-OPS Se requiere un sistema avisador de altitud si: 



Es una aeronave con motor de turbina cuyo MTOM es de más de 5700 kg o tiene más de 9 asientos. Una aeronave turbojet (reactor comercial).

El sistema avisador de altitud deberá ser capaz de:  

 Alertar a la tripulación de que se está alcanzando la altitud seleccionada.  Alertar a la tripulación por lo menos con una señal auditiva cuando se desvía de la altitud seleccionada.

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3. OVERSPEED WARNING 3.1. INTRODUCCIÓN El propósito del sistema avisador de sobrevelocidad (overspeed warning  system) es alertar a la tripulación de vuelo de que se exceden los límites de velocidad VMO/MMO calculados por el ADC (Air Data Computer).

3.2. OPERACIÓN Cuando se sobrepase el límite de velocidad en un sistema con EFIS, sonará una sirena, se iluminarán las luces de MASTER WARNING y aparecerá un mensaje en el E/WD diciendo OVERSPEED. El aviso de OVERSPEED continua apareciendo hasta que no se disminuya la velocidad por debajo de VMO/MMO. Asimismo, la luz de MASTER WARNING también permanece encendida hasta que no se reduzca la velocidad. El sistema obtiene los inputs por medio del FWS (Flight Warning System), que recibe instrucciones del ADC. ADC  FWS  OVERSPEED WARNING SYSTEM El sistema puede ser testeado en tierra por medio de sus respectivos interruptores. Sonará la sirena o campana. Es importante destacar que si falla el sistema y se excede la velocidad límite, no habrá indicación alguna (ni marcas en el EADI ni sonidos de aviso). Es por tanto de vital importancia testear el sistema y comprobar que está disponible antes del vuelo.

3.3. INDICACIONES La VMO/MMO se muestra en los anemómetros analógicos con una aguja coloreada roja y blanca (llamada barber’s pole). En los anemómetros digitales (EADI) se muestra una zona roja.

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La marca de barber’s pole irá decreciendo a medida que ascendemos, ya que como nuestro Nº Mach aumenta manteniendo una IAS constante, nos acercamos cada vez más al Mach Crítico. A partir de la cross-over altitude2, la velocidad limitativa pasa de ser V MO a MMO (en ascenso). En descenso es al revés.

2

Cross-over altitude: es la altitud a la que en ascenso se pasa de volar a IAS cte a Mach cte. El motivo es para evitar acercarnos a la velocidad de Mach Crítico, ya que si mantiene IAS constante en ascenso el N1 de Mach aumenta.

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4. SISTEMA AVISADOR DE PE RDIDA 4.1. INTRODUCCIÓN El propósito del sistema avisador de pérdida es avisar al piloto de que la aeronave se aproxima al ángulo de ataque de pérdida.

4.2. SISTEMA SIMPLE La forma más simple de avisador de pérdida es una veleta (stall vane) que está montada en el borde de ataque del ala y que está en contacto con la corriente de aire. En condiciones normales de vuelo, la corriente de aire mantiene la veleta alineada con el flujo. Pero a medida que se incremente el ángulo de ataque, la veleta se deflecta hacia arriba. Cuando la veleta alcanza el ángulo de ataque para disparar el aviso (unos 510 kt antes de la pérdida) se cierra el circuito de aviso y dispara la alarma en cabina. A esta veleta también se le llama  flapper switch. Se puede ver en la PA28, C172 y en la mayoría de aeronaves de aviación general.

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4.3. AVISO DE PÉRDIDA El margen que hay entre el aviso de pérdida y la pérdida real es (lo que sea mayor):  

5 kt  5% CAS

El aviso sonoro de pérdida deberá continuar hasta que se vuelva al ángulo de ataque en el que se inició el aviso. El aviso puede ser táctil, auditivo, visual o una combinación de estos. La mayoría de aeronaves comerciales van provistas de vibradores de palanca (stick   shakers), que indican la aproximación a la pérdida por medio de vibraciones y ruidos característicos. Este es el caso de Boeing. En el caso de Airbus y en general aviones con tecnología fly-by-wire, el aviso de pérdida se caracteriza por un sonido de cricket  (como un insecto) y una voz sintética de STALL, además de encenderse la luz de MASTER WARNING.

4.4. COMPONENTES El sistema avisador de pérdida de las aeronaves comerciales, que es más complejo, recibe los siguientes inputs:     

Ángulo de ataque Posiciones de flaps y slats Posición del tren de aterrizaje (squat switch) Velocidad RPM del motor

Los sensores de ángulo de ataque (AoA vanes) están localizadas a ambos lados del morro del avión. Para detectar la posición de los flaps y slats existen una serie de relés. En despegue, cuando la pata de morro se levanta del suelo, hay unos microinterruptores (microswitches) que se activan, para hacer funcionar el sistema avisador de pérdida. Es decir, que en el suelo está inoperativo. La velocidad se extrae del ADC. Los outputs del sistema pueden utilizarse para:     

Activar el motor del stick shaker  Hacer funcionar al indicador de AoA (caso Cessna Citation X) Aviso sonoro Voz sintética STALL Activar el MASTER WARNING

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4.5. ÁNGULO DE ATAQUE En este apartado se hará un breve refresco al concepto de ángulo de ataque. El ángulo de ataque es el ángulo de incidencia, es decir, el ángulo con el que el aire incide en el perfil. En otras palabras, el ángulo formado por la cuerda y la dirección del flujo de aire relativo3. El ángulo de ataque es un factor fundamental para la generación de sustentación. Esta sustentación va aumentando a medida que lo hace el ángulo de ataque hasta un punto, llamado ángulo de ataque crítico, en el 3

¿Por qué flujo de aire RELATIVO? Pues porque ese flujo de aire es generado por el propio avance de la aeronave, por su movimiento en el seno de una masa de aire.

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que se empieza a separar el flujo de aire de la capa límite del extradós y por ende a la corriente de aire libre. Es en este momento cuando se produce la pérdida.

La pérdida no es más que la separación de la capa límite cerca del borde de ataque El ángulo de ataque de pérdida varía de perfil a perfil. No es el mismo ángulo para alas rectangulares (12-18º) que para alas con flecha (30-40º).

4.6. MEDIDA DEL AoA Hay dos formas de medir el ángulo de ataque:  

Probeta cónica ranurada (conical slotted probe) Detector de veleta (vane detector)

Ambos tipos de detectores están protegidos contra el engelamiento por medio de resistencias eléctricas (electrically heated). CONICAL SLOTTED PROBE 

Este tipo de detector tiene una probeta que se extiende desde el fuselaje perpendicularmente hacia el flujo de aire relativo. Esta probeta está atada al fuselaje por medio de una carcasa interior (housing) y una paleta giratoria (paddle). La probeta y la paleta giratoria giran libremente. La probeta tiene varias ranuras, por donde entra el flujo de aire. Las diferentes presiones de aire que entran en las ranuras se utilizan para hacer rotar la paleta giratoria y la probeta hasta que las presiones se igualan. La posición de la probeta indicará el ángulo de ataque de la aeronave. En la imagen se muestra el sistema en una Cessna Citation. VANE DETECTOR

En este caso, una veleta está colocada perpendicularmente al flujo de aire relativo. A medida que se incrementa el ángulo de ataque, la veleta rota relativa al fuselaje, tal y como muestra la siguiente figura.

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La veleta vista al detalle es como muestra la siguiente imagen.

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4.7. INDICADOR DE AoA Algunas aeronaves (sobre todo aeronaves de combate) llevan en el cockpit  un indicador de ángulo de ataque. El esquema general de funcionamiento se muestra en la siguiente imagen.

También es posible encontrar indicadores de ángulo de ataque en aeronaves comerciales. Por ejemplo, la Cessna Citation X.

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5. GPWS 5.1 INTRODUCCIÓN Es un sistema de alerta de proximidad del terreno. Hay un ordenador que compara unas señales de entrada con unas de referencia y nos da alerta de si estamos demasiado cerca del suelo o en una envolvente peligrosa para el vuelo. Los datos de entrada del sistema son los siguientes: 

 





Altitud de radioaltímetro y barométrica. IAS/Mach Posición de flaps y de tren de aterrizaje Ángulo de la senda de planeo (GS) Indicador de AoA

El sistema está activo de 50-2450 pies  AGL.

Los sistemas más modernos (EGPWS) tienen funciones ampliadas como la alerta de cizalladura (windshear ), ángulo de alabeo, aviso de senda (GS) y mínimos.

5.2

TIPOS DE AVISOS

El GPWS tiene varios tipos de avisos: 





Genuine: el equipo genera un warning de acuerdo a sus especificaciones técnicas

(ej: estamos con un régimen de acercamiento excesivo al terreno y salta la alarma TERRAIN, TERRAIN… PULL UP). Nuisance: el equipo genera un warning de acuerdo a las especificaciones técnicas pero el piloto opta por seguir otro procedimiento seguro (ej: salta el aviso GLIDESLOPE pero el piloto continúa bajo en senda porque la pista es muy corta). False: un fallo del sistema provoca que se dispare un warning cuando no debería hacerlo. (ej: volando a FL350 y que se active el aviso PULL UP).

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MODOS DEL GPWS

El GPWS tiene 6 modos básicos: 1. Modo 1  Régimen excesivo de descenso. 2. Modo 2  Régimen de excesivo acercamiento al terreno. 3. Modo 3  Pérdida de altitud tras el despegue. 4. Modo 4  Muy próximo al terreno sin la configuración correcta (tren o flaps). 5. Modo 5  Desviación excesiva por debajo la GP. 6. Modo 6  Excesivo bank angle.

EGPWS: es un GPWS ampliado, con más funciones y opciones adicionales:   

Aviso de windshear . Mejora de los tiempos de anticipación de situaciones peligrosas. Base de datos geográfica de los AD y del terreno. Si se combina con el GPS, la malla del terreno es muy perfecta. o La malla del terreno está representada en colores, según su altura relativa o al ACFT. Ese mapa se presenta en el EFIS (en el ND). o NO tiene un haz explorador. Simplemente una base de datos del terreno. o

RECOMENDACIONES 







Cuando se dispare una alarma del GPWS actuar de inmediato y en consecuencia. Primero es la seguridad. Luego ya pensaremos cuál fue la causa. La primera acción a realizar es nivelar los planos, aplicar potencia y subir con el máximo gradiente hasta la MSA de la zona. Nota: en casos excepcionales se  puede realizar un viraje para salvaguardar los obstáculos. Podremos detener el ascenso si: a) ya hemos identificado cuál fue la causa que disparó la alarma del GPWS; o bien b) la aeronave opera de día y puede mantenerse a 1000 ft verticales de las nubes y a 1 NM de ellas y con una VIS > 5 NM. Además, el comandante deberá determinar que no existe peligro dadas las condiciones de terreno circundante, configuración de la aeronave o maniobra presente de la aeronave. En caso de que salte la alarma del GPWS hay que reportar debidamente el suceso al operador por medio de reportes. Existe un formato de reporte GPWS específico.

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5.4 



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AMPLIACIÓN DE LOS MODOS MODO 1 Es una alarma que se dispara por el R/D excesivo de la ACFT. Es independiente de la configuración de la aeronave. Cuando se penetra en la primera frontera del gráfico suena el aviso SINK RATE a intervalos de 1,5 segundos. Si no se rectifica, suena el segundo aviso, que es WHOOP WHOOP, PULL UP. Este aviso suena hasta que no se rectifica el R/D.

MODO 2 Alarma por régimen excesivo de acercamiento al terreno. Refleja con qué rapidez disminuye la altura en el radioaltímetro. Se puede originar por 3 motivos: Por disminución de la altura de vuelo. o Por el aumento de la altura del terreno (elevación). o Por ambas cosas a la vez. o Primeramente suena el aviso TERRAIN TERRAIN a intervalos de 1,5 segundos. Pasado esto, si no se corrige suena el aviso WHOOP WHOOP, PULL UP. No obstante, si la aeronave está en configuración de aterrizaje sólo suena el aviso TERRAIN TERRAIN, ya que el sistema interpreta que la aeronave se dispone a aterrizar. Si la velocidad se incrementa de 0.35M a 0.45M, la altura a la que suena el modo 2 se incrementa hasta 2450 pies. Dentro de este modo hay 2 submodos: o Modo 2A  activo durante ascenso, crucero y aproximación final. o Modo 2B  activo con flaps en configuración de aterrizaje o con la ACFT en la GP del ILS (menos de 2 puntos del indicador de GP).

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

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MODO 3 Alarma por pérdida de altitud significativa en despegue o en un  go-around . El modo 3 se desconecta cerca del terreno, normalmente a 50 pies. El aviso que suena es el de DON’T SINK  repetido a intervalos de 1,5 segundos. El modo está activo desde 50 hasta 700 ft AGL y se activa la alarma cuando se pierde el 10% de la altitud barométrica. En la aproximación, este modo no se arma hasta que no se baja de 200 ft AGL.

MODO 4 Avisa cuando la ACFT se aproxima a un terreno sin la configuración adecuada. Las señales de entrada en las que se basa son: Altitud de radioaltímetro. o Configuración de la ACFT. o IAS. o

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MODO 4ª (GEAR UP) Diseñado para advertir la presencia de terreno escarpado. También protege del intento de aterrizaje con GEAR UP. La alarma es TOO LOW TERRAIN cuando se cumplen 2 condiciones: 1. Se esté por debajo de 1000 ft AGL. 2. IAS > 190 kts. La alarma de TOO LOW GEAR se activa cuando estamos por debajo de 500 ft AGL.



MODO 4B (FLAPS NO EN LND CONFIG) Además de la clásica protección TOO LOW TERRAIN advierte de una configuración de flaps inadecuada. Se inicia al bajar el tren y con los flaps sin estar en configuración de aterrizaje. Suena la voz de TOO LOW FLAPS. Las altitudes y velocidades límites son distintas en turbo-hélices y turborreactores. o Turborreactores: 245 ft AGL y 159 kt  o Turbo-hélices: 150 ft AGL y 148 kt 

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MODO 4C Se inicia con el ascenso que sigue al despegue. El sistema dibuja un perfil mínimo de separación con el terreno que se denomina MTC (Minimum Terrain Clearance).



MODO 5 Modo de descenso por debajo la senda (GS). Es un modo de protección por desviación excesiva por debajo de la senda de planeo de un ILS. Tiene dos alarmas: SOFT y HARD. o  SOFT : aviso acústico suave. Este modo se dispara cuando estamos a menos de 1000 ft AGL y nos hemos desviado 1,3 puntos o más por debajo la GS. A medida que nos acercamos a los 1,56 puntos por debajo, el mensaje aumenta de frecuencia (cada vez lo dice más rápido)  aumenta de frecuencia cada 20% adicional que estemos por debajo de la GS. o

HARD: aviso acústico fuerte. Como más nos desviemos más fuerte será

el sonido. Se produce cuando la ACFT está a menos de 300 ft AGL y se ha desviado 2 puntos o más de la GS.

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MODO 6 Avisos de mínimos y de inclinación (bank angle).

6A - Avisos de mínimos  opera de 50 a 1000 ft AGL. Indica cuando se alcanzan los mínimos de aproximación. Suena el aviso MINIMUMS, MINIMUMS. El modo se rearma cuando la altura vuelve a ser superior a la de los mínimos (ej: después de frustrar). 6B - Avisos de alabeo (bank angle)  advierte del excesivo ángulo de inclinación de la aeronave en relación con su altitud radioeléctrica. Cuanto más cerca del suelo, menos ángulo de inclinación permitido (para evitar que las puntas de las alas toquen con el suelo).



MODO 7 Protección por cizalladura de viento (WINDSHEAR) tanto en el despegue como en la aproximación final. Emite el mensaje WINDSHEAR y lo repite 3 veces. Se disparan las alarmas de windshear cuando se detectan cambios en la GS, IAS, altitud barométrica, radioaltitud y tasa de descenso. Hay dos tipos de sistemas de detección de windshear: o Sistema predictivo (predictive windshear - PW): antes de que suceda. o Sistema reactivo (reactive windshear - RW): una vez ha sucedido. No hay ningún haz que explore si hay cizalladura, simplemente se detecta por cambios en los parámetros de vuelo. La detección de cizalladura es activa entre los 10 ft – 1500 ft AGL. o o

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DESPEGUE y APP FRUSTRADA  desde la rotación hasta 1500 ft AGL.  APP FINAL  desde 1500 ft AGL hasta 10 ft AGL.

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5.5 OPERACIÓN En ciertos casos es necesario inhibir las señales del GPWS, simplemente porque se tiene la situación bajo control o sobre todo en los procesos de entrenamiento de pilotos (base checks). En estas situaciones se hacen aproximaciones con configuraciones no estándar (flaps 15º, por debajo de la senda, etc.). En el siguiente gráfico se indican los modos de inhibición de una aeronave de la casa Airbus: 



TERR  se inhiben las funciones ampliadas del sistema (no se muestra la malla del terreno en el ND). SYS  se anulan todas las alarmas del sistema. Se ilumina FAULT cuando hay fallos en el sistema. G/S MODE  se inhibe el modo de GP o modo 5. Sobre todo usado en enteramiento de pilotos (base check ). FLAP MODE  se inhiben los avisos por mala configuración de flaps (usado en los base checks). 



La siguiente imagen hace referencia a un B737:

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5.5

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EGPWS El problema que tiene el GPWS es que no “mira por delante” de la aeronave. Es decir, que no sabe lo qué es lo que se encontrará por delante en breves instantes. Por este motivo, si hay una pared de montañas y la elevación del terreno no es progresiva, no se disparará ninguna alarma del modo 2.

Por este motivo se desarrolló el sistema EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning  System). Este sistema dispone de una base de datos mundial del terreno y con información del GPS/INS se puede saber la posición de la aeronave en el mapa virtual del terreno. Conociendo la altitud de la aeronave, su ruta y su posición se pintarán en el display  correspondiente (en el caso de B737 en el EHSI) los colores representando el terreno circundante (TAD – Terrain Awareness Display). El EGPWS tiene dos tipos de alarmas: 



CAUTION TERRAIN: se dispara cuando el terreno puede suponer una amenaza. El terreno se pinta de color amarillo. Si no se efectúa ninguna corrección se pasa a la siguiente fase.

WHOOP WHOOP, PULL UP: indica que se debe tomar una acción correctora inmediata o la aeronave se estrellará. El terreno aparece de color rojo.

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La precisión de la imagen del terreno depende de la precisión general del sistema de navegación. Si esta última falla, los datos mostrados por el EGPWS no serán fiables. Nota: es importante no utilizar las indicaciones del EGPWS para esquivar las zonas coloreadas del display, ya que puede llevar a error. Sólo debe servir para información del   piloto y para actuar en caso de emergencia. Esta información de terreno puede mostrarse bien en la pantalla del WX radar, el ND (EHSI) o bien una pantalla PPI propia (Plan Position Indicator). El EGPWS tiene dos funciones: Función TCF (Terrain Clearance Floor) Función TAD (Terrain Awareness Display). También llamado TTD (Terrain Threat Display)  

FUNCIÓN TCF (TERRAIN CLEARANCE FLOOR) Es una función que alerta al piloto del descenso prematuro en aproximaciones de noprecisión, sin tener en cuenta la configuración actual de la ACFT. Pertenece a la categoría de protecciones del modo 4.

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FUNCIÓN TAD (TERRAIN AWARENESS DISPLAY) El EGPWS tiene dos mejoras respecto el GPWS tradicional:  1ª mejora  Detecta el terreno y los obstáculos situados frente el avión y presentarlos en una pantalla con unos patrones de color normalizados.  2ª mejora  alerta a las tripulaciones. Tal y como hemos comentado, el sistema cuenta con una base de datos mundial del terreno. Por medio del GPS/INS se sabe la posición de la aeronave y se ubica en este mapa virtual. Dependiendo de la altitud de la aeronave (obtenida gracias al ADC) se pintan las elevaciones que se va a encontrar la aeronave en breves instantes. Los colores del terreno pueden ser verde, amarillo y rojo.

La prioridad de alarmas del sistema es: 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7.

WINDSHEAR PULL UP TERRAIN TERRAIN MINIMUMS CAUTION TERRAIN TOO LOW TERRAIN ALTITUDE CALLOUTS

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8. 9. 10. 11. 12. 13. 14.

TOO LOW GEAR TOO LOW FLAPS SINK RATE DON’T SINK GLIDESLOPE BANK ANGLE CAUTION WINDSHEAR

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Es de interés destacar que no sólo las aeronaves comerciales disponen de sistemas de aviso de proximidad del terreno. Algunos GPS usados en aviación general (como el GNS 430 de Bendix, usado en la PA28 y DA40 del CESDA) tienen el sistema llamado TAWS4. Este sistema también contiene una base de datos del terreno, y mediante la obtención de la posición por GPS sabe dónde se encuentra la aeronave en un momento determinado. Si existe terreno conflictivo cerca de la aeronave se muestra en la pantalla del GPS.

Aviso real del TAWS en la APP VOR a la pista 33 de LEPP. Aeronave: PA28R-201 (EC-KAY)

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TAWS (Terrain Awareness Warning System): sistema parecido al GPWS, más simple, que lleva incorporado una base de datos del terreno. La principal diferencia con respecto al GPWS es que no tiene alarmas aurales, sólo visuales.

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6. TCAS 6.1 INTRODUCCIÓN Diferencia entre ACAS y TCAS:  

ACAS: concepto teórico. TCAS: aplicación práctica

La función del ACAS es alertar a la tripulación de aquellos tráficos que representan riesgo de colisión con la AFCT. Se basa en el transpondedor. Interroga a los aviones próximos y recibe una réplica de ellos. En función de esa respuesta, calcula el rumbo y distancia y nos generará unos avisos que serán de TA o de RA dependiendo de la proximidad de estos. Genera símbolos de otros tráficos próximos a nuestra aeronave. Normalmente, se presentan en uno de los siguientes instrumentos:  

6.2

VSI (ej: B200) EFIS (en el ND)

TIPOS DE SISTEMAS

Hay 3 tipos de TCAS:  TCAS I Simplemente proporciona TA.  TCAS II Proporciona TA + RA. Sólo nos da indicación en el plano vertical.  TCAS IV Es una modificación del TCAS III. Proporciona TA + RA + HRA; donde HRA es Horizontal Resolution Advisory. Nos da avisos de resolución en los planos vertical y horizontal. Está en vías de desarrollo.

TCAS I Es la primera generación de TCAS que apareció. Únicamente proporciona avisos de TA. Sólo es necesario estar equipado con transpondedor modo C.

TCAS II Genera dos tipos de alarma: TA (Traffic Advisory)  para establecer contacto visual con la ACFT. 

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RA (Resolution Advisory)  para ejecutar una acción correctora y así evitar una colisión inminente.

Si ambas aeronaves están equipadas con un transpondedor modo S, los TCAS se podrán coordinar para ejecutar la mejor maniobra posible (uno ascenderá y otro descenderá).

6.3

PRINCIPIOS DEL TCAS II

El TCAS II opera con el principio del radar secundario de vigilancia (SSR). Interroga a las aeronaves con una frecuencia de 1030 MHz y responde con 1090 MHz. La única diferencia con el SSR es que la comunicación es aire-aire. Usando este principio, el TCAS crea una burbuja de protección tridimensional alrededor de la aeronave. A esta burbuja se le llama TAU o umbral de protección. Este umbral depende de la distancia y el régimen de acercamiento (velocidad). Se mide en segundos.  

6.4

   

 

EQUIPAMIENTO DE LA AERONAVE

Para que una aeronave pueda ser vista en un TCAS deberá estar equipada con al menos un transpondedor modo A . Por ejemplo, si somos una PA28 y queremos que un B737 nos detecte en su TCAS deberemos llevar un transpondedor modo A por lo menos. Si llevamos un transpondedor modo C les aparecerá nuestra altitud. Llevando un transpondedor modo A, el tráfico que tenga TCAS sólo le aparecerán avisos de TA (al no disponer de altitud no se puede generar un RA). Si apagamos el transpondedor seremos invisibles para el TCAS, por lo que puede suponer un riesgo de colisión si las dos aeronaves están cercanas. Si llevamos transpondedor modo C mostraremos nuestra posición y altitud a las aeronaves equipadas con TCAS. Se podrán, por tanto, generar avisos de TA + RA.

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Finalmente, si disponemos de transpondedor modo S , podremos intercambiar información mutuamente vía data-link  con otras aeronaves equipadas con modo S para ejecutar la mejor maniobra de RA posible. Es el caso más eficiente de todos.

En caso de discrepancia entre órdenes del TCAS y órdenes del ATC, se hará caso SIEMPRE al TCAS. Este cuadro es muy importante, pues existe un accidente de manual, de libro, que muestra el por qué se debe hacer caso al TCAS y no al controlador. Se trata del famoso accidente de un Tupolev de Aeroflot con un B757 de la compañía DHL, ocurrido a raíz de no obedecer las señales del TCAS. Cuando el ATC detectó que las dos aeronaves iban a colisionar, dio al Tupolev una orden distinta de la que le decía su TCAS. El comandante del Tupolev obedeció al controlador y esto provocó que las dos aeronaves colisionaran en vuelo. Las causas de ese accidente fueron varias. Para más información consúltese este accidente.

6.5 OPERACIÓN El cálculo de la distancia se basa en la medición del lapso de tiempo que hay entre la emisión (1030 MHz) y la recepción (1090 MHz) de una señal. Este principio es conocido como principio del radar. La marcación , esto es, la posición relativa a nosotros, se mide con una serie de antenas situadas en el fuselaje. En total hay 2 antenas, una colocada arriba del fuselaje y otra debajo. La imagen de la derecha muestra cómo se determina la marcación relativa de la aeronave intrusa. Las antenas que componen el TCAS son: 



1 antena direccional (parte superior del fuselaje) 1 antena omnidireccional (parte inferior del fuselaje)

Nota: en equipos de mayor precisión (TCAS II o superior) se utilizan antenas direccionales en ambos sitios, pues se evitan problemas de pérdida de seguimiento cuando el tráfico intruso  pasa de ser vigilado por la antena superior a la inferior y viceversa. La antena direccional del TCAS consta de 4 elementos (1, 2, 3, 4). Cada uno de estos elementos emite un lóbulo, tal y como indica la figura de arriba. Lo que se hace es introducir un retraso, un desfase entre las señales que emite, de forma que cuando se recibe la respuesta del intruso se compara la diferencia de fase y se obtiene la marcación relativa. Siguiendo el ejemplo, si el tráfico se aproxima por la derecha se mide la diferencia de fases entre los lóbulos 1 y 2; esto indicará la marcación relativa del intruso.

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Se puede decir que la emisión de las señales es direccional, pero la recepción es omnidireccional. La emisión se genera por la antena de arriba y la recepción por la antena de debajo.

6.6

COMPONENTES DEL TCAS II

1. Consiste de un ordenador que realiza las siguientes funciones:  Elabora cálculos de rutina de vigilancia y seguimiento de intrusos en el espacio aéreo próximo.  Genera las señales de aviso que pertocan.  Determina las maniobras de evasión (RA). 2. También dispone de un panel de mando , que forma parte del transpondedor. Tiene varias posiciones:  STBY: TCAS inactivo (se ajusta el nivel de sensibilidad a 1)  TA ONLY o TA: sólo nos da avisos TA (se ajusta el nivel de sensibilidad a 2)  TA/RA: nos da tanto avisos TA como de RA (se ajusta el nivel de sensibilidad de forma automática dependiendo de la altitud de la ACFT). 3. Otro componente son las 2 antenas (una arriba y otra debajo del fuselaje). 4. Consta de una conexión con el altímetro para obtener la PA. o Conexión con el radioaltímetro, por dos motivos: Determinar si una ACFT seguida por el TCAS está en tierra; o   Está próximo al terreno.

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6.7 COMPATIBILIDADES Para más información ver el siguiente esquema:

6.8 INHIBICIONES Se hace especial hincapié en las siguientes inhibiciones: 

    

El sistema tiene en cuenta la configuración de la aeronave para determinar la acción de RA. Cuando la aeronave tiene los flaps o el tren abajo sabe que las performances de subida se van a ver deterioradas, por lo que no emite un RA de ascenso. No se generan avisos acústicos < 400 ft AGL. No se generan avisos de RA < 1000 ft AGL. No se generan indicaciones RA DESCEND < 1100 ft AGL. No se generan indicaciones RA INCREASE DESCEND < 1450 ft AGL. Por encima de FL380 se inhiben las indicaciones de RA que ordenan ascenso.

6.9 AVISOS TA y RA TRAFFIC ADVISORIES (TA)

Los avisos de TA existen cuando un intruso penetra en la burbuja (o TAU) y está entre 4535 segundos del área de colisión. Los tráficos que representan un TA aparecen con un círculo ámbar y se escucha la voz TRAFFIC, TRAFFIC en cabina.

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RESOLUTION ADVISORIES (RA)

Los avisos de RA se generan cuando el intruso penetra en la burbuja interior y están entre 30-20 segundos del área de colisión. Aparecen como un cuadrado rojo y se acompaña con la voz de resolución correspondiente (CLIMB, CLIMB, etc.).

Los avisos de RA pueden ser de dos tipos: 



Preventivos: no hay riesgo de colisión, a menos que se salga de los parámetros indicados. Ej: MONITOR VERTICAL SPEED.

Correctivos: existe un riesgo de colisión inminente si no se efectúa una maniobra evasiva. Ej: DESCEND, DESCEND. REDUCE DESCENT, etc.

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6.10 OTRAS ALERTAS Aparte de los avisos de TA y RA, el TCAS genera otro tipo de avisos visuales. 



Tráficos próximos: aparecen como un diamante azul relleno y representan aeronaves que están en el rango seleccionado y a +/1200 ft  de altura respecto a nosotros. No se consideran un peligro, pero sí que es conveniente monitorizar su evolución. Otros tráficos: aparecen como diamantes azules vacíos y representan aeronaves que están en el rango seleccionado y a +/2700 ft  de altura respecto a nosotros. Esto es si el selector está en posición NORM. Si está en  ABOVE son + 8700 ft  y si está en BELOW es – 8700 ft.

6.11 SÍMBOLOS Símbolo de la ACFT

Símbolo de ACFT no conflictivo Color blanco relleno o azul. Símbolo de tráfico de proximidad. La ACFT está a menos de 6 NM y a +/- 1200 ft. El tráfico está a 200 ft por debajo y en descenso.

 Amarillo o ámbar . Indica un intruso de TA. El tráfico está a 700 ft por encima.

Color rojo. Indica un intruso de RA. El tráfico está en ascenso y a 200 ft por debajo.

6.12 INDICACIONES TCAS Se dibuja un arco de color rojo que indica el ratio de ascenso/descenso que no se debe usar. El arco verde indica la velocidad vertical para evitar ese tráfico.

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En este caso, el piloto debería poner un variómetro de 1500 fpm en ascenso como mínimo.

En las ACFT que tienen EFIS aparece de la siguiente manera: 

Indica la actitud en cabeceo que debe adoptar la ACFT para evitar al tráfico.

También se indica en verde la zona del variómetro que se debe adoptar. Veamos en la siguiente página como se representa en el ND de un A320.

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En este caso aparecen los tráficos en pantalla. El tráfico en RA está a 5 NM y el tráfico en TA a 8 NM.

6.13 PANEL DE CONTROL Básicamente hay 5 posiciones: TEST: para comprobar el sistema. STBY: el sistema está en modo de calentamiento. No transmite interrogaciones. El nivel de sensibilidad es 1. XPDR: el TCAS no está activado. Es el modo C típico del transpondedor. TA: el sistema interroga a las otras ACFT y nos da avisos de TA. El nivel de sensibilidad es 2. TA/RA: el sistema interroga a las otras ACFT y nos da avisos de TA y RA. El nivel de sensibilidad es automático.  







Los mandatos que realiza el TCAS son los siguientes:

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6.14 CHEQUEO DEL SISTEMA Antes de cada vuelo se deberá verificar el correcto funcionamiento del sistema. Para ello, se seleccionará el interruptor de modo en la posición de TEST. Seguidamente se iniciará de forma automática el testeo del sistema o BITE (Built-in Test Equipment).

Si el chequeo ha sido correcto se escuchará la voz de TCAS SYSTEM TEST OK . Por el contrario, si suena la voz TCAS SYSTEM TEST FAIL el test no se habrá realizado satisfactoriamente. Eso significará que hay algún fallo interno en el sistema. Se deberá avisar a la compañía vía ACARS y a mantenimiento.

6.15 REQUISITOS TCAS En Europa, de acuerdo con EUROCONTROL, el TCAS II es obligatorio desde el año 2005 para todas las aeronaves a reacción con:  

MTOW > 5700 kg ; o > 19 pax.

6.16 EXCEPCIONES Para terminar el capítulo hacemos una breve referencia a una pequeña excepción de la norma de seguir los RA. Se podrá hacer caso omiso de las órdenes de RA cuando: 

Los pilotos de ambas aeronaves se tengan mutuamente a la vista y decidan que no es necesario desviarse de su senda de vuelo.

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7. FLIGHT DATA RECORDER 7.1 INTRODUCCIÓN Las aeronaves comerciales disponen de grabadoras de vuelo que graban los parámetros del vuelo durante el transcurso de este. Son las llamadas cajas negras de las ACFT. El principal objetivo de las FDR es preservar los parámetros de la aeronave, por si se tuviesen que analizar en caso de accidente o por inspección rutinaria. En aeronaves más pequeñas el FDR se puede combinar con el CVR. Tanto el FDR como el CVR normalmente están ubicados en la cola del avión, en la parte inferior de la deriva. En algunas aeronaves el FDR se encuentra en alguna de las bodegas. El FDR graba las últimas 25 horas de operación. Está pintada de color rojo o naranja, para que pueda ser fácilmente identificable. Los modelos más antiguos de FDR son del tipo no digital, pero las JAR exige que todas las aeronaves registradas con posterioridad a 1 de abril de 2000 deban ser del tipo digital.

7.2 COMPONENTES El FDR consiste de los siguientes componentes: 

 

Sistema de grabación: Digital Flight Data Recorder (DFDR) o Flight Data Interface Unit (FDIU) o Acelerador lineal de 3 ejes (LA) o Unidad de control en el overhead panel  Unidad de control en el pedestal

La grabadora digital de datos (DFDR) consta de los siguientes elementos: 1. Conjunto auxiliar formado por una caja de aluminio que aloja los circuitos de energía eléctrica y control de grabación. No es una unidad protegida contra impactos. 2. CSMU (Crash Survival Memory Unit)  es una cápsula hermética de titanio (Ti) con aislamiento térmico (soporta altas temperaturas). Diseñada para permanecer intacta tras el impacto. Contiene la cinta de grabación.

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3. ULB (Under-water locator beacon)  permite detectar la caja negra bajo el agua. Es un generador acústico que se activa cuando está sumergido bajo el agua. Emite una frecuencia de 37,5 KHz (no es audible para el ser humano. Recordar: freq. audible es de 20 a 20000 Hz ). Emite un impulso de duración 10 ms que se detecta con un equipo sonar. La emisión mínima de duración es de 30 días. La profundidad máxima de operación es de 6100 m. La distancia de detección es de 1800 a 3600 m.

Fotografía de un FDR y sus principales componentes

7.3 OPERACIÓN La unidad de control del overhead panel  también controla la operación del CVR. Existe un interruptor con guarda denominado GND CTL que se puede seleccionar en ON o AUTO.  

ON: el CVR y el DFDR se energizan y la luz de ON se ilumina.  AUTO: el CVR y el DFDR se energizan: En tierra, cuando se aplica corriente eléctrica al avión. o En tierra con al menos un motor funcionando. o En vuelo (con los motores en marcha o parados). o

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La unidad de control en el pedestal consiste simplemente de un botón marcado como EVENT que marca con un “evento” los datos del DFDR. Sería equiparable a tener una cinta de película y marcar con un punto un momento determinado de esa película, para analizar ese punto en particular más tarde.

Esquema del sistema de grabación de vuelo de un A320

La imagen de la siguiente página muestra el esquema del sistema de grabación de vuelo de un B737.

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Esquema del funcionamiento de un FDR para un B737

7.4

AIRCRAFT INTEGRATED DATA SYSTEMS (AIDS)

El sistema integrado de datos de la aeronave (AIDS) se encarga de procesar información de varios sistemas para facilitar las tareas de mantenimiento. Esto se realiza por medio de la DMU (Data Management Unit) que recoge y procesa la información para elaborar reportes que luego se pueden imprimir. Este sistema es equivalente al FDAU (Flight Data Acquisition Unit) en algunas aeronaves, como ahora los de la casa Boeing. Alguna de esta información se envía al FDR por medio de la FDIU, para poder grabar los parámetros obligatorios del vuelo. El resto de información se graba en una grabadora de mantenimiento separada de la FDR normal, para poderse extraer la información durante las tareas de mantenimiento. También es posible enviar a mantenimiento la información en pleno vuelo, por medio del sistema de comunicación (Airborne  ACARS Communication  Adressing and Reporting  System).

Esquema del FDAU de un B737

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7.5

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PARÁMETROS GRABADOS

Su función es almacenar parámetros de vuelo obligatorios como:       

Altitud Velocidad Aceleración en los 3 ejes Rumbo Actitud en cabeceo y alabeo AoA Información de sistemas del ACFT (empuje, posición de flaps, tren, spoilers…)

Nota: los parámetros obligatorios que debe grabar el sistema dependen del MTOM de la aeronave, de acuerdo con las JAR-OPS. También se graban parámetros de vuelo adicionales:    

Posición de los controles de vuelo y del compensador. Radioaltitud e información de navegación que se muestra a la tripulación. Warnings de cabina. Posición del tren de aterrizaje.

De acuerdo con las JAR-OPS, los parámetros principales deben ser grabados en aeronaves con MTOM menor o igual a 27.000 kg , mientras que los parámetros adicionales deberán ser grabados en aeronaves de más de 27.000 kg.

7.6

REQUISITOS JAR

Es obligatorio que las aeronaves de MTOM 5700 kg o menos y registradas después de 1 de abril de 1998 sean capaces de grabar las últimas 10 horas de operación. Si la aeronave tiene un MTOM > 5700 kg o más de 9 pax. deberá grabar las últimas 25 horas de operación. Todos los FDR deberán utilizar sistemas digitales de grabación después de 1 de abril de 2000. El FDR debe encenderse automáticamente antes de que la aeronave se mueva por sus propios medios (antes de la puesta en marcha) y debe pararse después que la aeronave sea incapaz de moverse por sus propios medios (después de parar los motores). Todas aquellas aeronaves cuyo MTOM sea igual o inferior a 5700 kg pueden tener un sistema COMBI (FDR + CVR).

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EXCEPCIONES Una aeronave puede ser despachada con un FDR inoperativo si: No es posible reparar el FDR antes del vuelo. La aeronave no excederá los 8 vuelos consecutivos con el FDR inoperativo. No habrán transcurrido más de 72 horas desde su inoperatividad. El CVR está operativo (a menos que esté combinado con el FDR).    

REQUISITOS ESTRUCTURALES El CSMU (Crash Survival Memory Unit) es la cámara que lo protege estructuralmente. Puede recibir impacto de 3,4 kg / 0,065 ms (52300 kg/s). Puede aguantar 24h a 1100ºC. Aguanta 2.265 kg tanto lateral como diagonalmente durante 5 minutos. Aguantaría unos 30 días a 20.000 ft de profundidad.

7.7

SISTEMA ACARS

El siguiente esquema corresponde al sistema de comunicaciones ACARS.

Es un sistema de a bordo que consta de:   

Sistema de a bordo Red de telecomunicaciones SITA (en Europa) Diferentes instalaciones de la compañía aérea

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8. COCKPIT VOICE RECORDER 8.1 INTRODUCCIÓN La función principal del FDR es preservar las comunicaciones por voz, tanto entre tripulación como entre tripulación-controlador para poder ser investigadas en caso de accidente. El CVR graba los últimos 30 minutos de conversación . Se enciende automáticamente cuando se aplica energía eléctrica a la aeronave. No obstante, se puede apagar cuando se realizan tareas de mantenimiento.

8.2 OPERACIÓN La información que graba el CVR incluye: a) Las conversaciones por el interfono entre el comandante, el primer oficial y el observador (si lo hay), tanto por el micrófono como a través de la máscara de oxígeno. Se envía la información por los canales 1, 2 y 3. b) Conversaciones y otros sonidos grabados en el cockpit  a través de un micrófono montado en la parte delantera (se envía la información por el canal 4). c) El canal del observador (canal 3) también puede ser usado para grabar los mensajes de Public Address (PA) al pasaje.

8.3 COMPONENTES El sistema se compone de:    

Cinta de grabación Unidad de control Pantalla (Monitor Indicator) Micrófonos

El CVR es un grabador de cinta magnética, como los casetes de audio. Utiliza un mínimo de 4 bandas de grabación, que en total tiene unos 300 pies de cinta. Tiene un bucle sin fin

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(endless loop tape) . Por tanto el CVR grabará infinitamente 30 minutos consecutivos en 4

canales, de forma paralela. El grabador es capaz de grabar sonidos de frecuencias 350-3000 Hz. No obstante, se espera que en un futuro sean capaces de grabar frecuencias auditivas de hasta 6000 Hz.

¿Dónde se localiza? El CVR normalmente está ubicado detrás del avión, en la cola, debajo de la deriva. Normalmente está al lado del FDR. Está contenido dentro de una caja metálica resistente a los impactos. Igual que el FDR, esta caja metálica debe ser resistente a las altas temperaturas. El CVR, al igual que el FDR, contiene una ULD (Underwater Locating Device), que permite localizarlo bajo el agua, ya que emite ultrasonidos que pueden ser detectados con un detector especial. La ULD se activa automáticamente con el agua y la batería que monta le permite funcionar unos cuantos días. El panel frontal del CVR permite conectar un dispositivo de que disponen los investigadores para escuchar las grabaciones y monitorizarlas en una pantalla.

UNIDAD DE CONTROL Se localiza en el cockpit , en el overhead panel . Contiene la circuitería de testeo y monitorización y también hay el micrófono de la cabina, que graba todos las conversaciones y sonidos. Los botones del panel de control del CVR son: 

 AUTO/ON o  AUTO: el CVR empezará a grabar cuando se arranca el primer motor y parará de grabar 5 minutos después de que se pare el último motor. o ON: el CVR empieza a grabar inmediatamente. Cuando se arranque el motor volverá a la posición de AUTO de forma automática. Cuando opera en ON se enciende la respectiva luz.

Panel de control del CVR de un A320 

CVR TEST Pulsando este botón se incia la autoprueba del sistema (BITE – Built-in Test  Equipment ). Si la prueba es correcta aparecerá una indicación visual indicando que funciona bien (LED o aguja). Si, por el contrario, la prueba resulta defectuosa se escuchará un tono de audio de 600-800 Hz.

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

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ERASE Este botón elimina la conversación grabada. Sólo se puede borrar en tierra, con los motores parados y el parking brake puesto. Para borrar, se debe pulsar el botón a menos durante 2 segundos.

La siguiente unidad de control del CVR pertenece a una aeronave de la casa Boeing.

8.4

REQUISTOS JAR

Todas las aeronaves certificadas antes de 1 de abril de 1998 y que tengan un MTOM > 5700 kg o más de 9 asientos deberán tener un CVR capaz de grabar los últimos 30 minutos de conversaciones. Todas las aeronaves certificadas en o después de 1 de abril de 1998 con un MTOM > 5700 kg o aeronaves a reacción multimotor (METJ) de más de 9 asientos, deberán grabar las últimas 2 horas de conversaciones El CVR deberá ser capaz de grabar:     

Las comunicaciones con el ATC. El ambiente del cockpit . Las conversaciones entre la tripulación de vuelo a través del sistema de interfono. Las señales de identificación MORSE de las radio-ayudas. Los mensajes de PA dirigidos al pasaje.

El CVR deberá iniciar la grabación antes de que la aeronave sea capaz de moverse bajo sus propios medios y deberá cesar de grabar cuando no se pueda mover por sus propios medios (véase unidad de control). También es obligatorio que el CVR disponga de un dispositivo para ser localizado bajo el agua (ULD).

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EXCEPCIONES Una aeronave puede ser despachada con el CVR inoperativo si: No es posible reparar el CVR antes del vuelo. No se exceden los 8 vuelos consecutivos. No han transcurrido más de 72 horas desde su inoperatividad. El FDR está operativo (a menos que se disponga de un sistema COMBI).    

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