Pilots Health - New Color Vision Tests - Minimum Color Vision

Old Test

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May 2009

If these findings were adopted as pass / fail limits for pilots ~ 35% of colour deficient applicants would be certified as safe to fly.

GLOSSARY
Deutan: Adjective denoting deuteranopia or deuteranomaly.

Deuteranomalous trichromats: Person with deuteranomaly.
Deuteranomaly: Congenital defective colour vision in which discrimination of the reddish and greenish contents of colours is reduced, without any colours appearing abnormally dim. The M-cone ('green') is abnormal.
Protan: Adjective denoting protanopia or protanomaly.
Protanope: Person with protanopia.
Protanomaly (protanomalous trichromatism): Congenital defective colour vision in which discrimination of the reddish and greenish contents of colours is reduced, with reddish colours appearing abnormally dim. The L-cone ('red') is abnormal.
Trichromatic matching: Action of making a colour stimulus appear the same colour as a given stimulus by adjusting three components of a colour mixture.
Photometry: Photometry is the measurement of light, which is defined as electromagnetic radiation which is detectable by the human eye. It is thus restricted to the wavelength range from about 360 to 830 nanometres. Photometry is just likeradiometry except that everything is weighted by the spectral response of the eye (Vl and V'l function). Visual photometry uses the eye as a comparison detector, while physical photometry uses either optical radiation detectors constructed to mimic the spectral response of the eye, or spectroradiometry coupled with appropriate calculations to do the eye response weighting. Typical photometric units include lumens (luminous flux), lux (illuminance), candelas (luminous intensity).
Normal trichromats: Person with normal colour vision.
Normal colour vision: The ability that the majority (92%) of the population have of seeing and interpreting colour.
Colour vision deficiencies: This is a decreased ability to discriminate and identify certain colours, relative to the normal observer.

The population can be divided into three groups: trichromats, dichromats, and monochromats.
Twenty-five percent of red/green deficients, both dichromats and anomalous trichromats, have a marked loss of sensitivity to red light.

Analysis of PAPI [=Precision Approach Path Indicator] results shows that the use of a modified “white” light results in significant, over all improvements in PAPI performance, particularly within normal trichromats and deuteranomalous observers. The modified (or colour corrected white) is achieved simply by adding a colour correction filter to the standard white lights produced by the source. The filter employed in this study decreased the colour temperature of the standard white (used in PAPI systems) by 200 MIREDS (micro reciprocal degrees).
Minimum Colour Vision Requirements for Professional Flight Crew.
Recommendations for new colour vision standards.

New test for chromatic sensitivity that can be used to quantify the severity of an individual’s colour deficiency.
Minimum colour vision requirements for professional flight crew have been established by assessing the level of colour vision loss above which subjects with colour deficiency no longer perform the most safety-critical, colour-related tasks within the aviation environment with the same accuracy as normal trichromats.

The new CAD (Colour Assessment & Diagnosis) test provides accurate assessment of the applicant’s colour vision. The results of the test establish with high specificity whether the subject’s red-green and yellow-blue colour vision falls within the normal range and the class and severity of colour vision loss in subjects with colour deficiency. The results of the test also indicate whether the applicant’s colour vision meets the minimum requirements for safe performance that have emerged as necessary from this investigation. If the new, experiment based, pass / fail colour limits were adopted as minimum requirements for professional flight crew, 36% of deutan subjects and 30% of protan subjects would be classed as safe to fly.

Given the higher prevalence of deutan deficiencies, these findings suggest that 35% of colour deficient applicants would be classed as safe to fly.

This study investigated new methods for the accurate assessment of colour vision in order to provide improved guidelines for minimum colour vision requirements for flight crew that are both safe and fair to applicants. The innovative Colour Assessment and Diagnosis (CAD) test employed establishes whether an applicant has colour vision within the normal range, identifies the class and severity of any colour vision deficiency and indicates whether an applicant's colour vision meets the minimum requirements for flight safety. It may also have important implications for other modes of transport where colour vision is safety critical and for use in public health.

New Test Would Reduce Color-Blindness Barrier For Pilots

Using new tests that have been developed by researchers in London, 35 percent of pilot applicants who now fail color-blindness exams would pass, the UK's Civil Aviation Authority said recently. "The CAA intends to promote this research internationally with a view to gaining acceptance of the [new] test and its incorporation in worldwide medical standards for pilots," said Dr. Sally Evans, chief medical officer at the CAA. The research, which was co-sponsored by the FAA, was conducted at City University London.

Under current guidelines, pilot applicants with minimal color deficiencies will often fail traditional tests, the CAA said. However, researchers found that some of these individuals may be able to perform safety critical tasks just as well as those with normal color vision. About 8 percent of men and fewer than 1 percent of women have some level of color vision deficiency. [more] Current color vision requirements are open to interpretation and often vary between countries. The new test developed in London is accurate and thorough, the CAA said.

Background

The use of colour in aviation for coding of signals and information is important, hence the need to set adequate colour vision requirements to ensure that flight crew are able to discriminate and recognise different colours, both on the flight deck and externally. Concern has, however, been expressed during the past few years that the current colour vision standards, at least within JAA (Joint Aviation Authorities) member states are not appropriate since most tests and pass limits only screen for normal red/green colour vision. Since the incidence of congenital yellow/blue deficiency is extremely low (see Table 1), the absence of red/green deficiency is virtually equivalent to normal trichromacy. Subjects with minimal colourdeficiencies often fail normal trichromacy tests and the great majority are therefore prevented from becoming pilots, although many of these subjects may well be able to perform safetycritical tasks, as well as normal trichromats, when presented with the same, suprathreshold colour signals. In principle, these subjects should be allowed to fly. To include some individuals with minimum colour deficiency that may well be safe to fly, some authorities have either relaxed the pass limits on tests designed to screen for normal colour vision (e.g. Ishihara, Dvorine) or they have introduced less demanding tests that applicants with mild colour vision deficiency can pass.

This approach does justice to some applicants, but not to others. Existing, conventional colour screening tests employed by most authorities cannot be used to quantify accurately the severity of colour vision loss and this makes it difficult to set reliable pass / fail limits. With very few exceptions, no red/green colour deficient applicants pass either the Ishihara or the Dvorine colour screening tests with zero errors. The same applies to anomaloscope matches when strict criteria are employed (e.g. when the applicant sets an appropriate red/green mixture field to match the colour appearance of a yellow, monochromatic field, as in the Nagel anomaloscope). In this respect these tests are excellent, but as has been shown in several studies, neither the anomaloscope results (Barbur et al., 2008) nor the Dvorine / Ishihara plates (Squire et al., 2005) can be used to quantify reliably these verity of colour vision loss.

The current procedures within JAA are therefore unsatisfactory for at least two reasons. First,there is no guarantee that the deutan subjects that pass secondary tests can cope with safetycritical,colour-related tasks, since the severity of their colour vision loss remains unquantified, and second, many colour deficient subjects that can carry out such tasks safely fail the lantern tests and will not therefore be allowed to fly. There are also other additional problems. The pass / fail variability of different conventional, colour screening tests is high (Squire et al.,2005). Although subjects with minimum colour deficiency may sometimes pass these tests,the results provide no reliable information as to the minimum colour vision requirements that can be considered safe within the aviation environment.

Figure 23

Graphs showing performance of normal, deutans and protan observers onthe PAPI (standard white) versus CAD test sensitivity (1/threshold). Notethe scale of the x-axis is different for the three graphs for clarity of presentation.PAPI test scores are shown in Figure 23 plotted against the corresponding CAD basedmeasure of RG sensitivity. The top section shows the performance in normaltrichromats. Most normal trichromats perform 100% correct in the identification ofthe red and white lights. However, 7 out of the 65 normal subjects made some errors.This could be due to lack of attention and / or reduced visual acuity at low light levelscaused by increased higher order aberrations when the pupil size is large. The errorswere found to be distributed with equal probability amongst the five conditions.

94% of all applicants are likely to complete the CAD test in less than 20 seconds(using the fast-CAD option) which is based on screening for minimum coloursensitivity in the deutan category. The remaining applicants are expected to failfast-CAD. The definitive-CAD test takes 12 to 15 minutes to complete and provides the information needed to establish whether the subjects that fail (i.e. ~ 4% of allapplicants) have protan colour deficiency and have residual chromatic sensitivitywithin the established pass limit for protan subjects.• Below 60 years of age, normal ageing does not affect significantly either RG or YBthresholds, provided adequate levels of ambient illumination are employed.• Use of a modified “white” light results in significant, overall improvements in PAPIperformance, particularly within normal trichromats and deuteranomalousobservers.

Maio 2009

Se estas descobertas forem adotadas como limites para aprovação/reprovação para pilotos, aproximadamente 35% (trinta e cinco por cento) de candidatos deficientes de [visão] de cor seriam aprovados como seguros para voar.

Glossário
Deutan: Adjetivo denotando deuteranopia ou deuteranomalia. Derteranômalo tricomatas: Pessoa com deuteranomallia. Deuteranomalia: Visão de cor deficiente congênita na qual discriminação de conteúdo avermelhado e esverdeado das cores é reduzido, sem qualque aparência de cores anormalmente ofuscadas. O M-come ('verde') é anormal.
Protan: Adjetivo denotando protanopia ou protanomalia. Protanope: Pessoa com protanopia. Protanomalia: (protanômalo tricomatatismo): Visão de cor deficiente congênita na qual discriminação de conteúdos avermelhados e esverdeados de cores é reduzido, com cores avermelhadas parecendo anormalmente ofuscada. O L-cone ('vermelho' é anormal.
Combinação tricomatica: Ação de fazer um estímulo de cor parecer a mesma cor qcomo um estímulo dado por ajustagem de três componentes de uma mistura de cor.
Fotometria: Fotometria é a medição da luz, a qual pe definida como radiação eletromagnética que é detectável pelo olho humano. Ela é restrita ao alcance do comprimento de onda de cerca de 360 a 830 nanomêtros. Fotometria é como radiometria, exceto que tudo é pesado pela resposta do espectro do olho (função Vl e V'l). Fotometria visual usa o olho como um detector de comparação, enquanto fotometria física usa ou detectores de radiação óptica construídos para imitar a resposta do espectro do olho, ou espectroradiometria acompanhada de cálculos apropriados para fazer a pesagem da resposta do olho. unidades típica fotométrica inclui LUMENS (fluxo luminoso), LUX (iluminância), CANDELAS (intensidade luminosa).
Tricomata normal: pessoa com visão de cor normal.
Visão de cor normal: A habilidade que a maioria (92%) da população tem de ver e interpretar cor
Deficiências de visão de cor: Isto é uma diminuição da habilidade para discriminar e identificar certas cores, em relação ao observador normal.

A população pode ser dividida em 3 grupos: tricomatas, dicromatas e monocromatas.

25% (vinte e cinco por cento) de deficientes de [visão de cor] Vermelha/Verde, ambos dicromatas e tricomatas anômalos, tem um acentuada perda de sensibilidade para luz vermelha.

Imagens no texto em inglês e no final do texto em português

Análise de resultados do PAPI (Precision Approach Path Indicator)mostra que o uso de uma luz modificda "branca" resulta em significante, sobre todas melhorias na performance do PAPI, particularmente dentro do [grupo] de observadores tricomatas normais e deuteranomalos. A [luz] modificada (ou cor branca corrigida) é atingida simplesmente pelo acrescimo de um filtro de correção de cor às luzes brancas padrão produzidas pela fonte. O filtro empregado neste estudo diminuiu a temperatura da cor do branco padrão (usado no sistema PAPI) por 200 MIREDS (micro graus recíprocos).

Recomendações para novos padrões de visão de cor.

Novo teste para sensibilidade cromática que pode ser usado para quantificar a severidade de uma deficiência de [visão] de cor do indivíduo.

Requerimentos de visão mínima de cor para profissional de tripulação de voo tem sido estabelecidos pela avaliação do nível de perda de visão de cor, acima do qual sujeitos com deficiência de [visão] de cor não mais executam as muitas tarefas de segurança crítica, relacionadas à cor dentro do ambiente de aviação com a mesma exatidão como com [visão] tricolor normal.

O novo teste CAD (Diagnóstico e Avaliação de Cor) fornece avaliação acurada da visão de cor dos candidatos. Os resultados do teste estabelece com alta especividade se a visão de corVermelha-Verde e Amarela-Azul do sujeito cai dentro do alcance normal e a classe e severidade da prda de visão de cor em indivíduos com deficiência de [visão] de cor. Os resultados do teste também indicam se a visão de cor do candidato encontra o mínimo de requerimentos para performance segura que tem emergido como necessária das investigações. Se a nova experiência fundamentada, passa/falha nos limites de cor foram adotados como requerimentos mínimos para professional de tripulação de voo, 36% de sujeitos deutan e 30% de sujeots protan seriam classificados como seguros para voar.Dada a mais alta prevalência de deficientes deutan, estas descobrtas sugerem que 35% de candidatos dificientes de [visão] de cor estariam classificados como seguros para o vôo.

Este estudo investigou novos métodos para uma avaliação acurada de visão de cor em ordem de fornecer melhor orientação para as exigências de visão mínima de cor para tripulação de voo que sejam ambas seguras e justas para os candidatos. O teste inovativo CAD = Diagnóstico e Avaliação de Cor empregado, estabelece se uma visão de cor do candidato encontra os requerimentos mínimos para segurança de voo. Ele pode também ter importante implicações para outras modalidades de transporte onde visão de cor é crítica em segurança e para uso na saúde pública.

Novo Teste Reduziria Barreira de Segueira de Cor para Pilotos

Usando os novos testes que foram desenvolvidos por pesquisadores em Londres, 35% (trinta e cinco por cento) dos pilotos candidatos que agora falharam nos exames de cegueira de cor, passariam, disse recentemente a CAA britânica [Agência de Aviação Civil]."A CAA tem a intenção de promover esta pesquisa internacionalmente com uma perpectiva de ganhar aceitação do [novo] teste e sua incorporação nos padrões médicos mundial para pilotos", disse o Dr. Sally Evans, chefe oficial médico na CAA.A pesquisa, a qual foi co-patrocinada pelo FAA, foi conduzida na Universidade Cidade de Londres.

Sob as orientações atuais, candidatos pilotos com deficiências mínimas de cor frequentemente falhariam nos testes tradicionais, disse a CAA. Todavia, pesquisadores descobriram que alguns destes indivíduos pode ser capaz de executar tarefas de segurança crítica também tão bem quanto aqueles com visão normal de cor.

Cerca de 8% (oito por cento) dos homens e menos de 1% (um por cento) das mulheres tem algum nível de deficiência de visão de cor. Mais as exigências atuais de visão de cor estão abertas a interpretação e frequentemente varia entre paises. O novo teste desenvolvido em Londres é exato [sem defeito] e completo, disse a CAA.

Background

O uso de cor na aviação para dodificar sinais e informação é improtante, por esta razão a necessidade para ajustar os requerimentos adeauados de visão de cor para assegurar que tripulação de voo são capazes de distinguir e reconhecer cores diferentes, ambos na cockpit e externamente. Interesse tem, todavia, sido expressado durante os passados poucos anos que os padrões atuais de visão de cor, pelo menos dentro dos paises membros da JAA [Agência de Aviação Civil Européia] não são apropriados desde que muitos limites de testes e aprovação somente fazem triagem para visão de cor normal Vermelho/Verde. Desde que a incidência de deficiência de Amarelo/Azul congênita é extremamente baixa (veja tabela), a ausência de deficiência Vermelho/Verde é virtualmente equivalente à tricomacia normal. Pessoas sujeitas a deficiências mínimas de [visão de cor, frequentemente falham nos testes de tricomacia normal e a grande maioria são portanto privadas de se tornarem pilotos, embora muitos dessas pessoas podem bem ser capazes de executar a grande maioria de tarefas de segurança crítica, tão bem quanto tricomatas normais, quando apresentados com os mesmos, sinais de cor muito no limite. Em princípio estas pessoas deviam ser permitidas voar. Incluir alguns indivíduos com deficiência mínima de [visão] de cor que podem bem ser seguros para voar, algumas autoridades tem ou relaxado os limites de aprovação nos testes designados para fazer triagem para visão normal de cor (por exemplo, Ishihara, Dvorine) ou eles tem introduzido testes menos exigêntes que candidatos com deficiência moderada de visão de cor possam passar.

Esta abordagem faz justiça a alguns candidatos, mas não para outros. Testes convencionais existentes para fazer triagem de cor empregados por muitas autoridades não podem ser usados para quantificar acuradamente a severidade de perda de visão de cor e isto o faz dificil para estabelecer limites confiáveis de aprovação/reprovação. Com muitas poucas exceções, nenhum candidato deficiente de [visão] de cor Vermelha/Verde passa nos testes de triagem de cor, ou Ishihara ou Dvorine com zero erros. O mesmo aplica-se à combinação anomaloscópica quando critérios rigorosos são empregados (por exemplo, quando o candidato estabelece um campo de mistura apropriada Vermelho/Verde para combinar a aparência de uma cor amarela, de campo monocromático, quando [vista] no anomaloscópio de Nagel). Nestes casos estes testes são excelentes, mas como tem sido apresentados em vários estudos, nem os resultados no anomaloscópio (Barbur et al., 2008) nem as placas Dvorine/Ishihara (Squire et. al., 2005) podem ser usadas para quantificar comfiabilidade desta variedade de perda de visão de cor.

Os procedimentos atuais dentro da JAA são portanto insatisfatórios por pelo menos duas razões. Primeiro, não há garantia de que os sujeitos deutan que passa nos testes secundários possam enfrentar tarefas relacionadas a cor em segurança crítica, desde que a severidade de sua perda de visão de cor permanece não quantificada, e segundo, muitos sujeitos deficientes de visão de cor que podem realizar tais tarefas seguramente falham nos testes de lanterna e não portanto serão permitidos voar. Há também outro problema adicional. A variabilidade de aprovação/reprovação em teste diferentes convencionais de triagem de cor é alta (Squire et. al., 2005). Apesar de sujeitos com deficiência mínima de [visão] de cor poder às vezes passar nos testes, os resultados não fornecem informação confiável como para os requerimentos mínimos de visão de cor que podem ser considerados seguros dentro do ambiente de aviação.

Figura 23

Gráfico mostrando performance de observadores normal, deutans e protan no PAPI (branco padrão) versus teste CAD de sensibilidade (1/princípio).Note que a escala do eixo dos 'x' é diferente para os três gráficos para melhor clareza e apresentação.

As contagens do teste PAPI são mostradas na Figura 23 plotada contra a correspondente medida fudamentada CAD de sensibilidade RG [=Red and Green]. O seção superior mostra a performance em tricomatas normais. Muitos tricomatas normais realizam 100% correto na identificação de luzes vermelhas e brancas. Entretanto, 7 de 65 sujeitos normais fizeram alguns erros. Isto pode ser devido à perda de atenção e/ou acuidade visual reduzida em níveis de luz baixa causada por aumento de aberrações de ordem mais altas quando o tamanho da pupila está maior.Os erros foram descobertos ser distribuidos com probabilidade igual entre as cinco condições.

Conclusões
• 94% de todos candidatos estão aptos a completar o teste CAD em menos de 20 segundos (usando a opção CAD-rápido), a qual é baseada na triagem para sensibilidade mínima de cor na categoria deutan. Os candidatos remanescentes são esperados falhar no CAD-rápido. O teste definitivo leva de 12 a 15 minutos para completar e fornece a informação necessária para estabelecer se os indíviduos que falham (isto é, ~ 4% do total de candidatos) tem deficiência de cor protan e tem sensibilidade residual cromática dentro do limite de aprovação estabelecido para indivíduos protan.

• Abaixo de 60 anos de idade, envelhecimento normal não afeta significantemente ou o princípio RG ou YB [=Red/Green ou Yellow/Blue], desde que níveis adequados de iluminação ambiente sejam emprgregados.

• O uso de luz "branca" modificada resulta em significante, sobre todos melhoramentos no PAPI.

References
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275.

AF447 - Unreliable Speed - by Joelle Barthe, Airbus Engineer

Unreliable Speed

By Joelle Barthe

Flight Operations Engineer

Published on SafetyFirst #5

December 2007

1 Introduction

Unreliable speed is one of the difficul situations that a pilot has to face. Once the failure has been identified, a procedure, based on pitch angles and thrst settings, will assist the pilot in safely flying the aircraft.

But the main difficulty is to rapidly detect an unreliable speed situation. Reaction time is crucial, since the aircraft may stall and overspeed conditions could cause aircraft damage.

The effects of pitot probes obstruction on ground

It intended to make ground and flight crew more sensitive to the consequences of obstructed probes, and to prevent take-off with unriliable speed.

But once airborne, how can the crew handle an unreliable speed situation?

This article is based on A320/A330/A340 design. Cockpit effects, identification and troublshooting, remains similar for wide body aircraft and A380, with some specificities covered in the operational documentation.

2 Effects and consequences in the cockpit

Water, ice, dust, ashes, etc. may pratially or totally block pitot probes and static ports. Equally,tubes misconncected to the Air Data Modules (ADM), plastic covers not removed from probes, insect nest, radome damage, may lead to enrroneous pressure measurements.

The consequences of this erroous pressure information, once used by the ADRs, and/or the standby instruments, are the computation and the display of unreliable speed and/or altitude for all users.

Erroneous speed or altitude indications can be suspected, among others, in the following cases:

- Speed discrepancy (between ADR 1, 2, 3 and standby indication),
- The flutuction of the Indicated Air Speed or of the Pressure Altitude.

- Abnormal correlation between basic flight parameters (IAS, attitude, pitch, thrst, climb rate),

- abnormal AP/FD/ATHR behaviour,

- STALL and OVERSPEED warnings or FLAP RELIEF on ECAM that are in contradiction with ar least one of the indicated airspeeds,

- Inconsistency between radio altitude and pressure altitude,

- Impossibility of extending the landing gear by the normal landing gear system.

Nevertheless, it should be emphasized that identifying an unreliable speed indication is not wlways obvious: no single rule can be givien to conclusively identify all possible erroneous indications and the display of contradictory information may confuse the flight crew. Pilots should therefore be aware of unreliable speed symptoms and consequences.

Depending on the effected probe, i. e. pitot probe os static port, differente indications in the cockpit will become unreliable. Therefore the crew should be aware that some of the usual cues to fly could be unreliable as indicated:

3 Identification and Handling of Unreliable Speed situations

Airbus has developed procedures and guidelines to help crews identify and handle an unreliable speed situation.

The Volume 3 of the FCOM and QRH provide the UNRELIABLE SPEED INDIC / ADR CHECK PROC procedure.

In addition, Airbus has developed training material in the Flight Crew Training Manual ( FCTM, available for A320/A330/A340/A380). The FCTM provides information about the causes and consequences of unreliable ADR computations. It also provides information on how to apply the UNRELIABLE SPEED INDIC / ADR CHECK PROC of the QRH.

An interative trainin tool, the e-Briefing, is also available on https://w3.airbus.com/ in the Flight Operations community, under ther heading "Safety and Operational materials".

4 - Procedures

As soon as a doubt about airspeed indication arises, or a relevant ECAM alert is triggered (relative to ADRs failure or discrepancy for instance), the UNRELIABLE SPEED INDICATION/ADR CHECK PROC procedure should be applied by the crew, following this sequence:

1) If the safe conduct of the flight is affected, APPLY THE MEMORY ITEMS, i. e. fly a pitch with TOGA or CLB thrust,

2) If the safe conduct of the flight is not affected, or once the memory items have been applied, LEVEL OFF, if necessaru, and start TROUBLESHOOTING,

3) If the affected ADR can be identified, fly with the remaining ADR.

4) If the affected ADR cannot be identified or all airspeed indications remain unreliable, FLY WITH PITCH/THRUST REFERENCES.

4.1 Memory Items

If the safe conduct of the flight is affected, the flight crew applies the memory items: theses allow "safe flight conditions" to be rapidly established in all flight phases (take-off, clim, cruise) and aircraft configurations (weight and slats/flaps). The memory items apply more particularly when a failure apprears just after take-off.
Once the target pitch attitude and thrust values have been stabilized at or above minimum safe atltitude, or when the safe conduct of the flight is nor affected, the flight crew enter the 2nd part of the QRH procedure: level off the aircraft and perform troubleshooting.

4.2 Troubleshooting and isolation

The table provided in the QRH gives the pitch (º) and thrust (%N1) to be applied to level off the aircraft according to its weight, altitude and configuration, along with flying technique advices.
In situations where most primary flight data are erroneous, some indications may stil remain correct and should consequentely be used to help the crew stabilize the flight path. This is the case for the Flight Path Vector (FPV), reliable if the static ports are not blocked, and for the GPS altitude displayed on the MCDU, when GPS is installed.

When the flight path is stabilized, the flight crew will start the troubleshooting, keeping in mind that sometimes two or even all three ADRs might provide identical but erroneous data (e.g. due to icing conditions, flight in volcanic ashes, etc).Therefore, do not instinctivelu reject an ADR that is suspected to be affected.

If the troubleshooting procedure enables the crew to identify the affected ADRs, then a normal situation can be. resumed.

But if the affected ADR cannot be identified, or all ADRs are affected, then the flight crew will fly without speed reference, using the pitch and thrust tables.

4.3 Flying using pitch/thrust tables

First, the crew has to switch OFF two ADRs and keep one ADR ON, to keep the Stall Warning Protection.
Then, the crew will [bold] fly the aircraft without speed references, using pitch (º) and thrust (%N1) settings.

To fly the aircraft using pitch and thrust settings, the crew will find in the QRH the tables relative to each phase of flight: Climb, Cruise, Descent and Approach, talking into account the aircraft weight, configuration and altitude. With theses tables, the crew will be able to safety land the aircraft.

5 Back UP Speed Scale (BUSS)

In order to dedrease the crew workload in case of unreliable speed, Airbus has developed the Back-UP Speed Scale (BUSS) that replaces the pitch and thrust table. The BUSS is optional on A320/A330/A340. It is basic on A380, being part of the ADR Monitoring functions.

This indication is based on angle of atack (AOA) sensor information, and is therefore not affected by erroneous pressure measumements.

The BUSS comes with a new ADIUR standar (among other new system standards), where the AOA information is provided through the IRs and nor through the ADRs. This enables selecting all ADRs off without loosing the STALL WARNING PROTECTION.
The AOA information provides a guidance area in place of the speed scale. When the crew selects all ADRs OFF, then:

- The Back-Up Speed Scale replaces the PFD speed scale on both PFDs,

- GPS Altitude replaces the Altitude Scale on both PFDs.

The Back-Up Speed Scale then enables to fly at a safe speed, i. e. above stall speeds, by adjusting thrust and pitch.

The BUSS will be displayed once all ADRs are switched OFF. Therefore, on aircraft that have the BUSS, when the flight crew cannot identify the faulty ADR(s) when performing the troubleshooting, or when all ADRs are affected, the flight crew will switch OFF ADRs, and will fly the green area of the BUSS.

However, if the safe conduct of the flight is affected, the memory items must still be applied before troubleshooting.
As the BUSS is associated to the ADR monitoring funcitions, some unreliable speed situations can be automatically detected (e. g. new ECAM warning "NAV ADR 1+2+3 FAULT"), and some ECAM procedures will lead to the BUSS activation by requesting to switch OFF all ADRs.

6 Conclusion

An unreliable speed situatio may be difficult to identify, due to the multiple scenarios that can lead to it. Therefore, training is a key element: indeed the flight crew's ability to rapid detected the abnormal situation, and to correctely handle it, is cricial.

In case of any doubt, the pilot should apply the pitch/thrust memory items, and then refer to the QRH to safely fly the aircraft, and to positively determine the faulty source(s) before eliminating it (them).

In addition, to further assit the pilot in detecting the failure and safely fly the aircraft, Airbus has developed the BUSS, which provides a safe flying range indication.

Finaly, to reduze the probally of experiencing unreliable speed situations, on-ground actions, such as comprehensive maintenance and through pre-flight exterior inspection, should be stressed.

AF447 - ADIRUs got into a lost case

Description extracted on the whole as written on A330-200 FCOM (=Flight Crew Operating Manual)

Note: Images relating to this Post will be uploaded soon.

Airbus 330-200

ACARS

FLIGHT REPORTS
Flight reports provide real time information to the ground concerning the aircraft current situation and position.

Several types of flight reports are available :

the Position report: provides current aircraft position

the Progress report: provides data relative to the destination

the Flight-Plan report: provides the active route

the Performance Data report: provides performance data currently used by FMS. (=Flight Management System)

These reports may be manually initiated via a dedicated prompt or automatically sent in response to a ground request or upon specific conditions.

POSITION REPORT
This report is sent:
manually via a MCDU prompt or (=Multi Function Control & Display Unit) following a ground request or automatically upon sequencing a designated reporting fix (designated by the ground in a uplink message).

The manual POSITION REPORT downlink prompt is displayed on the REPORT page POS prompt.

Img1.

Note: Position report are initiated from active flight plan only.

Img2.

POSITION report content

The downlinked message contains exactly the REPORT page data.

PROGRESS REPORT
A progress report contains data relative to the aircraft arrival time and EFOB (=Estimated Fuel On Board) at destination for the active F-PLN. (=Flight Plan)

This downlink message is automatically sent following : a ground request or a change of destination or a change of runway or a specific event. The possible events that can be selected in the navigation database policy file are:

X minutes to Top of Descent

Z minutes to Destination

ETA changes more than

W minutes from the previous report. (=Estimated Time Arrive)

X, Z and W are minutes of time set in the navigation database policy file.

The progress report cannot be manually sent by the crew via a dedicated MCDU prompt. =MultiFunction Control & Display Unit)

PROGRESS report content

Flight Number

Arrival Airport Ident

Destination Runway Ident

Predicted remaining fuel

ETA at destination

Reason for report (specific event, ground request...).

FLIGHT PLAN REPORT
The F-PLN report broadcasts flight plan data to the ground. Only data from the active flight plan can be sent.
This downlink message is sent to the ground : automatically following a ground request manually by the crew using a prompt displayed on the ACARS FUNCTION page. (Refer to ACARS page description). This prompt may be invalidated through the navigation database policy file.

The Flight Plan report can be downlinked either while on ground or in flight during any flight phase.

FLIGHT PLAN report content
The report contains the active and alternate flight plan.

PERFORMANCE DATA REPORT
The Performance Data report is a downlink message that allows the transmission of performance data (GW, FUEL, CG...) relative to the active F-PLN. (= Gross Weight, Center of Gravity)

This message is automatically sent following a ground request. Manual sending is not possible.

PERFORMANCE DATA report content
Sends to the ground :

Current GW

Cruise Altitude

Current CG

Fuel on Board

Block Fuel

Reserve Fuel

Cost Index

Top of Climb Temperature

Climb Transition Altitude

Tropopause Altitude

Taxi Fuel

ZFW (=Zero Fuel Weight)

ZFWCG (=Zero Fuel Weight Center of Gravity)

TURBULENCE DAMPING FUNCTION
The purpose of the turbulence damping function is to damp the structural modes induced by atmosphere turbulence.
The function uses the Nz accelerometer and two dedicated Ny accelerometers. The PRIMs compute a turbulence damping command, which is added to the normal law command for the elevator and the yaw damper.
This function is automatically monitored and becomes inoperative for the remainder of the flight, when a failure is detected. In addition, it may be manually inhibited by switching off the TURB DAMP pushbutton on the overhead panel, when it is considered that comfort is degraded instead of being improved, and no failure is detected.

It is only available if the following conditions are met:

Aircraft in flight.

Aircraft speed greater than 200 knots.

Autopilot engaged or normal law active.

Aircraft within the normal flight envelope.

LATERAL CONTROL

LATERAL NORMAL LAW
When the aircraft is on the ground (in "on ground" mode), the sidestick commands the aileron and roll spoiler surface deflection. The amount of control surface deflection that results from a given amount of sidestick deflection depends upon aircraft speed. The pedals control rudder deflection through a direct mechanical linkage.

When the aircraft is in the "in flight" mode, normal law combines control of the ailerons, spoilers (except N° 1 spoilers), and rudder (for turn coordination) in the sidestick. While the system thereby gives the pilot control of the roll and heading, it also limits the roll rate and bank angle, coordinates the turns, and damps the dutch roll.

The roll rate requested by the pilot during flight is proportional to the sidestick deflection, with a maximum rate of 15° per second when the sidestick is at the stop.

When the aircraft is in "flare" mode, the lateral control is the same as in "in flight" mode.

BANK ANGLE PROTECTION
Inside the normal flight envelope, the system maintains positive spiral static stability for bank angles above 33°. If the pilot releases the sidestick at a bank angle greater than 33°, the bank angle automatically reduces to 33°.

Up to 33°, the system holds the roll attitude constant when the sidestick is at neutral. If the pilot holds full lateral sidestick deflection, the bank angle goes to 67° (indicated by a pair of green bar lines "=" on the PFD) and no further.

Img3.

If the angle-of-attack protection or high speed protection is operative, the bank angle goes to 45° and no further, if the pilot holds full lateral sidestick deflection.

If high speed protection is operative, the system maintains positive spiral static stability from a bank angle of 0°, so that with the sidestick released, the aircraft always returns to a bank angle of 0°.

When bank angle protection is active, auto trim is inoperative.

If the bank angle exceeds 45°, the autopilot disconnects and the FD bars disappear. The FD bars return when the bank angle decreases to less than 40°.

SIDESLIP TARGET
Should an engine failure occur, the sideslip indication is slightly modified to ensure that optimum pilot rudder application is made to achieve optimum climb performance (ailerons to neutral and spoilers retracted).

In takeoff configuration, when asymmetrical thrust is detected (30 % N1 (GE) or 0.25 EPR (PW/RR)), and at least one engine is above 80 % N1 (GE) or 1.3 EPR (PW/RR), the sideslip indication will change from yellow to blue.

Img4.

Crew response is normal and instinctive:

Zero, beta target value for optimum performance with appropriate rudder application.

Accelerate if beta target cannot be zeroed with full rudder. The computation is made by the PRIM. (=Primary computer)

PITCH CONTROL

GROUND MODE
Ground mode is active on ground. It is a direct relationship between sidestick deflection and elevator deflection without auto trim.

The THS is automatically set at 4° UP (inside the green band). Manual setting according to CG has priority for take off.

The rotation maneuver is flown in direct law with full authority.

Immediately after the aircraft becomes airborne the flight mode is progressively blended in.
The reverse process occurs after touch down.

FLIGHT MODE
The normal law flight mode is a load factor demand law with auto trim and full flight envelope protection.
It provides control of elevator and THS from the side stick controllers to achieve a load factor proportional to stick deflection, independent of speed.

With the side stick at neutral, wings level, the system maintains 1 G in pitch corrected for pitch attitude, and there is no need for the pilot to trim with speed or configuration changes.

Pitch trim is automatic in both manual mode and when the autopilot is engaged.

In normal turns (up to 33° of bank) no pitch correction is required once the turn is established.
The flight mode is active from TO to landing according to the logic (page 1).

Automatic pitch trim is frozen in the following cases:

Manual trim order

Radio altitude below 100 ft for flare

Load factor lower than 0.5 g

In high speed protection

When angle of attack protection is active, THS is limited between setting at entry in protection and 2° nose down (i.e. further nose up trim cannot be applied).

Similarly when the load factor is higher than 1.3 g, or when the bank angle gets outside ± 33°, the THS is limited between the actual setting and 2° nose down.

Control with autopilot engaged

The autopilot orders are limited by the PRIM

A force must be overcome to move the sidestick with the autopilot engaged. If the pilot moves the side stick to overcome this force the autopilot will disconnect.

All protections remain effective.

FLARE MODE
The flight mode changes to flare mode at landing, when passing 100 feet.
Flare mode is a direct stick-to-elevator relationship (with some damping provided by load factor and pitch rate feedbacks). In addition, at 50 feet, a slight pitch down elevator order is applied, so that the pilot has to move the stick rearwards to maintain a constant path, so as to reproduce conventional aircraft aerodynamic characteristics.

PROTECTIONS
Normal law provides complete flight envelope protection as follows :

Load factor limitation

Pitch attitude protection

High angle-of-attack (AOA) protection

High speed protection

LOAD FACTOR LIMITATION
The load factor is automatically limited to:

+ 2.5 g to - 1 g, slats retracted
+ 2 g to 0, slats extended

PITCH ATTITUDE PROTECTION
Pitch attitude is limited to 30° nose up (progressively reduced to 25° at low speed), and to 15° nose down (indicated by green symbols "=" on the PFD pitch scale (Refer to 1.31.40)).

HIGH ANGLE OF ATTACK PROTECTION
Under normal law, when angle of attack becomes greater than prot, the system switches the elevator control from normal mode to a protection mode in which the angle of attack is proportional to the sidestick deflection.

That is, in the prot range, from prot to max, the side stick commands directly. However the angle of attack will not exceed max, even if the pilot gently pulls the sidestick all the way back. If the pilot releases the sidestick the angle of attack returns to prot and stays there.

This protection, against stall and windshear, has priority over all other protections.

The autopilot will disconnect if the protection is active.

V prot, V max and V floor conditions vary according to the weight and the configuration

V prot and V max displayed on the PFD are computed by the PRIM. (=Primary computer) floor activation logic is provided by the PRIM.

Note:
At takeoff prot is equal to max for 5 seconds.

FLOOR

is activated through autothrust system when:

is greater than a threshold depending on the aircraft configuration, the ground speed variation, and the difference between ground speed and air speed or, Sidestick deflection above 14° and:

pitch altitude greater than 25°, or

AOA protection active

FLOOR inhibition: (Refer to 1.22.30).

To leave the angle of attack protection the sidestick must be pushed :

More than 8° forward, or,

More than 0° forward for at least 1 second when <>

HIGH SPEED PROTECTION
The aircraft automatically recovers following a high speed upset. Depending on the flight conditions (high acceleration, low pitch attitude), the High Speed Protection is activated at/or above VMO/MMO.

When it is activated, the pitch trim is frozen. Positive spiral static stability is introduced to 0° bank angle (instead of 33° in normal law), so that with the sidestick released, the aircraft always returns to a bank angle of 0°. The bank angle limit is reduced from 67° to 45°.

As the speed increases above VMO/MMO, the sidestick nose-down authority is progressively reduced, and a permanent nose-up order is applied to aid recovery to normal flight conditions.

The High Speed Protection is deactivated when the aircraft speed decreases below VMO/MMO, where the usual normal control laws are recovered.

The autopilot disconnects when high speed protection goes active.

Note:

OVER SPEED ECAM warning is provided at:

VMO + 4 kt MMO + 0.006

LOW ENERGY WARNING

A low energy aural warning "SPEED SPEED SPEED" repeated every 5 seconds indicates to the pilot that the aircraft energy becomes lower than a threshold under which to recover a positive flight path angle through pitch control, the thrust must be increased.

It is available in configuration 2, 3 and full between 100 and 2000 ft

.
The low energy warning is computed by the PRIM's from the following inputs:

Aircraft configuration

Air speed deceleration rate

Flight path angle It is inhibited when:

TOGA is selected

Below 100 ft RA Above 2 000 ft RA

Alpha floor or GPWS alert is triggered

In alternate or direct law

If both RA are failed.

The low energy warning is triggered during deceleration before alpha floor (unless alpha floor is triggered by stick deflection), the delay between the two warnings depends on deceleration rate.

NORMAL LAW

GENERAL
Flight control normal law provides:

3 Axis control

Flight envelope protection

Maneuver load alleviation

DESCRIPTION
The Air Data and Inertial Reference System (ADIRS) supplies temperature, anemometric barometric and inertial parameters to the EFIS system (PFD and ND) and to other user systems (FMGC, FADEC, PRIM, SEC, FWC, SFCC, ATC, GPWS, CMC, CPC).

The system includes:
three identical ADIRU's (Air Data and Inertial Reference Units).

Each ADIRU is divided in two parts, either of witch can work separately in case of failure in the other:

the ADR (Air Data Reference) part which supplies barometric altitude, speed, Mach, angle of attack, temperature and overspeed warnings.

the IR (Inertial Reference) part which supplies attitude, flight path vector, track, heading, accelerations, angular rates, ground speed, vertical speed and aircraft position.

Note:

The ADIRU gives the true heading instead of magnetic heading:

above 82° North

above 73° North between 90° and 120° West (magnetic polar region)

above 60° South

one ADIRS control panel located on the overhead panel for modes selection (NAV, ATT, OFF) and failure indications.

2 GPS receivers, which are connected to the IR part of the ADIRU's for GP/IR hybrid position calculation. four types of sensors :

pitot probes (3) static pressure probes (STAT) (6)

angle of attack sensors (AOA) (3)

total air temperature probes (TAT) (2)

These sensors are electrically heated to prevent from icing up.

eight ADMs (Air Data Modules) which convert pneumatic data from pitot and static probes into numerical data for the ADIRUs.

a switching facility for selecting ADR3 or IR3 for instrument displays in case of ADIRU 1 or 2 failure.

a MAG / TRUE pushbutton switch for polar navigation.

AC BUS provides to normal electrical supply. DC BUS provides a back up possibility through internal inverter.

PROBES LOCATION

Img6.

PROBES SCHEMATIC

Img7.

Note: ADIRU

ADIRU 1 is supplied by CAPT probes,

ADIRU 2 is supplied by F/O probes

ADIRU 3 is supplied by STBY probes and CAPT TAT

ADIRS SCHEMATIC

Fig8.

CONTROLS AND INDICATORS

OVERHEAD PANEL

Img9.

1 ADR pb sw OFF :

Air data output disconnected FAULT lt:

This amber light comes on associated with an ECAM caution if a fault is detected in the air data reference part.

2 IR pb sw

OFF: Inertial data output disconnected.

FAULT lt: This amber light comes on associated with an ECAM caution when a fault affects the respective IR.

steady : the respective IR is lost. flashing: the attitude and heading information may be recovered in ATT mode.

3 IR 1(2) (3) mode rotary sel

OFF: The ADIRU is not energized.ADR and IR data are not available.

NAV: Normal mode of operation.Supplies full inertial data to aircraft systems.

ATT: IR mode supplying only attitude and heading information if the system loses its ability to navigate.The heading must be entered through the MCDU and has to be reset frequently (about every 10 minutes).

4 ON BAT lt

Comes on amber when one or more IRS is supplied only by the aircraft battery.

It also comes on for a few seconds at the beginning of the alignment but not for a fast realignment.

Note:

if, when the aircraft is on the ground at least one ADIRU is supplied by batteries:
an external horn sounds the ADIRU light comes on amber on the SERVICE INTERPHONE BAY panel.

PEDESTAL

Img10.

1 AIR DATA and ATT HDG sel

NORM: ADIRU 1 supplies data to PFD1, ND1, DDRMI and ATC 1.ADIRU 2 supplies data to PFD2, ND2 and ATC2.

CAPT ON 3 : ADR 3 or IR 3 replaces ADR 1 or IR 1 F/O

ON 3 : ADR 3 or IR 3 replaces ADR 2 or IR 2

MAIN INSTRUMENTS PANEL
At high latitude above 82.5° North or 60.5° South (or entering the north magnetic polar region :

latitude 73.5° N and longitude between 117.5° W and 92.5° W) the ADIRUs replace magnetic heading by true heading on EFIS and DDRMI.

In addition the GRID track appears on ND.

When the aircraft is in close proximity to these regions (latitude above 82° North or 60° South or approaching the north magnetic polar region :

73° N and longitude between 90° W and 120 W) the ADIRU will trigger a message on ND "SELECT TRUE REF" requesting to change north reference.

1 NORTH REF pb sw TRUE (in): Pressing this pushbutton selects the true heading for instrument displays.

TRUE light comes on blue. The ND displays GRID track values if position is above 65° N or S. MAG (out): Magnetic heading is selected.

WARNINGS AND CAUTIONS
E / WD: FAILURE TITLEconditions

AURAL WARNING MASTER LIGHT SD PAGE CALLED LOCAL WARNING FLT PHASE INHIB

STALL WARNING (No ECAM message)

An aural stall warning is triggered when the AOA (=Angle Of Atack) is greater than a predetermined angle

This angle depends on– the Slats / Flap position– the Speed / Mach– the F / CTL law (normal, alternate / direct) Cricket + STALL (synthetic voice)

MASTER WARN NIL NIL NIL

OVERSPEED– VMO / MMO

aircraft speed / mach greater than VMO + 4 kt / MMO + 0.006

– VLE aircraft speed greater than VLE + 4 kt with L / G not uplocked or L / G doors not closed

– VFE aircraft speed greater thanVFE + 4 kt with slats or / and flaps extended.

CRC ADR 1(2)(3) FAULT SINGLE CHIME MASTER CAUT

ADR FAULT lt 1, 4, 8, 10 ADR 1+2 (1+3)(2+3) FAULT

IR 1(2)(3) FAULT IR FAULT lt 1, 4, 5, 7, 8, 10

IR 1+2 (1+3)(2+3) FAULT 1, 4, 8, 10

HDG DISCREPANCY

difference between heading on CAPT and F / O displays greater than 5° in TRUE or than 7° in MAG CHECK HDG (on ND and PFD) 4, 8

ATT DISCREPANCY

difference between roll or pitch angle displayed on CAPT and F / O PFD greater than 5° CHECK ATT (on PFD)

ALTI DISCREPANCY

difference between altitude displayed on CAPT and F / O PFD greater than:

– 500 ft if baro ref STD is selected

– 250 ft if QNH is selected CHECK ALT (on PFD)

E / WD: FAILURE TITLE

conditions

AURAL WARNING MASTER LIGHT SD PAGE CALLED LOCAL WARNING FLT PHASE INHIB

EXTREME LATITUDEA / C enters in polar area, the crew must select true reference

SINGLE CHIME MASTER CAUT NIL NIL 4, 5, 7, 8

IR NOT ALIGNED

Problem detected during IR alignment NIL

FM/IR POS DISAGREE

discrepancy between a/c position computed by FMS and position given by IRs 1, 2, 3, 4, 5, 7, 8, 9, 10

BARO REF DISCREPANCY

discrepancy between F/O and captain baro ref. 3, 4, 8

MEMO DISPLAY
IRS IN ALIGN XXX IR XXX IN ATT ALIGN

messages appear in green during an IR alignment.

the message IRS IN ALIGN becomes amber if engines are running or flashes green if IRS alignment is faulty.

TRUE NORTH REF appears in green when the NORTH REF pushbutton switch is at TRUE. The message is pulsing during 10 seconds in phase 1 or 2 or at slats extension.

ADIRS SWTG appears in green when either AIR DATA or ATT HDG selector is not in NORM position.

AF447 - Academic opinions - Meteorologist and Structural Engineer

Imagem das 20:45 Local 31/05/09

Imagem das 23:45 Local 31/05/09Imagem das 02:45 Local 01/06/09

Imagem das 05:45 Local 01/06/09


Análise original em inglês no endereço
http://www.weathergraphics.com/tim

METEOROLOGISTA Tim Vazquez

A sondagem de Fernando de Noronha está aqui e mostra condições típicas com energia positiva modesta em toda coluna, da superfície até 45.000 pés.Há o que parece material em bloco acima de 25.000 pés. O ar seco em nível médio significante é algo inusual e sugere o potencial para o resfriamento evaporacional aumentado na atmosfera superior aumentando a produção de correntes descendentes e aumento de instabilidade através de resfriamento adiabático da camada.
Eu modifiquei esta sondagem (veja abaixo) usando o campo prevalecente da Temperatura/Ponto de Orvalho em frente dessa parte do oceano e moficando para algum resfriamento deveido a per de aquecimento noturno. Esta é minha melhor aposta na parte do perfil que alimenta esta tempestade. Ela permite uma pior instabilidade de 1048 J/Kg (Joule por Kg) de CAPE, o qual é moderadamente forte, mas de limite considerado para condição meteorológica severa. Velocidade vertical pode ser obtida por w=2*CAPE^0.5 permitindo um máximo possível de contribuição de velocidade de corrente ascendente de 45.8 m/s ou 164 Km/h, apesar de que na realidade isto é usualmente muito menos (na ordem da metade ou menos) deveido a carga de precipitação e outros fatores.

Conclusão

A imagem de satélite indica que numerosas torres de CumulusNimbus estavam subindo até pelo menos 51.000 pés e estavam embutidas em blocos extenso estratiformes com topos de 35.000 pés até 45.000 pés. Este tipo de configuração é realmente um bocado normal para tempestade equatoriais devido à altura da tropopausa, mas ela [imagem] enfatiza que a aeronave estava certamente dentro do volume de um campo de nuvem CumuloNimbus - CB espaçosa por uma quantidade significante de tempo e que a tempestade poderia de fato ter sido um fator contribuinte para o desastre.

- Turbulência

- Formação de gelo

- Raios- Chuva

- Granizo

O meteorolista Tim Vasquez conclui dizendo:
"Acima de tudo o que eu sei com certeza é que condições meteorolóca foi um fator e o voo definitivamente cruzou atavés de uma complexo de tempestade".

ENGENHEIRO DE ESTRUTURAS Lorenz (Los Angeles)

Muito obrigado pela sua análise meteorológica altamente interessante. Eu tendo mestrado em engenharia de estrutura aeronáutica e tendo estado envolvido no processo de certificação de uma aeronave com uma distribuição de metal/composites similar ao Airbus 330, eu entendo tão bem as cargas e estresse numa aeronave e o que suas partes críticas precisam suportar. Todavia eu não tinha indícios do que as cargas meteorológicas podem ter causado no AF447 antes de ler seu relatório.

1. Granizo

Embora facilmente detectado pelo radar meteorológico, ocorre que aeronaves são atingidas por enorme granizo, do tamanho de uma bola de golfe ou maior, deveido à falta de experiência e/ou atenção dos tripulantes do voo. Tipicamente partes de GRP (plástico de fibra de vidro reforçado) tais como o radome, são avariadas com destruição primeiro, do pára-brisas que pode rachar e mesmo casos de buracos na estrutura exposta de alumínio são conhecidos. Embora leve uma porção a mais para avariar partes críticas da estrutura rais como a fuselagem ou asa. Se granizo de algum modo descrito foi um fator contribuinte ao todo, peois fundamentalmente pelos sensores de avaria, mas certamente não pelaavaria da estrutura da aeronave.

2. Raios

O efeito de ser atindo por raios que poderia ter sobre um A330 em voo na minha opinião seria limitado ao sistema elétrico tal como o FMS (Flight Management System) ou - e isto pode ser subestimado por algo - a avariar a estrutura de componentes de CRP (Plástico de Fibra de Carbono Reforçado). Ao contrário de estruturas metélicas, composites não criam uma gaiola de Faraday, portanto revestimentos ou malhas são aplicadas para proteger estruturas CRP das descargas dos raios. Estas coberturas pode ser avariadas, por exemplo, por granizo e o isolamento dessas estruturas pode por essa razão confirmar-se ser insuficiente. No A330 muito particularmente a empenagem é feita de CRP. Teoricamente uma súbita delaminação da empenagem poderia ter enfraquecido a estrutura provocando falha, possivelmente durante o decurso do tempo [de uso] e eventualmente rasgado partes do cone da cauda.

3. Rajada de vento - Sobrecarga estrutural

Embora não calculado com a mesma precisão da comparação trajetória/meteorologia, um pouco sobre cargas estruturais: JAR 25, o requisito do projeto da aeronave foi projetado para, requerer um fator de carga máximo na pior acepção ( isto é, peso de decolagem, máxima carga paga) de 3.75. Para distância de voo entre o Rio de Janeiro e Paris que é quase exatamente 5.000 NM (=9.260 Km), aproximadamente 75 toneladas de combustível são necessárias (incluída a reserva), quase tudo do qual estava nas asas na decolagem. Destes um estimado de 15 a 30 toneladas [já] tinha sido consumida na hora do acidente. Mesmo se a aeronave decolou no Peso Máximo de Decolagem (230 toneladas) e o peso operacional na hora de chegada na zona de carga máxima sob condições de voo atuais fosse claramente acima de 3.75 G.Tendo em mente que a asa do A330-200 é estrural e virtualmente idêtica a de um A340-300 (MTOW 275 toneladas), reservas adicionais de magnitude desconhecida são disponíveis. Ao todo, é estatisticamente provado que estruturas aerodinâmicas não quebram no limite de fatores de carga de 3.75 mesmo em rajadas de nítida situação crítica. Um fator de carga de 4 traduz em aceleração de 5 G sobre os passageiros. Qualquer coisa acima de 1.5 G é tipicamente sentido como aceleração desconfortável sobre passageiros sentados.

4. Rajadas de Vento - Fadiga

A aeronave estava somente um pouco acima de 4 anos de idade e projetada para tudo, também [dentro] da mais recente instrução em comprtamento de fadiga. A menos que a aeronave tivesse um uma falha de construção maior desde o início ou tivesse experimentado uma anomalia maior durante sua história precedente, a qual poderia ser traçada, um evento de fadiga relacionada pode ser excluído.

Conclusão

Embora em teoria como pelo acima exposto, uma combinação de granizo e raios poderia criar as condições sob as quais um despedaçamento em voo não era um cenário impensável, muito provavelmente condições meteorológica foi somente um fator contribuinte, possivelmente mesmo a ativação do gatilho, mas não a razão para o acidente aéreo do AF447.
Lorenz (Los Angeles)

How much can we trust in Weather Radar on plane?

I answer by myself.

I flew away and I left the CB cells on Weather Radar screen on the right side, more I turn around, more I got into the cell. After many minutes in that bad situation I finally asked help to Air Traffic Controller in Brasilia. He confirmed all suspects of mine.

In this case a japanese engineer for AVIONICS found some kind of error on radar circuitry.

All target were presented laterally inverted.

New Feature on Weather Radar by Honeywell

http://www.newfromhoneywell.com/fash/slide09_anim.html

http://www.newfromhoneywell.com/demos.php

Composite, Lightning, Tropopausa, Turbulence, Jet Stream

Meteorologia em Alta Altitude

Em qual altitude e em qual estação do ano uma aeronave pode ser mais influenciada por Jet Stream Equatorial?

A) No Nível de Voo 390 de Junho a Agosto

B) No Nível de Voo 390 de Novembro a Fevereiro

C) No Nível de Voo 330 no Inverno do Memisfério Norte

D) No Nível de Voo 330 no Inverno no Hemisfério Sul

Composite é um termo amplo e pode significar materiais tais como fibra de vidro, material de fibra de carbono, material Kevlar e misturas de todos eles.Construção com composite oferece duas vantagens: peles (carenagem) extremamente lisa e a abilidade para facilmente formar estruturas curvas complexas ou aerodinâmicas.

Proteção Contra Raios em Avião

Proteção contra raios é uma importante consideração no projeto da aeronave. Quando uma aeronave é atingida por raio, uma muito grande quantidade de energia é distribuída para a estrutura. Se voando um avião leve da aviação geral ou um grande avião de linha aérea, o princípio básico de proteção contra raios é o mesmo. Para qualquer aeronave, a energia do raio deve ser espalhada sobre uma área de superfície grande para baixar a "AMPeragem por polegada ao quadrado" baixar para um nível sem danos. Amp/in^2

Se raios atingem um avião de alumínio, a energia elétrica naturalmente conduz facilmente através da estrutura do alumínio. O desafio é manter a energia fora dos AVIONICS [rádios de comunicação e navegação, radar meteorológico, transponder, TCAS, etc, sistemas de combustível, etc.], até a energia poder ser seguramente conduzida para fora da aeronave. A pele externa da aeronave [carenagem] é a trajetória de menor resistência.

Numa aeronave com composite, fibra de vidro é um excelente isolante elétrico, enquanto fibra de carbono conduz eletricidade, mas não tão facilmente quanto alumínio. Por esta razão, condutividade elétrica adicional necessita ser acrescida na camada externa da pele composite. Isto é feito tipícamente com malha metálica fina delimitada nas superfícies da pele (carenagem). Malha de aluminio e cobre são os dois tipos mais comuns, com aluminio usado sobre fibra de vidro e cobre sobre fibra de carbono. Qualquer reparo estrutural em áreas protegidas de incidência de raios deve também incluir a malha assim como a estrutura abaixo.[encoberta]

Para aeronave que usa composite com antenas internas de rádio, deve haver "janelas" na malha de incidência de raio na área da antena. Antenas internas de ráio podem ser encontrada em composites de fibra de vidro porque fibra de vidro é transparente às rádio frequências, onde fibra de carbono não é.

O Futuro de Composite

Nas décadas desde a II Guerra Mundial, composites tem ganhado um importante papel no projeto de estrutura de aeronave. Sua resistência à corrosão e flexibilidade, sem dúvidas, continuará a liderar a mais inovativos projetos no futuro. Do Cirrus SR-20 ao Boeing 787, é óbivio que composites encontrou um lar na construção de aeronave e está aqui para ficar.

Meteorologia em Alta Altitude

O que é TROPOPAUSA? (AC 00-6A)
A tropopausa é uma zona de transição entre a troposfera e a estratofesra, usualmente caracterizada por uma mudança abrupta na razão de intervalo da temperatura.

Onde está a Tropopausa? (AC 00 6A)
A altitude da tropopausa varia de cerca de 65.000 pés sobre o equador até 20.000 pés ou mais baixo sobre os pólos. A tropopausa não é contínua, mas geralmente desce gradativamente do equador para os pólos. Ela está mais alta no verão que no inverno.Ela pode ser localizada em voo ao notar-se uma mudança abrupta na razão de decréscimo da temperatura no intervalo de 1000 pés (a razão padrão é o decréscimo de aproximadamente 2ºC a cada 1000 pés subindo a partir da atmosfera padrão: temperatura ao nível do mar = 15ºC e pressão atmosférica de 1.013.2 hPa num dia padrão) durante uma subida prolongada para altas altitudes. A altura da tropopausa é representada nas HLSWPC = High-Level Significant Weather Prog Charts.

Por que o conhecimento da localização da tropopausa é importante para um piloto? (AC 00-6A)
Operações de voo conduzidas dentro ou perto desta área são de maior interesse para o piloto em alta altitude. Temperatura e vento varia grandemente nas proximidades da tropopausa, afetando a eficiência, conforto e segurança do voo. Ventos máximo geralmente ocorrem em níveis perto da tropopausa.Estes ventos fortes criam zonas de corredor de Wind Shear (= uma mudança na direção e velocidade do vento entre altitudes ligeiramente diferentes, especialmente uma forte corrente de ar descendente), a qual frenquentemente gera turbulência perigosa. Conhecimento antes do voo de temperatura, vento e wind shear é importante para planejamento do voo.

A respeito de mudanças de temperatura perto da tropopausa, qual procedimento geral pode ser usado para evitar turbulência perto da tropopausa? (AC 00-6A)
Para evitar turbulência quando operando perto da tropopausa, os seguintes procedimentos podem ser usados:

- aumento da temperatura externa - SUBIR (colocará a aeronave na estratosfera acima da Jet Stream (= corrente de jato)
- diminuição da temperatura externa - DESCER (colocará a aeronave abaixo da Jet Stream

Define o termo "jet stream" AC 00-6A)
Na média, ventos aumentam com altura por toda tropopausa culminando num máximo perto do nível da tropopausa. Uma "jet stream" é uma corrente de ventos quase horizontal com 50 knots (=92 Km/hora) ou mais concentrada dentro de uma faixa estreita embutida em ventos vindos de West na alta troposfera. Ela é de interesse primário para pilotos conduzindo operações de voo em altas altitudes.

Onde Jet Stream são originadas? AC 00-6A)
Jet Streams tipicamente ocorrem numa fenda na tropopausa. Por esta razão, jet streams ocorrem numa área de gradientes de temperatura intensificadas que caracteriza a fenda.

Descreva as características de jet stream (00-6A)
Por definição arbritária, ventos devem ser de 50 Knots ou maior para classificar uma jet stream. O jato máximo não é uma constante. Ela é quebrada em segmentos, com formas parecidas como um boomerang. Segmentos de Jet Stream movem-se com cumes e depressões da pressão (como cristas e vagas de uma onda) na atmosfera superior. Em geral, elas viajam mais rápido que sistemas de pressão, e a velocidade de ventos máximos varia quando os segmentos progridem através dos sistemas. Em altitude média, a velocidade do vento na jet stream tem uma média consideravelmente mais forte no INVERNO que no verão. Também, os deslocamentos de correntes de jato estão mais ao Sul no INVERNO que no verão.

Quando operando dentro ou perto de uma Jet Stream, onde é mais provável de ser encontrada Wind Shear? (AC 00-6A)
Tipicamente velocidade dos ventos DIMINUEM do centro para a periferia da corrente de jato. A razão de decréscimo da velocidade do vento é consideravelmente maior no lado polar que no lado equatorial. Por esta razão, a magnitude da Wind Shear é maior no lado polar que no lado equatorial.

O que é Turbulência de Céu Claro (=limpo, sem nuvens)?
CAT, em inglês, Clear Air Turbulence, é turbulência encontrada no ar onde nuvens não estão presentes. O termo é mais popularmente empregado para turbulência de níveis elavados de voo associado com Wind Shear. Deflagração de ar frio colidindo com ar aquecido vindo do Sul intensifica sistemas de condições meteorológicas nas proximidades da Jet Stream ao longo da borda entre o ar frio e quente.CAT desenvolve-se na troca de energia turbulenta entre as massas de ar constratantes.

Onde a CAT é encontrada? (AC 00-6A)
CAT frequentemente é experimentada em Wind Shear associada a contornos curvados de fortes baixas, depressões e cristas em altitudes. e em áreas de forte frio ou ar aquecido horizontalmente. Também ondas orográficas (montanhas) podem criar CAT. Um local preferido de CAT é uma vaga (depressão) superior no lado frio (polar) da Jet Stream. Um outro frequente local é ao longo da Jet Stream NORTE-NORDESTE de um afundamento rápido de baixa superfície.CAT é mais SEVERA no INVERNO quando o constraste de temperatura é muito maior entre ar frio e aquecido. CAT pode ser encontrada onde parece haver nenhuma razão para sua ocorrência.Ela vagueia a favor do vento vindo de sua região de fonte principal.

Em planejamento de voo, qual informação meteorológica pode ser usada na determinação da localização de CAT? (AC 00-45C)
Para determinar a localização de Jet Stream, Wind Shears e áreas de mais provável turbulência, áreas prováveis de CAT podem ser determinadas. O uso de cartas e previsão do ar superior, tais como Tropopause Data Charts são de considerável ajuda na localização de CAT.

Qual procedimento deve ser seguido se CAT é inadvertidamente encontrada? (AC 00-6A)
Se for pego numa CAT não associada com uma Jet Stream, sua melhor aposta é mudar a ALTITUDE, desde que você não tenha um modo positivo de saber em qual direção a mais forte cortante de vento enconta-se. Manobrar gentilmente a aeronave quando dentro de turbulência para minimizar o estresse na estrutura da aeronave. (e no piloto também)

Qual é a melhor fonte de informação na localização de CAT? (AC 00-6A)
A melhor fonte de informação sobre CAT pode ser em PIREPs (=Pilot Weather Report). Qualquer piloto que encontrar CAT deve reportar a Hora, Local e Intensidade tão breve quanto possível para o controlador de tráfego aéreo dessa área.
PIREPs are available in the internet at the Aviation Digital Data Service (ADDS) web page at: http://adds.aviationweather.gov/pireps/

O que são nuvens CIRRUS? (AC 00-6A)
Nuvens CIRRUS são nuvens com formato de penas de aves, brancas, ralas, retalhadas, tiras estreitas ou felpuda. Elas tem uma aparência de fibras com brilho de seda e são compostas de UMIDADE e usualmente pouco contribuem para formação de gelo em aeronaves.

Onde nuvens cirriformes são comumente encontradas? (AC 00-6A)
A altura das bases destas nuvens alcança de 16.500 pés a 45.000 pés em LATITUDES médias. Quando umidade em nível elevado está disponível, nuvens cirriformes se formam no lado equatorial da Jet Stream. Elas fornecem um ajuda visual na identificação da Jet Stream e possível turbulência associada.

O que a presença de nuvens cirriformes usualmente indica? (AC 00-6A)
Suas aparências com anzol e como se varridas pelo vento, SEMPRE indicam ventos superiores muito fortes usualmente muito afastados de um sistema meteorológico intenso ou em desenvolvimento. As nuvens cirriformes mais densas ocorrem com sistemas bem definidos. Nebulosidade cirriformes extensivas frequentemente ocorrem com afundamento de superfície e profundidade superiores e estes sistemas de afundamentos podem fornecer a TURBULÊNCIA MAIOR.

References

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Le Bot, C. (2004) “SIGMA: System of icing geographic identification in meteorology for Aviation” 11th AMS Conference on Aviation, Range and Aerospace Meteorology, Hyannis, MA

Leifeld, C. (2004) “Diagnosing and Forecasting inflight icing environments using ADWICE” 11th AMS Conference on Aviation, Range and Aerospace Meteorology, Hyannis, MA

Turner, J.A. and Bysouth, C.E. (1999) “Automated systems for predicting clear air turbulence in globalaviation forecasts”

8th AMS Conference on Aviation, Range and Aerospace Meteorology, Dallas, Texas