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GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 1
SISTEMAS DE DIRECTORES DE VUELO
FINALIDAD Y PRINCIPIO BÁSICO. FLIGHT DIRECTOR (AERONÁUTICA)
EN AVIACIÓN, EL FLIGHT DIRECTOR (FD) ES UN INSTRUMENTO DE VUELO QUE SE SUPERPONE EN
EL INDICADOR DE ACTITUD PARA MOSTRARLE AL PILOTO DE LA AERONAVE LA ACTITUD REQUERIDA
PARA SEGUIR DETERMINADA TRAYECTORIA.
Descripción
EL FLIGHT DIRECTOR COMPUTA, ANALIZA Y PRESENTA LOS ÁNGULOS APROPIADOS DE BANQUEO Y
CABECEO REQUERIDOS POR LA AERONAVE PARA EL SEGUIMIENTO DE UN DETERMINADO PATRÓN DE
VUELO.
UN SIMPLE EJEMPLO: LA AERONAVE ESTÁ EN VUELO NIVELADO, CON RUMBO DE 045° GRADOS Y
UNA ALTITUD DE 15,000 PIES MANTENIENDO UNA VELOCIDAD DE 260 KTS, LAS BARRAS DEL FD
ESTARÁN CENTRADAS. LUEGO EL FD SE AJUSTA A UN NUEVO RUMBO DE 090° GRADOS Y UNA
NUEVA ALTITUD DE 20,000 PIES. LA AERONAVE DEBERÁ GIRAR A SU DERECHA Y ASCENDER. ESTO
LO REALIZARÁ BANQUEANDO A LA DERECHA Y ATRAYENDO PARA SU ASCENSO. LA BARRA DE
BANQUEO SE DEFLECTARÁ A LA DERECHA Y LA BARRA DE CABECEO SE DEFLECTARÁ HACIA ARRIBA.
EL PILOTO DEBERÁ HALAR LA COLUMNA DE MANDO MIENTRAS GIRA LA AERONAVE HACIA LA
DERECHA. UNA VEZ ALCANZADO EL ÁNGULO DE CABECEO Y BANQUEO APROPIADO LAS BARRAS DEL
FD SE MANTENDRÁN EN ESE ÁNGULO Y POSICIÓN HASTA QUE SE APROXIMEN A LA INFORMACIÓN
SELECCIONADA DE NIVELES Y RUMBOS, CUANDO EL RUMBO SE ACERQUE A 090° Y LA ALTITUD A
20,000 PIES LA BARRA DE CABECEO Y BANQUEO SE DEFLECTARÁ HACIA LA POSICIÓN NIVELADO
COMANDADA POR EL PILOTO, REDUCIENDO EL CABECEO Y BANQUEO DE ACUERDO AL NUEVO NIVEL
Y RUMBO.
EL FD ES USUALMENTE USADO EN CONEXIÓN DIRECTA CON EL AUTOPILOTO O PILOTO
AUTOMÁTICO (AP), EN DONDE EL FD COMANDA AL AP COLOCANDO LA AERONAVE EN LA ACTITUD
REQUERIDA PARA SEGUIR LA TRAYECTORIA DEFINIDA. LA
COMBINACIÓN FD/AP ES TÍPICAMENTE LA USADA EN EL
ACOPLE DE APROXIMACIONES INSTRUMENTALES DE BAJO
NIVEL (DEBAJO DE 200 PIES AGL) O EN LAS
APROXIMACIONES ILS I O LAS COMBINACIONES ILS CAT
II Y III.
LA FORMA EXACTA DE PRESENTACIÓN O PROYECCIÓN DEL
FLIGHT DIRECTOR VARÍA DEPENDIENDO DEL TIPO DE
INSTRUMENTO, BIEN PUDIESE SER EL DE FORMA DE CRUZ O
EL DE BARRAS DE COMANDO, TAMBIÉN LLAMADO “CUE” O
BIGOTES EN ESPAÑOL.
a. INSTRUMENTOS CON SISTEMAS DE TÉCNICA AVANZADA:
1. Indicador de actitud
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Indicador de actitud analógico básico.
UN INDICADOR DE ACTITUD (IA), TAMBIÉN CONOCIDO COMO HORIZONTE ARTIFICIAL, ES UN
INSTRUMENTO DE VUELO QUE MUESTRA LA ORIENTACIÓN DE LA AERONAVE RESPECTO AL
HORIZONTE. CON ÉL SE PUEDE CONOCER RÁPIDAMENTE EL ÁNGULO DE ALABEO Y CABECEO.
GRACIAS A ESTE INSTRUMENTO, ES POSIBLE VOLAR EN CONDICIONES DE VISIBILIDAD REDUCIDA O
NULA.
HAY QUE TENER EN CUENTA QUE EL HORIZONTE ARTIFICIAL NO MUESTRA SI LA AERONAVE ESTÁ
ASCENDIENDO O DESCENDIENDO (PARA ELLO SE RECURRE AL VARIÓMETRO), ÚNICAMENTE NOS
INDICA SU POSICIÓN CON RESPECTO AL HORIZONTE.
Construcción y operación
Horizonte artificial analógico
Indicador de actitud y dirección (integra las
indicaciones del sistema de aterrizaje
instrumental y del director de vuelo).
EL HORIZONTE ARTIFICIAL ESTÁ FORMADO POR UN
GIROSCOPIO DE ROTACIÓN HORIZONTAL, QUE ESTÁ
MONTADO SOBRE UN SISTEMA DE EJES QUE LE PERMITEN
TRES GRADOS DE LIBERTAD, TODO ESTO ESTÁ EN EL
INTERIOR DE UNA CAJA HERMÉTICA. PARA SU
FUNCIONAMIENTO, EL GIROSCOPIO HA DE GIRAR A GRAN
VELOCIDAD, MEDIANTE UNA CORRIENTE DE AIRE O MEDIANTE UN PEQUEÑO MOTOR ELÉCTRICO.
EL GIROSCOPIO ESTÁ UNIDO UNA ESFERA VISIBLE, DIVIDIDA EN DOS HEMISFERIOS POR LA LÍNEA
DEL HORIZONTE (EL SUPERIOR DE COLOR AZUL, REPRESENTANDO EL CIELO, Y EL INFERIOR DE
COLOR NEGRO O MARRÓN, SIMULANDO LA TIERRA), LOS CUALES ESTÁN GRADUADOS CON LÍNEAS
HORIZONTALES CADA 5° POR ENCIMA Y POR DEBAJO DE LA LÍNEA DEL HORIZONTE. POR DELANTE
DE LA ESFERA SE COLOCA UNA REPRESENTACIÓN DE AVIÓN EN MINIATURA (EN FORMA DE W O DE
OMEGA INVERTIDA) QUE SIRVE PARA MARCAR SOBRE LA ESFERA LOS GRADOS DE CABECEO DE LA
AERONAVE.
EN LA PARTE FRONTAL DE LA CAJA EXISTE UNA ESCALA SEMICIRCULAR INMÓVIL, MARCADA CON
LÍNEAS SEPARADAS 10°, 20°, 30°, 60° Y 90° A CADA LADO DE LA VERTICAL DEL INSTRUMENTO.
UN PUNTERO SOLIDARIO CON LA ESFERA MÓVIL MARCARÁ SOBRE ESTA ESCALA LOS GRADOS DE
ALABEO DE LA AERONAVE.
Integración con otros sistemas de la aeronave
EXISTEN HORIZONTES ARTIFICIALES ANALÓGICOS MÁS EVOLUCIONADOS QUE COMBINAN EN EL
MISMO INSTRUMENTO INFORMACIÓN PROCEDENTE DE OTROS SISTEMAS DE LA AERONAVE, COMO
PUEDEN SER LAS INDICACIONES DEL SISTEMA DE ATERRIZAJE INSTRUMENTAL O LAS INDICACIONES
DEL DIRECTOR DE VUELO.
Horizonte artificial digital
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Pantalla principal de vuelo que muestra la
información correspondiente al horizonte artificial,
entre otros datos.
ACTUALMENTE, CON EL AVANCE DE LAS NUEVAS
TECNOLOGÍAS Y A LA APARICIÓN DE LAS CABINAS DE
CRISTAL, YA NO ES NECESARIO EL USO DE INSTRUMENTOS
ANALÓGICOS, SINO QUE SE PUEDE MOSTRAR EN UNA
PANTALLA LA INFORMACIÓN PROCEDENTE DE LOS SISTEMAS
DE REFERENCIA DE ACTITUD Y RUMBO (AHRS) DE LA AERONAVE, JUNTO CON OTROS DATOS
NECESARIOS PARA EL PILOTO, DANDO LUGAR A LO QUE SE DENOMINA PANTALLA PRINCIPAL DE
VUELO (PFD). AUN ASÍ, MUCHOS AVIONES MODERNOS SIGUEN CONTANDO CON UN GIROSCOPIO
MECÁNICO O DIGITAL COMO HORIZONTE ARTIFICIAL DE RESERVA.
Ajuste del horizonte artificial
CUANDO EL AVIÓN SE ENCUENTRE RECTO Y NIVELADO, EL PILOTO, MEDIANTE EL BOTÓN
GIRATORIO DE AJUSTE, DEBE COLOCAR LAS ALAS DEL AVIÓN EN MINIATURA ALINEADAS CON EL
HORIZONTE ARTIFICIAL. LA EXACTITUD DE ESTE AJUSTE PUEDE MEJORARSE TENIENDO EN CUENTA
LA CARGA Y EL CENTRADO DE LA AERONAVE.
Historia
EL PRIMER HORIZONTE ARTIFICIAL FUE INVENTADO POR ELMER SPERRY Y SE PROBÓ POR PRIMERA
VEZ EN VUELO POR JIMMY DOOLITTLE EN 1929. EN UN PRIMER MOMENTO, LOS HORIZONTES
ARTIFICIALES ESTABAN LIMITADOS EN LA CANTIDAD DE CABECEO Y ALABEO QUE PODÍAN
SOPORTAR, QUE ERA APROXIMADAMENTE DE 60º EN EL CABECEO Y 100º EN EL ALABEO; SI
ALGUNO DE ESTOS LÍMITES ERA EXCEDIDO SE PRODUCÍA UNA INCLINACIÓN EN EL INSTRUMENTO,
POR LO QUE SE INSTALÓ UN MECANISMO QUE BLOQUEABA EN GIROSCOPIO EN UNA POSICIÓN
VERTICAL DURANTE CUALQUIER MOVIMIENTO QUE SUPERARA LOS LÍMITES.
2. Indicador de Situación Horizontal (HSI).
EL INDICADOR DE SITUACIÓN HORIZONTAL (COMÚNMENTE LLAMADO EL HSI) ES UN
INSTRUMENTO DE AVIÓNICA QUE COMBINA TANTO LA DIRECCIÓN COMO LA PANTALLA DEL
INDICADOR DE DESVIACIÓN DE CURSO. ES UNO DE LOS PRINCIPALES INSTRUMENTOS PARA LA
NAVEGACIÓN.
LA INFORMACIÓN SIMPLIFICADA DEL HSI:
1. La rosa de los vientos muestra tu
actual curso
2. El avión simbólico junto a la línea
indicadora, tanto arriba como
abajo, se alinea y sirve de
referencia de tu dirección.
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3. Pulga o selector de rumbo indica el rumbo del waypoint activo (tu
trayectoria deseada)
4. El puntero de curso muestra el curso activo al navegar en modo de ruta
5. La Escala de desviación de la ruta se utiliza para determinar tu desviación
de la ruta prevista. Cada punto equivale a dos grados del valor de
proximidad.
6. La Barra de la desviación de ruta muestra tu desviación de la ruta, Si la
barra está a la derecha del puntero de curso, te has desviado a la izquierda
de la ruta y viceversa.
7. Bandera de precaución es roja cuando no hay señal de navegación active, y
naranja cuando estas navegando hacia el waypoint (cdi esta off)
RADIO ALTÍMETRO Principios de funcionamiento.
Controles e instrumentos.
Uso operacional.
Radioaltímetro
Un radioaltímetro mide la altura existente entre una
aeronave o vehículo espacial y el terreno que
sobrevuela. Este tipo de altímetro muestra la distancia existente entre la aeronave
y la superficie directamente debajo de ella, en contraposición de los altímetros
barométricos que indican la altitud sobre un punto predeterminado, normalmente
el nivel del mar. El Altímetro Radio-eléctrico es el instrumento que proporciona
altura absoluta.
Para poder realizar aproximaciones CAT II/III es necesaria su instalación y
correcto funcionamiento con el fin de que el A/P disponga de la información de
altura AGL.
El radioaltímetro fue inventado en 1924 por el ingeniero Lloyd Espenschied, si bien
la compañía Bells Labs tardó 14 años en aplicar el diseño de Espenschied en un
formato adaptable al uso en aeronaves.
Principio
Los radioaltímetros utilizan un radar para emitir pulsos de ondas de radio hacia el
suelo. Estas ondas rebotan en la superficie y regresan a la aeronave, calculando
ésta el tiempo que ha tardado la señal en los dos trayectos. Ya que la velocidad de
la señal y el tiempo transcurrido entre su emisión y recepción son conocidos se
puede calcular la altura relativa a la que está la aeronave.
Tipos de Radioaltímetro.
Baja cota: Hasta 2500”. De Onda Continua Modulada en Frecuencia (FMCW).
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Alta cota: Más allá de los 50000”. Radaraltímetro (onda no continua, es decir, por
impulsos).
Componentes.
1.- Fuente de alimentación
e interruptor On-Off.
2.- Transmisor-Receptor
(Transceptor)
3.- Antenas.
4.- Indicador.
5.- Convertidor traductor
de señales SDC (Signal
Data Converter).
Interruptor On-Off.
En algunas aeronaves se
prescinde del mismo al
considerar el fabricante que debe permanecer siempre encendido mientras la
aeronave tenga corriente eléctrica.
El instrumento así diseñado se conecta a la barra de corriente correspondiente.
Transmisor-Receptor.
La sección Transmisor contiene los elementos necesarios para producir, modular y
transmitir la señal FMCW o la señal de impulsos, según tipo.
La sección del Receptor contiene los circuitos necesarios para la recepción, filtrado,
amplificación de la frec. recibida.
Antenas.
Para la operación del Radioaltímetro se requieren dos antenas, una transmisora y
otra receptora.
Cuando se trata de un Radar altímetro el sistema dispone de una única antena con
que se realizan las dos funciones anteriores.
Se sitúan en la línea central de la sección inferior del fuselaje.
Son de polarización lineal, es decir, el campo electromagnético de la onda se
mantiene paralelo a un línea recta en el espacio.
Indicador.
El indicador muestra la altura de la aeronave sobre el terreno, a la vez que avisa al
piloto de alturas que le son de interés.
Puede ser analógico, digital o una combinación de ambos.
Las aeronaves que disponen de EFIS proporcionan la altura absoluta en el EADI.
El incremento con el que proporciona el equipo la información de altura viene
dado, en los analógicos, por la propia escala graduada.
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En los modelos digitales es, por lo general, de 1 pie hasta los 100 pies y 10 hasta
el límite superior, dependiendo del modelo.
Para la información analógica, la aguja indicadora toma corriente de la unidad del
transceptor.
La señal recibida por la aguja tiene un voltaje definido para la Aviación Comercial
de tal manera que éste es lineal hasta 480 ft, y logarítmico desde 480 ft a 2500 ft.
La Aviación Militar utiliza una forma lineal de voltaje hasta los 2600 ft.
Los indicadores digitales reciben la información en conjuntos de datos de 32 bits
en formato BCD (Binary Code Decimal).
A cada bit se le asigna un tipo determinado de información y el conjunto de los 32
componen la información necesaria para el indicador o para los avisadores
acústicos, luminosos o de fallo del sistema.
Tanto la información de los 32 bits como el voltaje de los indicadores analógicos se
comparan continuamente con una serie de datos y valores que corresponden a
determinadas alturas.
Estas alturas no son seleccionadas por el piloto, sino por el fabricante.
Se ajustan para cada tipo de aeronave y se corresponden con puntos donde las
mismas marcan la realización de un procedimiento o la activación de otro sistema,
como el GPWS, la extensión de L/G o el encendido de FASTEN SEAT BELTS.
La calibración del instrumento se realiza haciendo coincidir la marcación de 0 pies
con el momento en que el tren principal toca la pista.
Por este motivo los indicadores pueden mostrar una altura menor de 0 cuando la
aeronave se encuentra en el suelo con todo el peso sobre el tren.
La información de altura está compensada igualmente por el retraso que sufren las
indicaciones debido a la longitud de los cables que unen los diferentes
elementos.(SDC)
Principio de Operación.
El radioaltímetro obtiene la información de altura en función del tiempo que tarda
una onda en viajar desde la aeronave al terreno y volver.
Como las ondas electromagnéticas viajan a la velocidad de la luz, la distancia
recorrida puede ser calculada si se conoce el tiempo que invierte la onda en su
trayectoria de ida y vuelta.
El transmisor-receptor realiza así tres funciones principales:
1.- Transmite una FMCW.
2.- Recibe la señal transmitida.
3.- Determina la altura por la diferencia de frecuencia entre la señal recibida y la
que se transmite en el instante de la recepción.
El T-R de onda continua y frecuencia modulada emite en la gama de 4250 a 4350
Mhz (SHF), variando continuamente entre estas frecuencias a una velocidad de
100Hz.
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Es decir, se necesitan 0.005 segundos para que la onda varíe su frecuencia de
4250 a 4350.
Una onda viajando a la velocidad de la luz recorrería en este periodo 1498 km.
Esto da a entender que por muy alto que se vuele, el sistema computa la altura
sobre el terreno cientos de veces en ese período de 0.005 seg.
La señal se envía verticalmente al terreno, se refleja, y vuelve a la aeronave.
El desplazamiento de ésta durante el periodo de emisión, reflexión y recepción de
las ondas es prácticamente nulo, y la velocidad de propagación de las mismas es
constante e independiente del terreno y de las condiciones atmosféricas.
La onda continua (CW) se genera en el oscilador del transmisor y es modulada en
frecuencia por una señal enviada por el modulador a un régimen de 100 Hz.
La señal así conseguida (FMCW) se amplifica y se copia en un repetidor.
Desde este último sale una señal hacia la antena y otra a un descodificador, donde
junto con la señal recibida se determina la altura de la aeronave.
La señal emitida a través de la antena se refleja en el terreno dependiendo de la
naturaleza del mismo (las más débiles son las reflejadas en agua o zonas
forestales).
Esta señal reflejada se recibe en la antena receptora y es enviada a un
amplificador y a un filtro.
Este último elimina ondas de frecuencia similar a la de trabajo que han sido
reflejadas varias veces antes de ser procesadas.
Después de pasar por otro filtro distinto que elimina los posibles ruidos, se manda
al decodificador para su comparación con la señal emitida y así determinar la
altura de vuelo.
En el SDC la información que se recibe del decodificador es convertida en voltaje o
en grupos de bits.
El transmisor genera una serie de impulsos que son enviados a la antena y
radiados por ella.
Los impulsos son reflejados por la superficie terrestre y llegan al receptor por la
misma antena antes que se emita el siguiente impulso.
Del tiempo invertido desde que empieza la emisión hasta que empieza la recepción
del mismo impulso se obtiene la altura absoluta.
Errores.
La mayoría de los problemas que tiene un radioaltímetro se derivan del mal
funcionamiento del indicador.
Conectores corroídos, interrupciones electrónicas, cables muy usados.
Los radioaltímetros montan dispositivos por los cuales el sistema da indicación de
error, o se congela en la última indicación cuando se exceden un determinado
número de grados en alabeo o cabeceo. (Ind. Oblicua).
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PILOTOS AUTOMÁTICOS a. Finalidad y principios de operación.
PILOTO AUTOMÁTICO
UN PILOTO AUTOMÁTICO ES UN SISTEMA MECÁNICO, ELÉCTRICO O HIDRÁULICO USADO PARA
GUIAR UN VEHÍCULO SIN LA AYUDA DE UN SER HUMANO. EL TÉRMINO SE USA MAYORITARIAMENTE
PARA ALUDIR AL DE UN AVIÓN, PERO TAMBIÉN EXISTEN PARA BARCOS.
Piloto automático de un
Piper Comanche, con los
controles de alabeo (roll),
cabeceo (pitch) y altitud
deseada (Alt)
Modelos antiguos
EN LOS PRIMEROS DÍAS DEL
TRANSPORTE AÉREO, LAS AERONAVES EXIGÍAN AL PILOTO UNA ATENCIÓN CONTINUA PARA PODER
VOLAR DE FORMA SEGURA. ESTO CREABA UNA EXIGENCIA MUY ALTA DE ATENCIÓN A LA
TRIPULACIÓN Y MUCHA FATIGA. EL PILOTO AUTOMÁTICO SE DISEÑÓ PARA LLEVAR A CABOS
ALGUNAS TAREAS DEL PILOTO Y ALIVIAR ESTA SITUACIÓN.
EL PILOTO AUTOMÁTICO CONECTA UN INDICADOR DE ALTITUD GIROSCÓPICO Y UNA BRÚJULA
MAGNÉTICA AL TIMÓN, ELEVADOR Y ALERONES OPERADOS HIDRÁULICAMENTE. ESTO PERMITÍA QUE
EL AVIÓN VOLASE RECTO Y NIVELADO RESPECTO A UNA DIRECCIÓN DE LA BRÚJULA SIN LA
ATENCIÓN DEL PILOTO, CUBRIENDO ASÍ MÁS DEL 80% DEL TRABAJO TOTAL DE UN PILOTO EN UN
VUELO TÍPICO. ESTE TIPO DE PILOTO AUTOMÁTICO SIGUE SIENDO EL MÁS COMÚN, MENOS CARO Y
MÁS FIABLE. TAMBIÉN PRESENTA EL MENOR ERROR DE PILOTAJE, AL TENER LOS CONTROLES MÁS
SIMPLES.
ADEMÁS DEL PILOTO AUTOMÁTICO, SPERRY LLEVABA UN ADF, LOCALIZADOR RADIOMAGNÉTICO,
QUE ENTONCES ESTABA EN SUS INICIOS.
Pilotos automáticos modernos
UN VUELO ESTÁ DIVIDIDO EN LAS FASES DE TAXI O RODAJE, DESPEGUE, ASCENSO, CRUCERO,
DESCENSO, APROXIMACIÓN Y ATERRIZAJE. TODOS ESTOS PROCESOS EXCEPTO EL DE RODAJE Y
DESPEGUE PUEDEN SER AUTOMATIZADOS. DURANTE EL RODAJE NO EXISTE NINGÚN TIPO DE
AUTOMATIZACIÓN MIENTRAS QUE DURANTE EL DESPEGUE ÚNICAMENTE SE PUEDE ACTIVAR EL
"AUTOTHROTTLE", LA GESTIÓN DE POTENCIA AUTOMÁTICA. EN CONDICIONES DE BAJA
VISIBILIDAD EL PILOTO AUTOMÁTICO DE LA MAYORÍA DE AERONAVES ES CAPAZ DE ATERRIZAR EN
PISTA Y CONTROLAR LA DESVIACIÓN HORIZONTAL CON LA PISTA DEL AVIÓN, ES DECIR,
MANTENERLA EN EL CENTRO DE LA PISTA HASTA LA DESACTIVACIÓN DEL PILOTO AUTOMÁTICO Y LA
TOMA DE CONTROL POR PARTE DE LA TRIPULACIÓN. LOS PILOTOS AUTOMÁTICOS TIENEN LA
CAPACIDAD DE VOLAR APROXIMACIONES ENTERAS CONTROLANDO LA RAZÓN DE DESCENSO DEL
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AVIÓN Y SU POSICIÓN HORIZONTAL DE MANERA AUTOMÁTICA MEDIANTE UNA APROXIMACIÓN ILS,
SISTEMA DE ATERRIZAJE INSTRUMENTAL. EL PILOTO AUTOMÁTICO SUELE SER UN COMPONENTE
INTEGRAL DE UN SISTEMA DE GESTIÓN DE VUELO (FMS).
LOS PILOTOS AUTOMÁTICOS MODERNOS USAN SISTEMAS INFORMÁTICOS PARA CONTROLAR LA
AERONAVE. EL SISTEMA DE NAVEGACIÓN CALCULA LA POSICIÓN ACTUAL DE LA AERONAVE Y ENVÍA
ESTOS DATOS AL SISTEMA DE GESTIÓN DE VUELO QUE ENVÍA LAS CORRECCIONES PERTINENTES DE
RUMBO, Y ALTITUD, ENTRE OTROS, AL PILOTO AUTOMÁTICO, QUE HACE ACTUAR LAS SUPERFICIES
DE VUELO DEL APARATO. EN UN SISTEMA DE ESTE TIPO, ADEMÁS DE LOS CONTROLES DE VUELO
CLÁSICOS, MUCHAS AERONAVES INCORPORAN LA CAPACIDAD DE GESTIONAR LA PROPULSIÓN
MEDIANTE EL AUTOTHROTTLE, PARA CONTROLAR EL FLUJO DE COMBUSTIBLE DE LOS MOTORES Y
OPTIMIZAR LA VELOCIDAD DE CRUCERO, DESCENSO Y ASCENSO.
EL PILOTO AUTOMÁTICO LEE LA LOCALIZACIÓN Y POSICIÓN DE LA AERONAVE DE UN SISTEMA DE
GUÍA INERCIAL (INS). ESTOS SISTEMAS ACUMULAN ERRORES CON EL TIEMPO, POR LO QUE
INCORPORAN SISTEMAS DE REDUCCIÓN DE ERROR, COMO EL SISTEMA CARRUSEL QUE GIRA UNA
VEZ POR MINUTO DE FORMA QUE LOS ERRORES SE DISIPEN EN DIFERENTES DIRECCIONES Y
TENGAN UN EFECTO GLOBAL NULO. EL ERROR EN LOS GIRÓSCOPOS SE CONOCE COMO DERIVA Y SE
DEBE A LAS PROPIEDADES FÍSICAS DEL SISTEMA, YA SEA MECÁNICO O GUIADO POR LÁSER, QUE
CORROMPEN LOS DATOS DE POSICIÓN. LAS DIFERENCIAS ENTRE LOS DOS SE RESUELVEN CON LA
AYUDA DEL PROCESAMIENTO DIGITAL DE SEÑALES, NORMALMENTE CON UN FILTRO DE KALMAN
HEXADIMENSIONAL.
LAS SEIS DIMENSIONES SUELEN SER BALANCEO (ROLL), INCLINACIÓN (PITCH), ORIENTACIÓN
(YAW), ALTITUD, LATITUD Y LONGITUD. LA AERONAVE PUEDE VOLAR RUTAS QUE TIENEN UN
FACTOR DE RENDIMIENTO EXIGIDO, POR LO QUE LA CANTIDAD DE ERROR O FACTOR DE
RENDIMIENTO REAL DEBE SER MONITORIZADO PARA PODER VOLVER DICHAS RUTAS PARTICULARES.
CUANTO MÁS LARGO SEA EL VUELO MAYOR SERÁ EL ERROR ACUMULADO EN EL SISTEMA. LAS
AYUDAS DE RADIO, TALES COMO DME, ACTUALIZACIONES DME Y GPS, PUEDEN USARSE PARA
CORREGIR LA POSICIÓN DE LA AERONAVE. LAS UNIDADES DE REFERENCIA INERCIAL, POR EJEMPLO
GIRÓSCOPOS, SON LA BASE DEL CÁLCULO DE LOCALIZACIÓN A BORDO (YA QUE EL GPS Y OTROS
SISTEMAS DE RADIO DEPENDE DE UN TERCERO QUE PROPORCIONE INFORMACIÓN). DICHAS
UNIDADES SON TOTALMENTE AUTOCONTENIDAS Y USAN LA GRAVEDAD Y LA ROTACIÓN TERRESTRE
PARA DETERMINAR SU POSICIÓN INICIAL. ENTONCES MIDEN LA ACELERACIÓN PARA CALCULAR
DÓNDE ESTÁN EN RELACIÓN A DONDE EMPEZARON. A PARTIR DE LA ACELERACIÓN PUEDE
CALCULARSE LA VELOCIDAD Y DE ÉSTA LA DISTANCIA. EN CUANTO SE SABE LA DIRECCIÓN
(GRACIAS A ACELERÓMETROS), LAS UNIDADES DE REFERENCIA INERCIAL PUEDEN DETERMINAR
DÓNDE ESTÁN (CON AYUDA DE SOFTWARE ADECUADO).
Categorías de aterrizaje de pilotos automáticos para aviación
LOS ATERRIZAJES ASISTIDOS POR INSTRUMENTOS ESTÁN CLASIFICADOS EN CATEGORÍAS POR LA
OACI, DEPENDIENDO DEL NIVEL DE VISIBILIDAD EXIGIDO Y EL GRADO EN EL QUE EL ATERRIZAJE
PUEDE SER REALIZADO AUTOMÁTICAMENTE SIN AYUDA DEL PILOTO.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 10
CAT I: Esta categoría permite al piloto aterrizar con un altitud de decisión
(donde el piloto, en función de si tiene referencias de la pista, ya sea la
pista en sí o el sistema de luces de aproximación, decide si se continúa con
la aproximación o se ejecuta una aproximación frustrada) de 200 pies y una
visibilidad de 2400 pies. Los pilotos automáticos simples son suficientes.
CAT II: Esta categoría permite al piloto aterrizar con un altitud de decisión
de 100 pies y una visibilidad de 1200 pies. Los pilotos automáticos tiene una
exigencia de fallo pasivo.
CAT IIIa: El piloto automático es capaz de realizar un aterrizaje con altitud
de decisión menor de 100 pies, pudiendo incluso ser inexistente (sin Altitud
de decisión). El piloto toma el mando al tocar tierra. La tasa de error del
sistema automático debe ser menor de una millonésima. El Alcance Visual
en la pista o "RVR" no será nunca inferior a 200 metros.
CAT IIIb: Igual que la IIIa. RVR mínimo inferior a 200m pero nunca inferior
a 50m.
CAT IIIc: Igual que la IIIb. Son los llamados aterrizajes cero-cero. Cero
visibilidad horizontal (RVR) y cero visibilidad vertical. El avión es capaz de
mantenerse alineado con la pista durante la deceleración después de la
toma. Bajo la legislación JAR nunca se aterriza en estas condiciones
meteorológicas, a pesar de que el avión pueda aterrizar sin referencias
externas, la fase de rodaje a la terminal siempre se realiza de forma visual o
con la asistencia de un señalero. Sin visibilidad es imposible guiarse por las
luces de las calles de rodadura o ver el vehículo del señalero, pero en EEUU
en aviones bajo legislación FAR con equipamiento y tripulación habilitada es
posible en aeropuertos que dispongan de radares doppler de control de
movimiento de superficie o con calles de rodadura balizadas
electrónicamente.
SISTEMAS DE ADVERTENCIA DE PROXIMIDAD AL
TERRENO (GPWS) ¿QUÉ ES UN SISTEMA DE ALERTA DE PROXIMIDAD AL SUELO?
UN SISTEMA DE ALERTA DE PROXIMIDAD AL SUELO, O GPWS, ES UN TIPO DE EQUIPO
REALIZADO POR LOS AVIONES PARA ADVERTIR A LOS PILOTOS SI ESTÁN A UNA ALTURA
PELIGROSAMENTE BAJA Y EN PELIGRO DE ESTRELLARSE. EL OBJETIVO PRINCIPAL DE ESTOS
SISTEMAS ES EVITAR LO QUE SE LLAMA UN VUELO CONTROLADO CONTRA EL ACCIDENTE DEL
TERRENO, O CFIT, UN ACCIDENTE EN EL QUE UN AVIÓN SE ESTRELLA CONTRA EL SUELO, EL AGUA,
O UN OBSTÁCULO, COMO UNA MONTAÑA O UN EDIFICIO A PESAR DE SER TRIPULADO
CORRECTAMENTE Y AERONAVEGABILIDAD. ESTO PUEDE SER EL RESULTADO DE FACTORES TALES
COMO LOS ERRORES DE NAVEGACIÓN, FATIGA DE LOS PILOTOS O DESORIENTACIÓN, O VISIBILIDAD
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 11
REDUCIDA DEBIDO A LAS CONDICIONES METEOROLÓGICAS. INCIDENTES CFIT HAN VUELTO
DRAMÁTICAMENTE MENOS FRECUENTE YA QUE LOS SISTEMAS DE ALERTA DE PROXIMIDAD AL SUELO
ENTRARON EN USO GENERALIZADO EN LA DÉCADA DE 1970. EL USO DE UN GPWS DE GRANDES
AERONAVES ES REQUERIDA POR LEY EN MUCHOS PAÍSES.
LA ALTITUD DE LA AERONAVE ES MONITOREADO POR UN SISTEMA DE ALERTA DE PROXIMIDAD
AL SUELO CON UN ALTÍMETRO DE RADAR, QUE TRANSMITE ONDAS DE RADIO HACIA ABAJO DESDE
EL AVIÓN PARA DETERMINAR A QUÉ DISTANCIA ESTÁ EL SUELO. LA MAYORÍA DE LOS ALTÍMETROS
DE RADAR REALIZADAS POR AVIONES COMERCIALES SON DISPOSITIVOS DE CORTO ALCANCE CON
UN ALCANCE DE MENOS DE UNA MILLA (1,6 KM). LA INFORMACIÓN DEL RADAR ES MONITOREADA Y
ANALIZADA POR UNA COMPUTADORA QUE PUEDE IDENTIFICAR LAS SITUACIONES DE RIESGO Y
TENDENCIAS EN LOS DATOS, TALES COMO UNA TASA PELIGROSAMENTE RÁPIDA DE DESCENSO,
SUELO PELIGROSAMENTE DURANTE O PÉRDIDA INESPERADA DE ALTITUD. SI SE DETECTAN
CONDICIONES PELIGROSAS, EL SISTEMA DE ALERTA DE PROXIMIDAD AL SUELO DA SEÑALES DE
ALARMA VISUALES Y DE AUDIO PARA EL PILOTO.
LA PRINCIPAL LIMITACIÓN DE LOS DISEÑOS ESTÁNDAR DEL SISTEMA DE ALERTA DE
PROXIMIDAD DE TIERRA ES QUE SE VE SÓLO DIRECTAMENTE DEBAJO DE LA AERONAVE. SE PUEDE
DETECTAR CUANDO EL AVIÓN ES DEMASIADO BAJA O PERDER ALTURA, PERO SI EL PROPIO TERRENO
SE ELEVA ABRUPTAMENTE, EL GPWS NO SERÁ CAPAZ DE INFORMAR AL PILOTO HASTA QUE EL
AVIÓN YA ESTÁ SOBRE EL TERRENO EN AUMENTO. TAL ADVERTENCIA PUEDE LLEGAR DEMASIADO
TARDE, SOBRE TODO SI LA OSCURIDAD O CONDICIONES METEOROLÓGICAS HAN OSCURECIDO EL
SUELO. EN AVIÓN CIVIL, ESTA DEBILIDAD FUE ABORDADA POR EL DESARROLLO DEL SISTEMA DE
TIERRA MEJORADO DE ALERTA DE PROXIMIDAD (EGPWS), UN AVANCE POSIBLE GRACIAS A LA
CREACIÓN DEL SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL (GPS). EL EGPWS CONTIENE UNA BASE
DE DATOS ELECTRÓNICOS DEL TERRENO Y SE MANTIENE EN CONTACTO CONSTANTE CON EL GPS
PARA RASTREAR PROPIA UBICACIÓN DE LA AERONAVE, LO QUE LE PERMITE PROPORCIONAR A LOS
PILOTOS CON DATOS PRECISOS SOBRE TERRENO MÁS ALLÁ DE LA GAMA DE SU PROPIO RADAR.
LAS LIMITACIONES DE UN GPWS CONVENCIONAL SE CONVIERTEN EN UN PROBLEMA MUCHO
MÁS GRAVE EN UN AVIÓN MILITAR DE ALTA VELOCIDAD DE VUELO A BAJA ALTURA. SI DICHA
AERONAVE SE APROXIMA UN TERRENO QUE PRESENTA UN PELIGRO DE COLISIÓN, COMO UNA
COLINA O MONTAÑA, NINGUNA ADVERTENCIA DE LA DISTANCIA A LA AERONAVE DE LA BASE DE QUE
NO VIENE HASTA QUE EL AVIÓN ES EN REALIDAD MÁS DE LA PENDIENTE ASCENDENTE LLEGARÁ
MERAS FRACCIONES DE SEGUNDO ANTES DE LA COLISIÓN. POR LO TANTO, ALGUNOS AVIONES
MILITARES MODERNOS, COMO EL DE LA AMERICAN FALCON F-16 FIGHTING, EL MIRAGE FRANCÉS
DE 2000, Y EL EUROFIGHTER TYPHOON, ESTÁN EQUIPADOS CON UN ARSENAL MÁS SOFISTICADO
EQUIPO QUE COMBINA EL ALTÍMETRO RADAR, MAPAS DIGITALES DEL TERRENO, Y EL ENLACE GPS
UTILIZADO EN UN EPGWS, CON DATOS ADICIONALES DE CONTROL DE VUELO DE LA AERONAVE Y
LOS SISTEMAS DE NAVEGACIÓN INERCIALES. ESTO PERMITE A LA AERONAVE PARA PROYECTAR SU
TRAYECTORIA MILLAS DE VUELO ACTUAL ADELANTE Y COTEJARLA CON SUS MAPAS DE ELEVACIÓN
PARA DAR EL PILOTO MÁS AVANZADO DE ALERTA DE POSIBLES COLISIONES.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 12
Si una aeronave desciende demasiado bajo para volar con seguridad, el
sistema de alerta de proximidad al suelo alertará al piloto.
SISTEMAS PARA LA NAVEGACIÓN AÉREA,
GENERALIDADES. NAVEGACIÓN AÉREA
El triángulo de velocidad representa
gráficamente las relaciones entre los
vectores de velocidad utilizados para la
navegación aérea
LA NAVEGACIÓN AÉREA ES EL CONJUNTO DE
TÉCNICAS Y PROCEDIMIENTOS QUE PERMITEN
CONDUCIR EFICIENTEMENTE UNA AERONAVE A SU
LUGAR DE DESTINO, ASEGURANDO LA INTEGRIDAD
DE LOS TRIPULANTES, PASAJEROS, Y DE LOS QUE
ESTÁN EN TIERRA. LA NAVEGACIÓN AÉREA SE BASA
EN LA OBSERVACIÓN DEL CIELO, DEL TERRENO, Y
DE LOS DATOS APORTADOS POR LOS
INSTRUMENTOS DE VUELO.
Tipos de navegación aérea
LA NAVEGACIÓN AÉREA SE DIVIDE EN DOS TIPOS
(DEPENDIENDO SI LA AERONAVE NECESITA DE
INSTALACIONES EXTERIORES PARA PODER
GUIARSE):
Navegación aérea autónoma
Navegación aérea no autónoma
LA NAVEGACIÓN AÉREA AUTÓNOMA ES
AQUELLA QUE NO NECESITA DE NINGUNA
INFRAESTRUCTURA O INFORMACIÓN EXTERIOR
PARA PODER COMPLETAR CON ÉXITO EL VUELO. A SU VEZ, ÉSTA SE DIVIDE EN:
Navegación observada: se basa en la observación directa de las
referencias necesarias en el terreno por parte del navegante o piloto,
con tal de conocer la posición de la aeronave.
Navegación a estima: el navegante o piloto estima la posición actual,
conocidas la dirección y la velocidad respecto al terreno.
Navegación por fijación de la posición: ésta a su vez se subdivide en
navegación aérea astronómica, navegación aérea Doppler,
navegación aérea inercial (INS).
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 13
LA NAVEGACIÓN AÉREA NO AUTÓNOMA, AL CONTRARIO, SÍ NECESITA DE INSTALACIONES
EXTERIORES PARA PODER REALIZAR EL VUELO, YA QUE POR SÍ SOLA LA AERONAVE NO ES CAPAZ DE
NAVEGAR. LAS INSTALACIONES NECESARIAS PARA SU GUIADO DURANTE EL VUELO RECIBEN EL
NOMBRE DE AYUDAS A LA NAVEGACIÓN. ESTAS AYUDAS SE PUEDEN DIVIDIR A SU VEZ
DEPENDIENDO DEL TIPO DE INFORMACIÓN QUE TRANSMITEN, ASÍ COMO DEL CANAL A TRAVÉS DEL
CUAL LO HACEN. ASÍ, LAS RADIOAYUDAS PUEDEN SER:
Ayudas visuales al aterrizaje: son instalaciones que proporcionan
señales visuales durante la etapa de aterrizaje de la aeronave.
Radioayudas: Son señales radioeléctricas recibidas a bordo,
generalmente emitidas en instalaciones terrestres.
Navegación por satélite.
Normativas
DEPENDIENDO DE LAS CONDICIONES MÍNIMAS DE VISIBILIDAD, DISTANCIA DE LAS NUBES, Y DEL
TIPO DE ESPACIO AÉREO ATRAVESADO, EXISTEN DOS CONJUNTOS DE REGLAS DE OBLIGADO
CUMPLIMIENTO: LAS REGLAS DE VUELO VISUAL (VISIBILIDAD MAYOR DE 5 MILLAS NÁUTICAS
[8 KM] Y TECHO DE NUBES POR ENCIMA DE LOS 1500 M) Y LAS REGLAS DE VUELO INSTRUMENTAL
(OPERADA MEDIANTE INSTRUMENTOS). LOS AVIONES DE LÍNEA, POR RAZONES DE SEGURIDAD,
OPERAN SOLAMENTE BAJO LAS REGLAS DE VUELO INSTRUMENTAL, INDEPENDIENTEMENTE DE LAS
CONDICIONES METEOROLÓGICAS.
EL ELEMENTO RESPONSABLE EN TIERRA DE LA NAVEGACIÓN AÉREA ES EL CONTROL DE TRÁFICO
AÉREO, APOYADO EN LA INFORMACIÓN PROPORCIONADA POR LOS PILOTOS Y POR LOS SISTEMAS DE
RADAR.
SISTEMA DE MUY BAJA FRECUENCIA VLF a. Principios de operación.
b. Ventajas y desventajas.
c. Emplazamiento de estaciones terrestres.
d. Precisión, confiabilidad y cobertura.
e. Equipo del puesto de pilotaje.
VLF
Antena emisora de VLF de Grimeton cerca de
Varberg, Suecia.
LA DESIGNACIÓN VLF (VERY LOW FREQUENCY,
FRECUENCIA MUY BAJA) SE USA PARA DENOMINAR A LA
BANDA DEL ESPECTRO ELECTROMAGNÉTICO QUE OCUPA
EL RANGO DE FRECUENCIAS DE 3 KHZ A 30 KHZ
(LONGITUDES DE ONDA DE 100 A 10 KM.).
Características de la banda VLF
EN ESTA BANDA SE PRODUCE LA PROPAGACIÓN POR
ONDA DE SUPERFICIE CON BAJA ATENUACIÓN Y PERMITE
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 14
REALIZAR ENLACES DE RADIO A GRAN DISTANCIA. COMO INCONVENIENTE CABE DESTACAR EL
ESCASO ANCHO DE BANDA DISPONIBLE, Y LA BAJA EFICIENCIA DE LAS ANTENAS A TAN BAJAS
FRECUENCIAS.
Sistemas que funcionan en VLF
EL SISTEMA OMEGA DE AYUDA A LA NAVEGACIÓN OPERA EN LAS FRECUENCIAS DE 10,2 KHZ,
11,33 KHZ Y 13,6 KHZ.
LA ANTIGUA ESTACIÓN TRANSMISORA DE GRIMETON (SUECIA) EMITE CADA 24 DE DICIEMBRE A
LAS 08'00 UTC EN 17.2 KHZ CON EL INDICATIVO SAQ
MUY BAJA FRECUENCIA
MUY BAJA FRECUENCIA VLF O SE REFIERE A LAS FRECUENCIAS DE RADIO EN LA GAMA DE 3 KHZ A
30 KHZ Y LONGITUDES DE ONDA DE 10 A 100 KILÓMETROS. DADO QUE NO HAY MUCHO ANCHO
DE BANDA EN ESTA BANDA DEL ESPECTRO RADIOELÉCTRICO, EL AUDIO NO SE PUEDE TRANSMITIR,
Y SÓLO SE UTILIZAN TIPOS DE SEÑALES CODIFICADAS BAJO DE DATOS. LA BANDA VLF SE USA POR
ALGUNOS SERVICIOS DE NAVEGACIÓN DE RADIO, ESTACIONES DE RADIO DE LA HORA
GUBERNAMENTALES QUE EMITEN SEÑALES DE TIEMPO PARA AJUSTAR LOS RELOJES DE RADIO, Y
PARA LA COMUNICACIÓN MILITAR SEGURA. DADO QUE LAS ONDAS VLF PENETRAN UNOS 40
METROS EN AGUA SALADA, QUE SE UTILIZAN PARA LA COMUNICACIÓN CON LOS SUBMARINOS
MILITARES. TAMBIÉN CONOCIDO COMO LA BANDA MYRIAMETRE U ONDA MYRIAMETRE COMO LAS
LONGITUDES DE ONDA VAN DE UNO A DIEZ MYRIAMETRES.
Características de propagación
DEBIDO A SUS GRANDES LONGITUDES DE ONDA, LAS ONDAS DE RADIO VLF SE DIFRACTAN EN
TORNO A GRANDES OBSTÁCULOS Y POR LO TANTO NO ESTÁN BLOQUEADOS POR CADENAS
MONTAÑOSAS, Y SE PUEDEN PROPAGAR COMO UNA ONDA DE SUPERFICIE SIGUIENDO LA
CURVATURA DE LA TIERRA. LA PRINCIPAL VÍA DE PROPAGACIÓN A LARGA DISTANCIA ES UN
MECANISMO DE GUÍA DE ONDAS DE LA TIERRA-IONOSFERA. LA TIERRA ESTÁ RODEADA POR UNA
CAPA CONDUCTORA DE IONES EN LA ATMÓSFERA, LA CAPA D DE LA IONOSFERA EN LA ALTURA 60
KM, LO QUE REFLEJA LAS ONDAS DE RADIO VLF. LA IONOSFERA Y LA TIERRA CONDUCTORA,
FORMAN UN "CONDUCTO" HORIZONTAL UNAS POCAS LONGITUDES DE ONDA VLF ALTA, QUE ACTÚA
COMO UNA GUÍA DE ONDAS CONFINAR LAS OLAS PARA QUE NO SE ESCAPEN HACIA EL ESPACIO. LAS
ONDAS VIAJAN EN UNA TRAYECTORIA EN ZIGZAG ALREDEDOR DE LA TIERRA, QUE SE REFLEJA, POR
ROTACIÓN, LA TIERRA Y LA IONOSFERA, EN EL MODO TM.
ONDAS DE VLF TIENEN MUY BAJA ATENUACIÓN DE TRAYECTO, 2-3 DB POR CADA 1000 KM, CON
POCO DE LA "DECOLORACIÓN" EXPERIMENTADO A FRECUENCIAS MÁS ALTAS, ESTO ES PORQUE LAS
ONDAS DE VLF SE REFLEJAN DESDE LA PARTE INFERIOR DE LA IONOSFERA, MIENTRAS QUE LAS
SEÑALES DE ONDA CORTA DE FRECUENCIAS MÁS ALTAS SON DEVUELTOS A TIERRA DE LAS CAPAS
MÁS ALTAS DE LA IONOSFERA, LAS CAPAS F1 Y F2, MEDIANTE UN PROCESO DE REFRACCIÓN, Y
PASAR LA MAYOR PARTE DE SU VIAJE EN LA IONOSFERA, POR LO QUE SON MUCHO MÁS AFECTADOS
POR LOS GRADIENTES DE IONIZACIÓN Y LA TURBULENCIA. POR LO TANTO TRANSMISIONES VLF
SON MUY ESTABLES Y FIABLES, Y SE UTILIZAN PARA LA COMUNICACIÓN A LARGA DISTANCIA.
DISTANCIAS DE PROPAGACIÓN DE 5000 PARA 20.000 KILÓMETROS SE HAN REALIZADO. SIN
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 15
EMBARGO, EL RUIDO ATMOSFÉRICO ES ALTO EN LA BANDA, INCLUYENDO FENÓMENOS COMO
"SILBADORES", CAUSADO POR UN RAYO.
ONDAS DE VLF PUEDEN PENETRAR EL AGUA DE MAR A UNA PROFUNDIDAD DE AL MENOS 10 A 40
METROS, DEPENDIENDO DE LA FRECUENCIA EMPLEADA Y DE LA SALINIDAD DEL AGUA, POR LO QUE
SE UTILIZA PARA COMUNICARSE CON SUBMARINOS.
Antenas
UN INCONVENIENTE IMPORTANTE DE PRÁCTICA PARA ESTA BANDA ES QUE DEBIDO A LA LONGITUD
DE LAS ONDAS, ANTENAS DE TAMAÑO COMPLETO NO RESONANTES PUEDEN SER CONSTRUIDOS A
CAUSA DE SU ALTURA FÍSICA. ANTENAS VERTICALES DEBEN SER UTILIZADAS PORQUE LAS ONDAS
VLF SE PROPAGAN EN POLARIZACIÓN VERTICAL, PERO UNA ANTENA VERTICAL DE CUARTO DE ONDA
A 30 KHZ PODRÍA SER DE 2,5 KILÓMETROS DE ALTURA. POR LO TANTO LAS ANTENAS DE
TRANSMISIÓN PRÁCTICOS SON ELÉCTRICAMENTE CORTO, UNA PEQUEÑA FRACCIÓN DE UNA
LONGITUD DE ONDA LARGA. DEBIDO A SU BAJA RESISTENCIA A LA RADIACIÓN QUE ES INEFICIENTE,
IRRADIANDO SÓLO 10% A 50% DE LA POTENCIA DEL TRANSMISOR A LO SUMO CON EL RESTO DE
LA POTENCIA DISIPADA EN LAS RESISTENCIAS DEL SISTEMA DE ANTENA/SUELO. ASÍ TRANSMISORES
DE MUY ALTA POTENCIA ESTÁN OBLIGADOS A EMITIR SUFICIENTE ENERGÍA PARA LA COMUNICACIÓN
A LARGA DISTANCIA.
LAS ANTENAS DE TRANSMISIÓN DE FRECUENCIAS VLF SON ANTENAS DE HILO MUY GRANDES, DE
HASTA UN KILÓMETRO DE ANCHO. CONSISTEN EN UNA SERIE DE ANTENAS DE RADIO DE ACERO,
VINCULADO EN LA PARTE SUPERIOR CON UNA RED DE CABLES, A MENUDO EN FORMA DE UN
PARAGUAS O TENDEDEROS. CUALQUIERA DE LOS MISMOS O ALAMBRES VERTICALES TORRES SIRVEN
COMO RADIADORES MONOPOLARES, Y LOS CABLES HORIZONTALES FORMAN UNA CAPACITIVA DE
CARGA SUPERIOR PARA AUMENTAR LA EFICIENCIA DE LA ANTENA. ESTACIONES DE ALTA POTENCIA
USAN VARIACIONES DE LA ANTENA DE PARAGUAS, COMO LAS ANTENAS "TRIDECO", O ANTENAS
FLATTOP MULTIPLICAN AFINADOS "DELTA" Y. PARA LOS TRANSMISORES DE BAJA POTENCIA, SE
UTILIZAN ANTENAS DE L INVERTIDA Y T.
PARA MINIMIZAR LA POTENCIA DISIPADA EN EL SUELO, ESTAS ANTENAS REQUIEREN SISTEMAS DE
TIERRA EXTREMADAMENTE BAJA RESISTENCIA. DEBIDO A LA RESISTENCIA DEL SUELO, SE UTILIZAN
A MENUDO SISTEMAS DE CONTRAPESO, QUE CONSISTE EN REDES RADIALES DE LOS CABLES DE
COBRE APOYADO VARIOS PIES POR ENCIMA DEL SUELO DEBAJO DE LA ANTENA, QUE SE EXTIENDE
RADIALMENTE HACIA FUERA DESDE EL ELEMENTO DE MÁSTIL O VERTICAL.
LOS REQUISITOS PARA LAS ANTENAS RECEPTORAS SON MENOS ESTRICTOS, PORQUE LA POTENCIA
DEL TRANSMISOR ES GENERALMENTE ALTA PARA SUPERAR EL RUIDO ATMOSFÉRICO. EL RUIDO
ATMOSFÉRICO Y NO DE RUIDO DEL RECEPTOR DETERMINA LA SEÑAL DEL RECEPTOR A RUIDO, POR
LO QUE PEQUEÑAS ANTENAS RECEPTORAS INEFICIENTES PUEDEN SER UTILIZADOS. ANTENAS DE
BUCLE SE UTILIZAN A MENUDO PARA LA RECEPCIÓN.
Aplicaciones
EL RANGO DE FRECUENCIAS INFERIORES A 9 KHZ NO ESTÁ ASIGNADO POR LA UNIÓN
INTERNACIONAL DE TELECOMUNICACIONES Y SE PUEDE UTILIZAR EN ALGUNAS NACIONES LIBRES
DE LICENCIA.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 16
VLF SE UTILIZA PARA COMUNICARSE CON LOS SUBMARINOS CERCA DE LA SUPERFICIE, MIENTRAS
QUE ELF SE UTILIZA PARA LOS BUQUES SUMERGIDOS PROFUNDAMENTE. VLF TAMBIÉN SE UTILIZA
PARA BALIZAS DE NAVEGACIÓN DE RADIO Y LAS SEÑALES DE TIEMPO. VLF TAMBIÉN SE UTILIZA EN
ESTUDIOS GEOFÍSICOS ELECTROMAGNÉTICOS.
EN LOS EE.UU., LA SEÑAL HORARIA WWVL ESTACIÓN COMENZÓ A TRANSMITIR UNA SEÑAL DE
500 W EN 20 KHZ EN AGOSTO DE 1963 - SE UTILIZA POR DESPLAZAMIENTO DE FRECUENCIA
PARA ENVIAR DATOS, CAMBIANDO ENTRE 20 KHZ Y 26 KHZ. EL SERVICIO WWVL SE
INTERRUMPIÓ EN JULIO DE 1972.
EL TRANSMISOR DE ONDA MUY LARGA SAQ EN GRIMETON CERCA DE VARBERG EN SUECIA PUEDE
SER VISITADO POR EL PÚBLICO EN DETERMINADOS MOMENTOS, COMO EN EL DÍA DE
ALEXANDERSON.
HISTÓRICAMENTE, ESTA BANDA SE UTILIZA PARA LA COMUNICACIÓN DE RADIO
TRANSCONTINENTAL DURANTE LA ERA DE LA TELEGRAFÍA SIN HILOS ENTRE APROXIMADAMENTE
1900 Y 1925 - REDES CONSTRUIDAS NACIONES DE ALTA POTENCIA LF Y LAS ESTACIONES DE
RADIO VLF QUE SE TRANSMITE LA INFORMACIÓN DE TEXTO CON EL CÓDIGO MORSE, PARA
COMUNICARSE CON SUS COLONIAS Y FLOTAS NAVALES. LOS PRIMEROS INTENTOS SE REALIZARON
PARA UTILIZAR RADIOTELÉFONO UTILIZANDO MODULACIÓN DE AMPLITUD Y MODULACIÓN DE
BANDA LATERAL ÚNICA DE PARTIDA DENTRO DE LA BANDA DE 20 KHZ, PERO EL RESULTADO NO
FUE SATISFACTORIO DEBIDO A QUE EL ANCHO DE BANDA DISPONIBLE FUE INSUFICIENTE PARA
CONTENER LAS BANDAS LATERALES.
SISTEMA DE NAVEGACIÓN OMEGA
‘’’OMEGA’’’ FUE REALMENTE EL PRIMER
SISTEMA DE RADIONAVEGACIÓN GLOBAL PARA
LA AVIACIÓN, DESARROLLADO POR LOS ESTADOS
UNIDOS EN COOPERACIÓN CON OTRAS SEIS
NACIONES AMIGAS.
Historia
ORIGINALMENTE, OMEGA FUE
DESARROLLADO POR LA MARINA DE LOS
ESTADOS UNIDOS CON FINES MILITARES. SU
DESARROLLO FUE APROBADO EN 1968 CON
TAN SÓLO OCHO TRANSMISORES Y LA
CAPACIDAD DE ALCANZAR 6 KILÓMETROS DE
PRECISIÓN AL DETERMINAR UNA POSICIÓN.
CADA ESTACIÓN OMEGA TRANSMITÍA UNA SEÑAL DE FRECUENCIA MUY BAJA QUE CONSISTÍA EN UN
PATRÓN DE CUATRO TONOS ÚNICOS A LA ESTACIÓN QUE SE REPETÍAN CADA DIEZ SEGUNDOS.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 17
DEBIDO A ELLO Y A LOS PRINCIPIOS DE RADIONAVEGACIÓN, PODÍA SER CALCULADA LA POSICIÓN
EXACTA DEL RECEPTOR. OMEGA EMPLEABA TÉCNICAS DE RADIONAVEGACIÓN HIPERBÓLICAS Y LA
CADENA OPERABA EN LA BANDA VLF DEL ESPECTRO ENTRE 10 Y 14 KHZ. CON ESTE FIN,
EVOLUCIONÓ PRINCIPALMENTE EN UN SISTEMA PARA USO CIVIL. RECIBIENDO SEÑALES DE TRES
ESTACIONES, UN RECEPTOR OMEGA PODÍA LOCALIZAR LA POSICIÓN DENTRO DE UN RADIO DE 7.4
KILÓMETROS USANDO EL PRINCIPIO DE COMPARACIÓN DE FASE DE SEÑALES.
CUANDO SEIS DE LAS OCHO ESTACIONES DEL SISTEMA ESTABAN OPERATIVAS EN 1971, LAS
OPERACIONES ERAN CONTROLADAS A DIARIO POR LOS GUARDACOSTAS DE LOS ESTADOS UNIDOS
EN COLABORACIÓN CON ARGENTINA, NORUEGA, LIBERIA Y FRANCIA. LAS ESTACIONES JAPONESA Y
AUSTRALIANA ENTRARON EN FUNCIONAMIENTO BASTANTES AÑOS DESPUÉS. EL SERVICIO DE
GUARDACOSTAS OPERABA EN DOS ESTACIONES DE ESTADOS UNIDOS: UNA EN LAMOURE, EN
DAKOTA DEL NORTE, Y LA OTRA EN KANEOHE, EN LA ISLA DE OAHUEN EN HAWAI.
CON EL ADVENIMIENTO DE LOS SISTEMAS DE NAVEGACIÓN SATELITALES (GPS - GLOBAL
POSITIONING SYSTEM), EL SISTEMA OMEGA ESTÁ SIENDO DEJADO DE LADO, CON LA
CONSECUENTE BAJA EN EL NIVEL DE MANTENIMIENTO DE SUS INSTALACIONES O FUERA DE
SERVICIO DE LAS MISMAS, COMO EN EL CASO DEL TRANSMISOR DE AUSTRALIA. ALGUNAS
ESTACIONES, COMO LA DE LAMOURE, SE USAN AHORA PARA COMUNICACIONES SUBMARINAS.
Funcionamiento
CON EL SISTEMA OMEGA ES POSIBLE UNA COBERTURA GLOBAL UTILIZANDO SOLO 10KW DE
POTENCIA IRRADIADA, QUE EMITEN UNA PORTADORA DE CORTA DURACIÓN EN UN PRECISO
PERÍODO DE TIEMPO DURANTE CADA MINUTO. EL TIEMPO DE LAS ESTACIONES OMEGA ESTÁN
DENTRO DE UNA TOLERANCIA DE LOS 5 MICROSEGUNDOS CON EL TIEMPO UNIVERSAL
COORDINADO (UTC).
UNO PUEDE DARSE CUENTA CUANDO A SINTONIZADO A OMEGA, SUS SEÑALES SUENAN A NOTAS
MUSICALES DE UNA LENTA MELODÍA, REPETIDAS UNA Y OTRA VEZ, ALGUNAS MÁS FUERTES QUE
OTRAS.
COMO DATO EXTRA DIREMOS QUE LAS ANTENAS DEL SISTEMA OMEGA TIENEN UNA ALTURA
CERCANA A LOS 450 METROS. CONSIDERANDO UNA FRECUENCIA DE 10.2 KHZ, UNA LONGITUD DE
UN CUARTO DE ONDA SON CERCA DE 7500 METROS, POR LO QUE LA LONGITUD FÍSICA DE LA
ANTENA ES SOLO UNA FRACCIÓN DE LA LONGITUD ELÉCTRICA DE LA MISMA. ESTA CORTA
LONGITUD DEL SISTEMA IRRADIANTE SE TRADUCE EN UNA MUY BAJA EFICIENCIA, QUE OBLIGA AL
TRANSMISOR A INYECTAR 150 KW PARA IRRADIAR DESDE LA ANTENA SOLAMENTE 10 KW. PARA
MÁS DETALLES VEA LA PÁGINA SOBRE DX EN BANDAS MARÍTIMAS EN LA SECCIÓN SOBRE DX
UTILITARIO.
TAMBIÉN ENCONTRAMOS ESTACIONES NAVALES MILITARES DE LOS ESTADOS UNIDOS, QUE EMITEN
EN RTTY (RADIOTELETIPO) Y OCASIONALMENTE EN CW (TELEGRAFÍA). ESTAS PODEROSAS
ESTACIONES UTILIZAN EL RANGO DE FRECUENCIAS ENTRE LOS 20 Y 30 KHZ PARA EL ENVÍO DE
BOLETINES A LOS SUBMARINOS NUCLEARES SUMERGIDOS ALREDEDOR DEL MUNDO, POR LA
CAPACIDAD DE PENETRACIÓN DE LAS SEÑALES EN ESTAS FRECUENCIAS POR DEBAJO DE LA
SUPERFICIE DEL MAR.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 18
POR ÚLTIMO TENEMOS LAS ESTACIONES HORARIAS O DE "FRECUENCIA PATRÓN"; CUYAS
EMISIONES DE LA SEÑAL HORARIA PERMITE LA CALIBRACIÓN DE EQUIPOS DE NAVEGACIÓN E
INVESTIGACIÓN CIENTÍFICA. COMO EJEMPLO CITAREMOS A LA WWVB DE ESTADOS UNIDOS
EMITIENDO EN 60 KHZ. PARA MÁS DETALLES VEA LA PÁGINA SOBRE ESTACIONES HORARIAS EN LA
SECCIÓN DX UTILITARIO.
Estaciones OMEGA
Lugar donde se hallaba la ahora demolida antena
Omega en la isla Reunión.
HABÍA NUEVE ESTACIONES OMEGA EN TOTAL:
Transmisor Omega Bratland
TRANSMISOR OMEGA BRATLAND (ESTACIÓN A -
66°25′13″N-13°08′13″E) SITUADA CERCA DE ALDRA,
FUE EL ÚNICO TRANSMISOR OMEGA EUROPEO. USABA UNA
ANTENA POCO HABITUAL, QUE CONSISTÍA EN VARIOS
CABLES TENDIDOS SOBRE UN FIORDO ENTRE DOS BLOQUES
SEPARADOS 3500 METROS. UNO DE ESTOS BLOQUES FUE
SITUADO EN EL INTERIOR DE NORUEGA Y EL OTRO EN LA
ISLA ALDRA. LA ANTENA FUE DESMANTELADA EN 2002.
Transmisor Omega Trinidad
TRANSMISOR OMEGA TRINIDAD (ESTACIÓN B HASTA 1976, QUE FUE REEMPLAZADA POR LA
ESTACIÓN DE PAYNESVILLE, LIBERIA), SITUADA EN TRINIDAD (10°41′58″N-61°38′19″O)
USABA COMO ANTENA UN CABLE QUE SE EXTENDÍA SOBRE UN VALLE. ESTAS CONSTRUCCIONES
PERMANECEN TODAVÍA EN PIE.
Transmisor Omega Paynesville
TRANSMISOR OMEGA PAYNESVILLE (ESTACIÓN B - 6°18′20″N-10°39′44″O) FUE INAUGURADO
EN 1976 Y USABA COMO ANTENA DE RADIO UNA PARABÓLICA MONTADA A 417 METROS DE ALTURA
SOBRE UN MÁSTIL DE ACERO, QUE ERA LA ESTRUCTURA MÁS ALTA JAMÁS CONSTRUIDA EN ÁFRICA.
LA ESTACIÓN FUE CLAUSURADA POR EL GOBERNADOR DE LIBERIA DESPUÉS DE QUE ENTRARA EN
DESUSO EL SISTEMA DE NAVEGACIÓN OMEGA, EL 30 DE SEPTIEMBRE DE 1997. EL ACCESO A LA
TORRE NO ESTÁ RESTRINGIDO Y SE PUEDE ESCALAR.
Transmisor Omega Kaneohe
TRANSMISOR OMEGA KANEOHE (ESTACIÓN C - 21°24′17″N-157°49′51″O) FUE UNA DE LAS
DOS ESTACIONES GESTIONADAS POR EL USCG. FUERON INAUGURADAS EN 1943 COMO UN
TRANSMISOR EN VLF PARA COMUNICACIONES SUBMARINAS Y USABA COMO ANTENA UN CABLE QUE
SE EXTENDÍA SOBRE EL VALLE HAIKU. A FINALES DE LOS 60 SE TRANSFORMARON EN UN
TRANSMISOR PARA EL SISTEMA DE NAVEGACIÓN OMEGA.
Transmisor Omega La Moure
LA TRANSMISOR OMEGA LA MOURE (ESTACIÓN D) ESTABA SITUADO CERCA DE LA OTRA ESTACIÓN
GESTIONADA POR LA USCG. USABA UNA ANTENA DE 365.25 METROS, QUE ESTABA AISLADA DEL
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 19
SUELO. DESDE QUE DEJÓ DE FUNCIONAR EL SISTEMA DE NAVEGACIÓN OMEGA SE USA PARA
TRANSMISIONES SUBMARINAS EN LA BANDA VLF.
Transmisor Omega Chabrier
TRANSMISOR OMEGA CHABRIER (ESTACIÓN E) CERCANA A CHABRIER EN LA ISLA REUNIÓN CON
COORDENADAS 20°58′27″S-55°17′24″E UTILIZABA UNA ANTENA PARABÓLICA, QUE FUE
INSTALADA SOBRE UN MÁSTIL DE 428 METROS DE ALTURA. EL MÁSTIL FUE DEMOLIDO EL 14 DE
ABRIL DE 1999 CON EXPLOSIVOS.
Transmisor Omega Trelew
TRANSMISOR OMEGA TRELEW (ESTACIÓN F), CERCA DE LA CIUDAD DE TRELEW, CHUBUT,
ARGENTINA. USABA UNA ANTENA DE 450 METROS DE ALTA Y FUE DEMOLIDA USANDO DINAMITA EL
23 DE JUNIO DE 1998 DANDO POR FINALIZADO EL SISTEMA DE NAVEGACIÓN OMEGA.
Transmisor Omega Woodside
Artículo principal: VLF Transmitter Woodside
Transmisor Omega Omega Tower, Tsushima
TRANSMISOR OMEGA SHUSHI-WAN (ESTACIÓN H) SITUADO CERCA DE SHUSHI-WAN EN LA ISLA
TSUSHIMA CON COORDENADAS 34°36′53″N-129°27′13″E, UTILIZABA UNA ANTENA A 389
METROS SOBRE UN MÁSTIL TUBULAR DE ACERO AISLADO DEL SUELO. ESTA MÁSTIL QUE FUE
CONSTRUIDO EN 1973 FUE LA ESTRUCTURA MÁS ALTA EN JAPÓN (Y EL TUBO DE ACERO MÁS
GRANDE JAMÁS CONSTRUIDO), FUE DESMANTELADO EN 1998 USANDO UNA GRÚA.
SISTEMA LORAN
El long range navigation, LORAN es un sistema de navegación hiperbólica
radioeléctrico e largo alcance, que opera en baja y media frecuencia.
Este equipo proporciona información de posición midiendo la diferencia de tiempo
en microsegundos, entre la llegada de dos señales de radio desde dos estaciones
transmisoras de tierra.
Para navegar con el sistema LORAN es necesario sintonizar dos grupos de
estaciones en tierra. Cada uno de ellos está constituido por dos equipos emisores
que reciben el nombre de estación primaria y estación secundaria.
Lógicamente, cada grupo de estaciones LORAN emitirá en frecuencias distintas.
Centrándose el estudio en uno de los grupos transmisores, el proceso seguido es
el siguiente: la estación principal del grupo LORAN emite ondas electromagnéticas
de radio que son captadas por el avión y por la estación secundaria, la cual envía
sus propias señales hacia la aeronave.
Las señales que lanza la estación principal llegan al equipo de abordo antes que
las de la estación secundaria, con una diferencia de tiempo tal, que dependerá de
la posición del avión. El receptor LORAN analizara la diferencia de tiempo entre las
dos señales.
Esa diferencia de tiempo determinara una línea sé situación que debido a la
posición relativa de las estaciones principal y secundaria, y al recorrido que deba
efectuar las ondas hasta llega al avión, tendrá la forma de una hipérbola.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 20
La aeronave puede estar situada en cualquier punto de la hipérbola. Pues en cada
uno de sus puntos, la diferencia de tiempo en la llegada de las señales de las
estaciones LORAN, es constante.
Para conocer exactamente la posición del avión sobre la hipérbola será necesario
sintonizar otro grupo LORAN para llevar a cabo el mismo procedimiento. Una vez
hallada la nueva diferencia de tiempos, sobre la carta de navegación, podrá
buscarse otra línea hiperbólica, correspondiente al grupo últimamente sintonizado,
que esté de acuerdo con la diferencia de tiempos determinada por el receptor de a
bordo.
El equipo LORAN consiste en un receptor de baja y media frecuencia y una
pantalla de rayos catódicos en la cual aparecen una serie de líneas producidas por
la recepción en el avión de las ondas lanzadas desde tierra. Con una plantilla
especial se mide la diferencia de tiempos ente las señales representadas en la
pantalla.
Estación Loran-C en la Columbia Británica.
LORAN (DEL INGLÉS LONG RANGE NAVIGATION,
NAVEGACIÓN DE LARGO ALCANCE) ES UN SISTEMA DE
AYUDA A LA NAVEGACIÓN ELECTRÓNICO HIPERBÓLICO
QUE UTILIZA EL INTERVALO TRANSCURRIDO ENTRE LA
RECEPCIÓN DE SEÑALES DE RADIO TRANSMITIDAS
DESDE TRES O MÁS TRANSMISORES PARA DETERMINAR
LA POSICIÓN DEL RECEPTOR. LA VERSIÓN MÁS
MODERNA ES LORAN-C QUE FUNCIONA EN
FRECUENCIAS DEL ESPECTRO ELECTROMAGNÉTICO ENTRE 90 Y 100 KHZ, CON UNA SEÑAL
MULTIPULSO, HABITUALMENTE 9 PARA LAS MAESTRAS (EL NOVENO PULSO INDICA LA ESTACIÓN DE
LA QUE SE TRATA Y SIRVE PARA APLICAR ALGUNAS CORRECCIONES) Y 8 PARA LAS ESCLAVAS O
ESTACIONES DE REFERENCIA.
EL SISTEMA LORAN ES UTILIZADO EN MUCHOS PAÍSES, ENTRE ELLOS LOS ESTADOS UNIDOS DE
AMÉRICA, JAPÓN Y VARIOS PAÍSES EUROPEOS. RUSIA UTILIZA UN SISTEMA CASI IDÉNTICO
LLAMADO CHAYKA, QUE USA LA MISMA BANDA DE FRECUENCIAS. EL USO DE LORAN ESTÁ
DECAYENDO RÁPIDAMENTE, SIENDO REEMPLAZADO POR GPS.
SEGÚN EL DEPARTAMENTO DE SEGURIDAD NACIONAL DE LOS ESTADOS UNIDOS, ELIMINANDO LAS
TORRES LORAN-C SE AHORRARÍAN 36 MILLONES DE DÓLARES EN 2010 Y 190 MILLONES DE
DÓLARES EN UN PLAZO DE 5 AÑOS. ESTO TERMINARÍA CON 256 TRABAJOS QUE DEPENDEN DE LA
GUARDIA COSTERA DE ESTADOS UNIDOS. POR ELLO, EL 8 DE FEBRERO DE 2010 EE. UU.
CANCELÓ DEFINITIVAMENTE EL SISTEMA, MANTENIENDO TAN SOLO LAS CADENAS COMPARTIDAS
CON RUSIA Y CANADÁ, HASTA QUE LOS ACUERDOS BILATERALES CESEN. ESTO PRESUPONE LA
DESAPARICIÓN DEL E-LORAN (ENHANCED LORAN) DE REINO UNIDO ANTES DE SU NACIMIENTO,
PUESTO QUE ESTABA FUNDAMENTADO EN LOS MISMOS SISTEMAS
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 21
SISTEMA DE NAVEGACIÓN INERCIAL
Unidad de navegación inercial de un misil
balístico de alcance intermedio S3 francés.
UN SISTEMA DE NAVEGACIÓN INERCIAL, O INS
POR SUS SIGLAS EN INGLÉS (INERTIAL NAVIGATION
SYSTEM) ES UN SISTEMA DE AYUDA A LA NAVEGACIÓN
QUE USA UN COMPUTADOR, SENSORES DE MOVIMIENTO
(ACELERÓMETROS) Y SENSORES DE ROTACIÓN
GIRÓSCOPOS PARA CALCULAR CONTINUAMENTE
MEDIANTE ESTIMA LA POSICIÓN, ORIENTACIÓN, Y
VELOCIDAD (DIRECCIÓN Y RAPIDEZ DE MOVIMIENTO) DE UN OBJETO EN MOVIMIENTO SIN
NECESIDAD DE REFERENCIAS EXTERNAS. ES USADO EN VEHÍCULOS COMO BARCOS, AERONAVES,
SUBMARINOS, MISILES, Y NAVES ESPACIALES. ENTRE OTROS TÉRMINOS USADOS PARA REFERIRSE A
SISTEMAS DE NAVEGACIÓN INERCIAL O DISPOSITIVOS ESTRECHAMENTE RELACIONADOS SE INCLUYE
SISTEMA DE GUIADO INERCIAL, PLATAFORMA DE REFERENCIA INERCIAL, Y MUCHAS OTRAS
VARIACIONES.
NAVEGACIÓN AÉREA INERCIAL
LA NAVEGACIÓN AÉREA INERCIAL SE BASA EN LA APLICACIÓN DE LAS LEYES DE LA INERCIA PARA EL
CÁLCULO DE LA POSICIÓN DE LA AERONAVE.
Fundamento
EL PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO DE ESTE SISTEMA SE ENCUENTRA EN LAS LEYES DE LA INERCIA
Y LA MECÁNICA, SIENDO CAPAZ DE CALCULAR LA VELOCIDAD DE LA AERONAVE, SU POSICIÓN Y SU
ALTITUD (POSICIÓN DEL AVIÓN COMO SÓLIDO RÍGIDO, CON RELACIÓN A LA SUPERFICIE
TERRESTRE).
EN ESENCIA, EL FUNCIONAMIENTO SE BASA EN LA UTILIZACIÓN DE UNOS MEDIDORES LLAMADOS
ACELERÓMETROS QUE, CUANDO SE ACOPLAN A UN VEHÍCULO, MIDEN LA ACELERACIÓN DE ÉSTE EN
UNA DIRECCIÓN. DE ACUERDO CON LAS LEYES MATEMÁTICAS, LA ACELERACIÓN SE TRANSFORMA
EN VELOCIDAD, Y ÉSTA EN POSICIÓN.
SU PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO SE BASA EN LA DETECCIÓN A BORDO, DE LAS ACELERACIONES
QUE SUFRE LA AERONAVE, MEDIANTE UNA PLATAFORMA ESTABILIZADA GIROSCÓPICAMENTE, EN
DOS EJES ORIENTADOS PERMANENTEMENTE HACIA EL NORTE Y EL ESTE. SI LA ACELERACIÓN
DETECTADA SE INTEGRA A LO LARGO DEL TIEMPO, SE OBTIENE LA VELOCIDAD DE LA AERONAVE
RESPECTO AL SUELO SEGÚN ESOS EJES. EL VECTOR VELOCIDAD SE OBTENDRÁ SUMANDO
VECTORIALMENTE LAS COMPONENTES SEGÚN LOS EJES MENCIONADOS. DE FORMA ANÁLOGA, SI SE
INTEGRAN LAS COMPONENTES DEL VECTOR VELOCIDAD SEGÚN LOS EJES INDICADOS A LO LARGO
DEL TIEMPO, SE OBTENDRÁ LA DISTANCIA RECORRIDA SEGÚN ESAS DIRECCIONES EN EL TIEMPO DE
INTEGRACIÓN.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 22
SUMANDO A LA COORDENADA INICIAL EL INCREMENTO DE POSICIÓN OBTENIDO DE ESA
INTEGRACIÓN, SE OBTENDRÁ LA NUEVA POSICIÓN. ES IMPORTANTE INDICAR LA NECESIDAD DE
CONOCER LAS COORDENADAS DEL PUNTO INICIAL DEL VUELO, QUE DEBE INTRODUCIR EL PILOTO
PREVIAMENTE A COMENZAR SU UTILIZACIÓN.
Historia
AUNQUE EL EMPLEO DE ESTE PRINCIPIO PARA ESTIMAR LA POSICIÓN DE LAS AERONAVES SE
REMONTA A LA SEGUNDA GUERRA MUNDIAL, EN DONDE EL GUIADO DE LAS BOMBAS ALEMANAS V2
SE HACÍA CON UN SISTEMA DE ESTAS CARACTERÍSTICAS, NO FUE HASTA 1966 CUANDO SE
PRESENTÓ EL PRIMER SISTEMA INERCIAL PARA USO EN AVIACIÓN CIVIL. DESDE ENTONCES LA
EVOLUCIÓN DE ESTOS SISTEMAS EN LO QUE SE REFIERE A SU RELACIÓN PRECIO/COSTE, HA SIDO
ESPECTACULAR.
Inconveniente de su uso
EL PROBLEMA QUE PRESENTA EL SISTEMA ES QUE ESTÁ SUJETO A UN ERROR SISTEMÁTICO, ES
DECIR, EL ERROR VA CRECIENDO A MEDIDA QUE AUMENTA EL TIEMPO DESDE SU ÚLTIMA
ACTUALIZACIÓN, LO QUE HACE NECESARIO QUE ÉSTA SE REALICE DE FORMA PERIÓDICA MEDIANTE
LA UTILIZACIÓN DE OTRO SISTEMA.
HOY EN DÍA, SÓLO LAS AERONAVES DEDICADAS AL TRANSPORTE COMERCIAL EN VUELOS DE GRAN
AUTONOMÍA, EMPLEAN EL INS, AUNQUE PAULATINAMENTE, SE ESTÁ SUSTITUYENDO SU USO POR
EL GPS.
PRECISIÓN, CONFIABILIDAD Y COBERTURA.
LA NAVEGACIÓN AUTÓNOMA ES AQUELLA QUE NO DEPENDE DE MEDIDAS EXTERNAS Y POR TANTO
NO ES SUSCEPTIBLE A INTERFERENCIAS (ACCIDENTALES O PROVOCADAS) NI A MANIPULACIÓN O
ERROR EXTERNO.
EL EJEMPLO MÁS TEMPRANO ES LA NAVEGACIÓN A ESTIMA QUE YA SE VIO EN LA INTRODUCCIÓN
HISTÓRICA. EN AVIACIÓN SE EMPLEA LA NAVEGACIÓN INERCIAL.
EL OBJETO DE LA NAVEGACIÓN INERCIAL ES DETERMINAR LA POSICIÓN,
VELOCIDAD Y ACTITUD DE LA AERONAVE, CON LA MAYOR PRECISIÓN POSIBLE, A PARTIR DE LAS
MEDIDAS DE LA IMU (INERTIAL MEASUREMENT UNIT).
LA IMU SE COMPONE DE SENSORES INERCIALES: GIRÓSCOPOS Y ACELERÓMETROS.
PARA LA NAVEGACIÓN INERCIAL, ADEMÁS DE LA IMU, ES NECESARIA UNA ESTIMACIÓN INICIAL (X)
DE POSICIÓN, VELOCIDAD Y ACTITUD, Y UN MODELO GRAVITATORIO.
HISTÓRICAMENTE LA NAVEGACIÓN INERCIAL NO NACE HASTA EL SIGLO XX.
SUS ANTECEDENTES SE ENCUENTRAN EN LA NAVEGACIÓN A ESTIMA (YA ESTUDIADA) Y EN LA
INVENCIÓN DE LOS PRIMEROS GIRÓSCOPOS.
LOS GIRÓSCOPOS SE INVENTARON EN EL SIGLO XIX; FUE LEÓN FOUCAULT QUIEN LES DIO SU
NOMBRE, POPULARIZÁNDOLO GRACIAS A UN EXPERIMENTO (FRACASADO) EN EL QUE LOS USO PARA
TRATAR DE DEMOSTRAR LA ROTACIÓN DE LA TIERRA.
UN GIRÓSCOPO MANTIENE SU EJE DE ROTACIÓN (EN EL ESPACIO INERCIAL) FRENTE A
PERTURBACIONES. ESTE EFECTO SE CONOCE COMO RIGIDEZ GIROSCÓPICA.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 23
DICHAS PERTURBACIONES GENERAN UN MOVIMIENTO DE PRECESIÓN Y NUTACIÓN, QUE SE PUEDE
MEDIR.
POR EJEMPLO, AL FORZAR LA ROTACIÓN DE UN GIRÓSCOPO EN UN EJE DISTINTO A SU EJE DE GIRO,
SE PRODUCE UN EFECTO QUE PERMITE ESTIMAR LA VELOCIDAD DE ROTACIÓN.
POR TANTO LOS GIRÓSCOPOS TIENEN UN EJE EN TORNO AL CUAL GIRAN PERMANENTEMENTE, OTRO
EJE EN EL CUAL SE DETECTAN PERTURBACIONES Y OTRO EJE EN EL CUAL SE MIDEN DICHAS
PERTURBACIONES.
LAS PLATAFORMAS GIRO ESTABILIZADAS SE BASAN EN ESTE FENÓMENO, SON PLATAFORMAS
INSENSIBLES A PERTURBACIONES QUE PERMITEN DIVERSAS APLICACIONES, COMO POR EJEMPLO
EMPLEAR UNA CÁMARA DE TELEVISIÓN EN UN HELICÓPTERO.
OTRA APLICACIÓN DEL EFECTO ES EL GIROCOMPÁS O BRÚJULA GIROSCÓPICA, QUE PERMITE
ENCONTRAR EL NORTE GEOGRÁFICO.
MODERNAMENTE, SE EMPLEAN GIRÓSCOPOS NO MECÁNICOS, MÁS SOFISTICADOS QUE EMPLEAN
DIVERSOS EFECTOS FÍSICOS.
EN LA II GUERRA MUNDIAL, SE EMPLEARON GIRÓSCOPOS Y ACELERÓMETROS POR PRIMERA VEZ,
PARA GUIAR MISILES V-2.
LA INVENCIÓN DE ESTE SISTEMA DE GUIADO SE DEBE A UN ESTADOUNIDENSE, ROBERT GODDARD.
TRAS LA GUERRA, HUBO UN RÁPIDO DESARROLLO. LOS PRIMEROS SISTEMAS DE NAVEGACIÓN
INERCIAL CONSISTÍAN EN UNA TRIADA DE ACELERÓMETROS Y GIRÓSCOPOS MONTADOS EN UNA
PLATAFORMA, CAPAZ DE ROTAR Y ORIENTARSE CON LIBERTAD.
SE DISEÑA LA PLATAFORMA DE MANERA QUE SIEMPRE MANTENGA SU ORIENTACIÓN RESPECTO A UN
SISTEMA DE REFERENCIA DADO (G O N).
POR TANTO MEDIMOS DIRECTAMENTE AN NG Y CN B.
ESTOS SISTEMAS A VECES SE LLAMAN SEMIANALÍTICOS.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 24
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 25
VENTAJAS Y DESVENTAJAS.
ESTOS SISTEMAS SON FUNCIONALES EN CUALQUIER SITIO DE LA
TIERRA: TIERRA, AIRE, OCÉANOS, BAJO EL AGUA...
CON NAVEGACIÓN INERCIAL EL SUBMARINO USS NAUTILUS
CRUZO BAJO EL HIELO Y PASO POR EL POLO NORTE EN 1958.
SIN EMBARGO ES MUY COSTOSO, CONTIENE ELEMENTOS
MECÁNICOS QUE SE DESGASTAN, REQUIERE UNA PERFECTA
ALINEACIÓN INICIAL (LENTA), Y PRESENTA PROBLEMAS DE
BLOQUEO DE LOS GIMBALS (GIMBAL LOCK) SI SE ALINEAN LOS
EJES DE ROTACIÓN.
EL SISTEMA INERCIAL MÁS SOFISTICADO QUE SE CREO FUE EL
AIRS-ADVANCED INERTIAL REFERENCE SPHERE, QUE
CONSISTE EN UNA ESFERA HUECA CON UN UNIDO DONDE OTRA
OTRA ESFERA CON GIRÓSCOPOS Y ACELERÓMETROS.
MANTIENE (MEDIANTE INYECCIÓN DE CHORROS) SIEMPRE UNA REFERENCIA INERCIAL, CON LO QUE
SE MIDE AI NG (QUE SE PUEDE INTEGRAR DIRECTAMENTE) Y CB I. POR ESTO SE LLAMA
GEOMÉTRICO O ANALÍTICO.
SU COSTE ERA ENORME, PERO SE OBTIENE UNA GRAN PRECISIÓN, CON UNA DERIVA DE 10°5
GRADOS POR HORA (1; 15° POR AÑO). SE USÓ EN MISILES BALÍSTICOS Y EN BOMBARDEROS.
EN 1956 SE PATENTA LA IDEA DEL INS \STRAPDOWN".
EN ESTE CASO LOS SENSORES INERCIALES
MIDEN LAS MAGNITUDES EN EJES CUERPO.
ESTE TIPO DE SISTEMA INS SE DENOMINA
“ANALÍTICO" O DE PLATAFORMA ANALÍTICA,
PORQUE REALMENTE NO EXISTE UNA
PLATAFORMA Y TODO SE REALIZA MEDIANTE
CALCULO NUMÉRICO.
REQUIERE EL USO DE ORDENADORES DE GRAN
CAPACIDAD DE CÓMPUTO Y DE SENSORES
PRECISOS (POR LAS VIBRACIONES). ESO SOLO
FUE POSIBLE A PARTIR DE LOS 70.
HOY EN DÍA ES EL ÚNICO QUE SE USA EN LA
PRÁCTICA.
ADEMÁS, GRACIAS A LA NAVEGACIÓN
INTEGRADA (COMPLEMENTAR EL INS CON OTROS SISTEMAS COMO EL GPS) SE PUEDEN EMPLEAR
SENSORES DE BAJA CALIDAD, CON LO QUE EL COSTE SE HA ABARATADO ENORMEMENTE.
UNA IMU CONSTA DE GIRÓSCOPOS Y ACELERÓMETROS. ESTOS DISPOSITIVOS HAN SIDO
ESTUDIADOS EN OTRAS ASIGNATURAS.
LAS PRINCIPALES CARACTERÍSTICAS DE ESTOS DISPOSITIVOS SON:
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 26
ANCHO DE BANDA: DETERMINA LA FRECUENCIA MÁXIMA DE ACELERACIÓN O GIRO QUE SON
CAPACES DE DETECTAR. SE ASIMILA A LA \VELOCIDAD" MÁXIMA CON LA QUE SE TOMAN MEDIDAS.
RANGO DE MEDICIÓN.
SUPERVIVENCIA A CHOQUES.
RUIDO (EN UNIDADES DE MEDIDA POR HZ).
MIDE. SE PUEDE USAR PARA CALCULAR COMO SE DEGRADA LA MEDIDA ACUMULADA.
INESTABILIDAD DEL SESGO (EN UNIDADES DE MEDIDA).
MIDE EL RUIDO ALEATORIO QUE ENTRA EN B.
INESTABILIDAD DEL FACTOR DE ESCALA (EN PORCENTAJE).
CONTROLES EN LA CABINA DE MANDO Y SU OPERACIÓN.
SISTEMA DE VUELO AUTOMÁTICO
1. Descripción del sistema
Los computadores del AFS (Auto Flight System) comprenden:
Dos FMGECs (Flight Management Guidance and Envelope Computer), y unidades
de gestión:
Un FCU (Flight Control Unit),
Tres MCDUs (Multipurpose Control & Display Unit).
Las cuatro funciones del FMGEC son:
A. El guiado de vuelo,
o AP (Auto Pilot),
o FD (Flight Director),
o A/THR (Auto Throttle).
B. Envolventes de vuelo:
o cálculo de las envolventes de vuelo,
o detección del viento en cizalladura.
C. Gestión de vuelo:
o navegación,
o rendimiento,
o procesamiento de las pantallas,
D. Detección y aislamiento de fallos.
Las tres MCDUs asociadas a los FMGECs permiten la introducción y modificación
del plan de vuelo y la selección y modificación de los parámetros asociados con las
funciones de gestión de vuelo.
La FCU es usada para activar los sistemas AP/FD y A/THR, para la selección de los
parámetros de vuelo (altitud, velocidad/nº de Mach, velocidad vertical/ángulo de la
trayectoria de vuelo, rumbo/trayectoria) y para la selección de los modos de
AP/FD.
Los FMGES (Flight Management Guidance and Envelope System) incluyen los
computadores, unidades de control y periféricos asociados.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 27
El sistema envía comandos de deflexión de las superficies para las funciones del AP
a los FCPC (Flight Control Prymary Computers) 1; 2 y 3, y los valores de empuje
para las funciones del A/THR a la ECU1 (Engine Control Unit)/ EEC1 (Electronic
Engine Control) (para el ajuste de empuje en el motor 1) a través de la EIVMU1
(Engine Interface Vibration Monitoring Unit).
Fig.:01 Componentes del AFS en la cabina
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 28
2. Operación, control e indicación.
El FMGES es apto para cuatro secciones funcionalmente independientes:
la sección de guiado de vuelo (FG Flight Guiadance),
la sección de envolvente de vuelo (FE Flight Envelope),
la sección de gestión de vuelo (FM Flight Management),
y la sección del sistema de detección y aislamiento de fallos (FIDS Fault Isolation
and Detection System).
A. Función del guiado de vuelo
(1) General
El FG lleva a cabo las siguientes funciones:
piloto automático (AP),
flight director (FD),
empuje automático (A/THR)
El FMGES es un sistema de tipo dual para las funciones del AP y el A/THR. El uso
operacional del AFS está basado en los siguientes principios:
las órdenes del piloto a corto plazo se introducen a través de la FCU,
las órdenes del piloto a largo plazo de introducen a través de la MCDU.
Este principio nos lleva a dos operaciones distintas: controles seleccionados y
controles gestionados.
Control seleccionado: En el control seleccionado, el piloto selecta los parámetros
de referencia (por ejemplo: altitud) en la FCU. Esta selección permite la adquirir y
mantener el parámetro correspondiente.
Control gestionado: La aeronave es controlada usando parámetros de referencia
gestionados por el FM (Flight Management) en el FMGEC. Esto está dentro de la
cuenta de los datos seleccionados por el piloto en la MDCU.
Fig.:02 Función del guiado de vuelo
(2) Operación automática
En modo automático, la aeronave puede
ser controlada por controles
seleccionados (referencias de vuelo
seleccionados en el FCU) o por controles
gestionados (referencias en la sección de
FM).
En modo de crucero sólo un AP puede ser
enganchado. Ambos APs pueden ser
enganchados (a través de los botones
AP1 y AP2 en la FCU) tan pronto como el
modo de aproximación LS (Landing
System), es seleccionado. El AP1 tiene
prioridad, estando el AP2 en espera. Los FCPCs usan los comandos del AP1
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 29
primero, y cambian al comando AP2 en caso de que el AP1 se desconecte. Un solo
botón de A/THR en la FCU habilita la función de empuje automático. Ambos
sistemas están siempre enganchados al mismo tiempo, pero solo uno de ellos está
activo dependiendo del AP y del FD.
Fig.:03 Control manual y automático
(3) Piloto automático y flight
director
- Integración del control de
vuelo/AP: No hay un actuador
específico para el AP. Para los
controles de cabeceo, alabeo y
guiñada, hablando del avance de los
sistemas de control de vuelo
eléctricos, las demandas del AP son
enviadas a las superficies vía los
FCPC’s. La limitación de la deflexión
de las superficies es enviada vía bus
ARINC 429. Para el roll-out
automático, el FMGEC computa la
demanda de la rueda de morro.
- Modos de AP/FD: El FMGECs
provee parámetros de guiado para
los modos laterales y longitudinales
del AP/FD. De acuerdo con la
selección del modo que este
seleccionado en la FCU, el AP/FD
estará en modo gestionado o en
modo seleccionado. El control
seleccionado es iniciado con la
acción de tirar en el botón de la FCU,
el parámetro es seleccionado por el
piloto a través del correspondiente
botón.
El control gestionado es iniciado apretando el botón de la FCU. En el control
gestionado, la selección del parámetro es provista por la sección de la FM. Algunos
modos tienen dos controles de estado diferentes:
fase armada,
fase embragada.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 30
El modo de operación del AP esta en control seleccionado cuando las referencias
son seleccionadas en la FCU. El AP esta en modo gestionado cuando el sistema de
gestión de vuelo define estas referencias.
Durante la fase armada no se llevan a cabo controles activos. Si un modo esta
armado, es automáticamente enganchado cuando se reúnen las condiciones.
Cuando un modo longitudinal es enganchado, este está asociado con un modo de
A/THR, si el A/THR esta enganchado. Sin embargo, el AP puede ser enganchado
en un modo longitudinal sin que el A/THR este enganchado.
(4) Empuje automático (A/THR)
- Integración del control del motor con el empuje automático:
Los motores están asociados con un FADEC (Full Authority Digital Engine Control).
El control de empuje es eléctrico. El FADEC está implementado con un canal dual
para fallos operacionales. La función del A/THR esta computada en el FMGEC y es
enviada a los FADECs a través de la FCU y las EIVMUs.
- Selección del modo de límite de empuje: El cálculo del límite de empuje lo realiza
el FADEC de acuerdo con la posición del acelerador. Las palancas de control de
empuje pueden ser movidas en un sector que incluye específicas posiciones
correspondientes a:
IDLE: ralentí,
CL: empuje de ascenso,
MCT/FLX TO: empuje máximo continuo o despegue flexible,
TO/GA: despegue máximo / go around.
- Protección Alpha Floor: La función de A/THR protege al avión en caso de un
excesivo ángulo de ataque, seleccionando el empuje al límite de GA.
(5) Anunciador de modos de vuelo (FMA)
El FMA en la sección superior del PFD (Primary Flight Display), proporciona al
piloto los datos de estado que se refieren a:
El estado de los modos de A/THR, y los sistemas de AP/FD,
las capacidades de aterrizaje.
Esta sección del PFD comprende cinco columnas de tres líneas cada una donde se
muestran varias operaciones del FMGEC. El FMA usa diferentes colores de
visualización de los anunciadores y los mensajes. Los colores son:
verde para los modos activos,
cian para los modos armados,
magenta para los modos armados o enganchados pero con una restricción,
blanco para el estado de AP, FD y A/THR,
ámbar para las indicaciones las cuales requieren especial atención.
Algunas de estas visualizaciones del anunciador están rodeadas por un cuadrado
blanco cuando aparecen.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 31
Fig.:04 Anunciador de modos de vuelo en
el PFD
B. Función de las envolventes de
vuelo
La función de las FE lleva a cabo:
cálculo de la velocidad,
consolidación de las fases del vuelo,
configuración del avión, peso y centro de
gravedad y detección de alpha floor
desde las FCPCs
detección de viento en cizalladura y centro de gravedad.
La condición de habilitado de la función alpha floor es llevada a cabo por el FCPC y
enviada a la función del FG. La indicación de la activación de alpha floor es
mostrada en el PFD.
(1) Calculo de las envolventes de vuelo
La función de las FE se calcula para el AFS y los instrumentos de vuelo (Capitán y
F/O PFDs).
- Velocidad mínima VLS (Lower Selectable Speed). Esta es la mínima velocidad
seleccionable para la actual configuración de flap y slat (conforme a lo dispuesto
por el SFCC (Slat Flap Control Computer)).
Velocidades de maniobra (VMAN: V3, V4) Las velocidades de maniobra
corresponden a las velocidades a las cuales los flaps y los slats pueden ser
extendidos o retraídos. Se calculan para mostrar en la escala de velocidad del PFD.
Estas velocidades deben tener en cuenta la posibilidad de interferencia entre flaps
y slats. El cálculo también proporciona la máxima velocidad de extensión de flap
(VFEN) correspondiente a la siguiente configuración.
Velocidad Green dot. Es el cambio de velocidad que aparece debajo en la escala de
velocidad en el PFD.
Tendencia: El vector de tendencia de velocidad se muestra en la escala de
velocidad en el PFD. Corresponde al incremento de velocidad a 10 segundos con la
aceleración actual.
Velocidad máxima (VMAX): La función de las FE calcula esta información teniendo
en cuenta la aeronave, y la configuración VMO/MMO (Maximum Operating Limit
Speed) provista por los ADIRS (Air Data/Inertial Reference System). El cálculo de
la VFE/VLE (Maximum Flap Extended Speed/Maximum Landing Gear Extended
Speed) se hace en función de la configuración de la aeronave. La
velocidad máxima es mostrada en el PFD y es usada por el AFS con el fin de evitar
un exceso de velocidad.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 32
Fig.:05 Envolventes de vuelo en el PFD
(2) Consolidación de los datos para el AFS
La función de las FE monitoriza y consolida los siguientes datos para el AFS:
fases de vuelo,
posición del tren de aterrizaje,
configuración de flap y slat
interferencia de flap y slat,
fallo de motor,
peso y centro de gravedad.
(3) Detección de alpha floor
La función de las FE consolida la detección de alpha floor calculada por los FCPCs
para el AFS. La señal se activa si el ángulo de ataque excede un umbral
en función de la posición de flap y slat. Esta función tiene una autoridad total
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 33
sobre el empuje automático a través del FG. La detección está disponible desde el
despegue hasta una altitud de 100 pies antes de aterrizar.
(4) Detección del viento en cizalladura
La función de las FE computa una señal de alerta de cizalladura para el EIS
(Electronic Instrument System) y la reproducción del aviso acústico. Este cálculo
de la señal está basado en un algoritmo teniendo en cuenta cortes longitudinales,
pasos verticales, la media del viento y la posición de flap y slat. La advertencia
tiene en cuenta la intensidad de la cizalladura y un mínimo seguro de energía en la
aeronave. No tiene autoridad en el automático. La detección por viento en
cizalladura está disponible entre 50 pies AGL (Above Ground Level) y 1.300 pies
AGL.
(5) Detección del centro de gravedad
Los dos FCMCs (Fuel Control and Monitoring Computer) controlan el centro de
gravedad transfiriendo combustible al tanque del estabilizador horizontal para
mejorar el rendimiento de la aeronave. La función de las FE monitoriza el no
rebase de los límites del CG (Center of Gravity) por un cálculo totalmente
independiente al FCMC. La función de las FE establece:
- Los FCFMs con una señal de precaución del CG.
Tras la recepción de esta señal, los FCMCs detienen la transferencia de
combustible y cambian los topes del CG un 2%. Los nuevos valores se mantienen
durante todo el vuelo y hasta dos cambios de un 2% se pueden hacer (lo cual
significa que se puede hacer un cambio de hasta un 6%). La tercera vez que se
hace el cambio, una nota se muestra en el ECAM (Electronic Centralized Aircraft
Monitoring); alertando a la tripulación de la gran discrepancia entre los cálculos del
FCMC y de las FE del CG y que el CG calculado por las FE puede ser mayor que el
límite de precaución del CG
- Los FWCs con una señal de advertencia de CG retrasado que desencadena una
alerta roja en el ECAM, para alertar a la tripulación que el cálculo del CG por las FE
puede ser mayor que un límite seguro del CG retrasado.
C. Función de la gestión de vuelo
La función de guiado de vuelo de cada FMGEC asociada con la FCU y dos MCDUs,
lleva a cabo:
Definición del plan de vuelo (lateral y vertical),
navegación lateral,
o inicialización de los ADIRS,
o calculo de la posición lateral,
o seguimiento del plan de vuelo,
o selección de Nav-AIDs (manual o automática).
Datos de rendimiento,
o cálculo de la velocidad optima,
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 34
o cálculo de predicciones (durante el plan de vuelo, de acuerdo con las
variaciones constantes),
o seguimiento del perfil de vuelo,
o calculo del rendimiento de actuaciones complementarias.
Gestión de las pantallas,
o en la MCDU,
o en el ND,
o en el PFD
Comunicación/vigilancia – enlace de datos,
o comunicación con operaciones de la compañía,
o Funciones FANS (Future Air Navigation System) (ADS (Automatic Dependent
Surveillance), CPDLC (Controller-Pilot Datalink Communications)).
(1) Definición del plan de vuelo
Desde la base de datos de navegación almacenada en la memoria masiva, la
FMGEC permite (via MCDU) definir en el plan de vuelo:
a través de la designación del número de ruta de la compañía,
a través de la designación de los aeropuertos de origen y destino.
Además, la ruta de la compañía puede contener otra información:
la ruta de llegada (STAR) y los procedimientos de salida (SID),
el nivel de crucero,
el índice de coste (proporción entre el coste del tiempo y el coste de
combustible).
Entonces, el sistema puede optimizar el perfil vertical del plan de vuelo. El sistema
define un plan de vuelo con un aeropuerto alternativo asociado.
La inicialización puede ser con una ruta de la compañía:
cuando se inserta el origen/destino,
cuando el piloto introduce los procedimientos, nivel de crucero y los datos del CI,
manualmente por el piloto.
La base de datos de navegación, puede ser actualizada cada 28 días con un
cargador de datos, como lo define el ARINC 615. La base de datos
de navegación incluye:
aeropuertos y procedimientos,
rutas de compañía,
aerovías,
ayudas a la navegación,
puntos en ruta,
patrones de espera,
Cuadricula MORA (Minimum OFF Route Altitude).
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 35
En adicción, el piloto puede introducir 20 puntos en ruta, 20 ayudas a
la navegación, 10 pistas y 5 rutas de compañía manualmente. Este elemento de
datos específicos se borra automáticamente:
al final de cada vuelo,
cuando un nuevo banco de datos es seleccionado, dependiendo de la elección de
la aerolínea (mediante pin programming).
Los elementos de los datos específicos pueden también ser borrados
manualmente. La definición del plan de vuelo determina por adelantado el tipo
de aproximación que se va a realizar en el aeropuerto de destino (ILS
(Instrumental Landing System), R.NAV, VOR Approach, ILS Back
Beam). También es posible definir un segundo plan de vuelo denominado
“secundario”, el cual no está activo.
(2) Descripción de la MCDU
La MCDU principalmente consiste en:
un CRT (Catodic Ray Tube) a color,
seis pares de teclas de selección de línea,
un teclado alfanumérico con teclas de función
La MCDU permite, si es necesario, llevar a cabo lo siguiente:
cambiar la altitud de crucero y el CI (Cost Index),
modificar los procedimientos de salida y llegada (STAR (Standard Terminal
Arrival Route) y SID (Standard Instrumental Departure)),
cambiar el plan de vuelo lateral (nueva ruta, introducción de esperas etc.)
cambiar el plan de vuelo vertical (inserción/borrado de limitaciones, ascenso
escalonado, etc.)
intercambio de información entre tierra (AOC (Airline Operational Control), ATC
(Air Traffic Control)) y la aeronave (por ejemplo: inicialización del plan de vuelo,
datos de rendimiento, autorización de la ruta,…).
(3) Navegación lateral
Inicialización de las referencias inerciales en tierra
Las tres IRs (Inertial Reference) son alineadas directamente desde la FM en
respuesta a lo que la MCDU pida desde:
una posición dada, en la base de datos de navegación,
una posición definida por el piloto.
Cálculo de la posición de la aeronave
La posición de la aeronave es calculada desde los datos suministrados por los tres
ADIRUs y las ayudas a la navegación (VOR (Very High Frequency Omnibearing
Range), DME (Distance Measuring Equipment), ILS). Estos elementos
de información permiten determinar la posición y velocidad de la aeronave y
obtienen un vector estimado del viento actual. La posición de la aeronave puede
ser actualizada en el umbral de la pista o en una posición desplazada en la pista y
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 36
durante la aproximación con la información del localizador. Dos clases
de navegación son definidas en orden de reflejar la precisión de
la posición calculada por la aeronave (High o Low).
Seguimiento del plan de vuelo
La FMGEC provee un guiado lateral asociado al plan de vuelo por medio del
piloto automático, el FD y la función de gestión lateral (selector HDG/TRK en la
FCU).
Fig.:06 Multipurpose Control & Display Unit
(4) Datos de rendimiento
Calculo de la velocidad óptima
El sistema de gestión de vuelo permite minimizar el coste a través de la
optimización de la velocidad. Este cálculo depende de:
el plan de vuelo,
el peso de la aeronave introducido por el piloto,
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 37
la aerodinámica y el modelo de los motores almacenado en la base de datos.
La velocidad y dirección del viento, la temperatura son también tenidas en cuenta
en el cálculo. El piloto puede modificar estos modelos. La función de FM calcula la
velocidad óptima para cada fase de vuelo:
velocidad optima de máximo ascenso (máximo ángulo) en la fase de ascenso
seleccionado manualmente en la FCU,
velocidad óptima para un máximo descenso en la fase de
descenso seleccionado manualmente en la FCU,
velocidad optima de máxima autonomía,
velocidad optima con un motor menos (para las fases de ascenso, crucero y
descenso),
velocidad óptima para el crucero.
- Calculo de las predicciones a lo largo del plan de vuelo
El perfil vertical es secuenciado en fases de vuelo:
despegue,
ascenso,
crucero,
descenso,
aproximación,
frustrada.
Las funciones de la FM calcula el rendimiento de los puntos de ruta listados
debajo:
T/C (Top of Climb),
T/D (Top of Descent), permitiendo conocer todas las restricciones,
ascenso escalonado optimo (S/C Step Climb),
descenso optimo escalonado (S/D Step Descent),
altitud autorizada y nivel del punto de captura,
punto de interceptación de una altitud definida en la MCDU,
punto de interceptación del perfil,
límites de velocidad,
punto de deceleración.
Las funciones de la FM tiene en consideración el cálculo de la velocidad, tiempo,
altitud, y combustible cuando se sobrevuela cada punto en ruta. Los diferentes
tipos de restricción son:
tiempo de restricción a un punto determinado,
constantes de velocidad y/o altitud restringida en varios puntos en ruta.
- Seguimiento del perfil vertical
El uso del AP y del FD habilita el seguimiento del perfil vertical en condición de que
la velocidad vertical no sea impuesta por el piloto a través de la FCU. El
seguimiento de la velocidad óptima es hecho por el AP/FD o por el sistema de
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 38
control de empuje. Esto ocurre en condición de que el piloto no ha impuesto la
velocidad. El seguimiento del perfil vertical y de la velocidad óptima puede ser
simultáneo o independiente. Durante la aproximación final, si se ha seleccionado
una aproximación de no precisión, el perfil vertical puede ser seguido a la altitud
de descenso mínima (MDA).
- Cálculos de rendimiento adicionales
La función del FM habilita el cálculo por lo menos de:
el cálculo de la planificación de combustible (el conjunto del plan de
combustible, teniendo en cuenta la política de combustible de la aerolínea),
planificación de la altitud,
altitud máxima y optima,
desviación vertical,
definición de la aproximación,
calculo especifico en el caso de fallo de motor,
predicciones del plan de vuelo secundario,
pasos (manual y optimizado),
predicción de los cinco aeropuertos más cercanos,
punto equidistante.
(5) Gestión de las pantallas
El sistema de gestión de vuelo muestra la navegación, rendimiento
e información de guiado a través de:
la MCDU,
el ND (Navigation Display),
el PFD (Primary Flight Display),
Para la definición y seguimiento del plan de vuelo.
Fig.:07 Visualización de la información de la gestión de vuelo
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 39
- Visualización en las MCDUs
El sistema de gestión de vuelo ofrece información relativa de por lo menos:
el plan de vuelo (puntos en ruta, procedimiento de altitud, velocidad, tiempo,
viento, predicciones de combustible),
restricciones del plan de vuelo,
ayudas a la navegación,
precisión de la navegación y modos de rendimiento,
datos de rendimiento relativos a las fases de vuelo,
cálculos de rendimiento suplementarios.
- Visualización del ND
El sistema de gestión de vuelo provee la siguiente información:
posición de la aeronave (identificada por un símbolo),
planes de vuelo,
desviación lateral del plan de vuelo primario,
puntos en ruta falsos,
parámetros varios mostrados en la FCU como:
o constantes del plan de vuelo (velocidad, tiempo, altitud),
o VOR/DME,
o aeropuertos,
o otros puntos en ruta del plan de vuelo
o NDB
mensajes (NAV ACCUR DOWNGRAD, NAV ACCUR UPGRAD, SPECIFIC VOR-D
UNAVAIL).
- Visualización en el PFD
El sistema de gestión de vuelo genera los siguientes varios ítems de información:
mensajes (SET GREEN DOT SPEED, SET MANAGED SPEED, CHECK
APPRSELECTION, SET HOLD SPEED, DECELERATE, MORE DRAG),
objetivo,
desviación de la altitud con respecto al origen.
El perfil es también mostrado durante el descenso. Esto ocurre mientras el AP y/o
el FD están en el modo de seguimiento del perfil de descenso.
NAVEGACIÓN DE ÁREA VOR/DME (RNAV) RADIOFARO
OMNIDIRECCIONAL
VHF
Estación de tierra D-VOR
(Doppler VOR), con DME.
Receptor del VOR a
bordo, llamado CDI
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 40
(Course Deviation Indicator), en este caso estamos alejándonos (FR = FROM-
triángulo amarillo-) a lo largo del radial 255º.
VOR ES UN ACRÓNIMO PARA LA FRASE EN INGLÉS VHF OMNIDIRECTIONAL RADIO RANGE, QUE
EN CASTELLANO SIGNIFICA RADIOFARO OMNIDIRECCIONAL DE MUY ALTA FRECUENCIA.
SE TRATA DE UNA RADIOAYUDA A LA NAVEGACIÓN QUE UTILIZAN LAS AERONAVES PARA SEGUIR EN
VUELO UNA RUTA PREESTABLECIDA. GENERALMENTE SE ENCUENTRA UNA ESTACIÓN TERRESTRE
VOR EN CADA AEROPUERTO, ADEMÁS DE OTRAS EN RUTA, QUE CONSTITUYEN LOS DENOMINADOS
"FIJOS" , LOS PUNTOS SOBRE LOS QUE HA DE PASAR LA RUTA SEGUIDA POR EL PILOTO. LA ANTENA
VOR DE LA ESTACIÓN EMITE UNA SEÑAL DE RADIOFRECUENCIA VHF EN TODAS DIRECCIONES, QUE
ES RECIBIDA POR EL EQUIPO VOR DE CUALQUIER AERONAVE QUE SE ENCUENTRE DENTRO DEL
RANGO DE ALCANCE (MÁX. UNOS 320 KM A HASTA 37 500 PIES DE ALTURA -11 430 M- SOBRE LA
ESTACIÓN) Y TENGA SINTONIZADA LA FRECUENCIA DE DICHA ESTACIÓN (QUE PUEDE VARIAR DE
108.00 A 117.95 MHZ MODULADA EN AM).
Principio de funcionamiento
LA RADIOFRECUENCIA EMITIDA POR UN VOR CONTIENE O ESTÁ MODULADA POR TRES SEÑALES.
UNA ES LA IDENTIFICACIÓN DE LA ESTACIÓN EN CÓDIGO MORSE, QUE PERMITE AL PILOTO
IDENTIFICAR LA ESTACIÓN. LAS OTRAS DOS SON ONDAS SENOIDALES DE 30 HZ CUYAS FASES
VARÍAN ENTRE SI. SE LES LLAMA SEÑAL DE REFERENCIA Y SEÑAL VARIABLE RESPECTIVAMENTE. LA
REFERENCIA MANTIENE SIEMPRE SU FASE CONSTANTE, MIENTRAS QUE LA VARIABLE CAMBIA SU
FASE SEGÚN LA DIRECCIÓN EN LA QUE SEA EMITIDA. DICHA DIRECCIÓN SE MIDE COMO UN AZIMUT,
ES DECIR, SE DIVIDE EN 360 GRADOS ALREDEDOR DE LA ANTENA VOR CONTANDO EN SENTIDO
HORARIO A PARTIR DEL NORTE MAGNÉTICO TERRESTRE, PUNTO EN EL CUAL LA SEÑAL DE
REFERENCIA Y LA VARIABLE TIENEN FASE IDÉNTICA. DE ESTA MANERA SE PUEDE VISUALIZAR UNA
ANTENA VOR COMO EL PUNTO DESDE EL CUAL PARTEN 360 LÍNEAS DE DIRECCIÓN, A LAS QUE SE
LES LLAMA RADIALES.
EL EQUIPO VOR EN LA AERONAVE (OMNI BEARING SELECTOR) RECIBE LA SEÑAL VOR Y
DEMODULA SUS TRES SEÑALES. COMPARA LA SEÑAL DE REFERENCIA CON LA VARIABLE Y
DETERMINA LA DIFERENCIA DE FASE ENTRE LAS DOS. DE ESTA MANERA PUEDE CONOCERSE EN QUÉ
RADIAL DEL VOR SINTONIZADO SE ENCUENTRA LA AERONAVE
CON RESPECTO AL NORTE MAGNÉTICO TERRESTRE.
Otra manera de verlo es que el radial obtenido por el
equipo VOR de la aeronave, es el ángulo de
desplazamiento entre el norte magnético y la
aeronave, medido desde la antena de la estación
terrestre VOR.
ANALOGÍA CON UN FARO:
SUPONGAMOS UN FARO PARA LA NAVEGACIÓN MARÍTIMA, EL CUAL EMITE UN HAZ DE LUZ
GIRATORIO A UNA VELOCIDAD ANGULAR CONSTANTE "Ω" [RAD/S] CONOCIDA. ADEMÁS, CADA VEZ
QUE DICHO HAZ PASA POR UNA DIRECCIÓN DE REFERENCIA, POR EJEMPLO EL NORTE MAGNÉTICO,
EL FARO EMITE UN DESTELLO EN TODAS LAS DIRECCIONES DE FORMA QUE TANTO EL HAZ COMO EL
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 41
DESTELLO SON IDENTIFICABLES POR SEPARADO. UN BARCO QUE DESEA CONOCER SU DIRECCIÓN
RELATIVA RESPECTO AL FARO, NO TIENE MÁS QUE MEDIR EL TIEMPO "T" QUE TRANSCURRE ENTRE
EL DESTELLO Y EL PASO DEL HAZ POR SU POSICIÓN. ASÍ PUES, EL ÁNGULO (EN RADIANES) QUE
FORMA LA RECTA QUE UNE BARCO Y FARO CON LA DIRECCIÓN DE REFERENCIA (ESTO ES, EL
"RADIAL" EN EL QUE SE ENCUENTRA EL BARCO) ES: Α = Ω·T
LOS VOR SE CLASIFICAN EN TRES TIPOS DE ACUERDO CON SU ALCANCE:
TERMINAL (T): DESDE 1,000 PIES AGL HASTA E INCLUYENDO 12,000 AGL PIES CON UN RADIO
DE 25 MILLAS NÁUTICAS.
BAJA ALTITUD (L): DESDE 1,000 PIES AGL HASTA E INCLUYENDO 18,000 AGL PIES CON UN
RADIO DE 40 MILLAS NÁUTICAS.
ALTA ALTITUD (H): DESDE 1,000 PIES AGL HASTA E INCLUYENDO 14,500 AGL CON UN RADIO
DE 40 MILLAS NÁUTICAS, DESDE 14,500 AGL HASTA E INCLUYENDO 60,000 AGL CON UN RADIO
DE 100 MILLAS NÁUTICAS. DESDE 18,000 AGL HASTA 45,000
AGL TIENE UN ALCANCE DE 130 MILLAS NÁUTICAS.
Uso práctico
EL VOR SE UTILIZA EN LA AERONÁUTICA PARA NAVEGAR SEGÚN EL VUELO IFR, SIEMPRE HA
PERMANECIENDO EN COMUNICACIÓN POR RADIO CON UN CONTROLADOR DE TRÁFICO AÉREO
(CTA). LOS VOR SUELEN IR ACOMPAÑADOS DE OTRA RADIOAYUDA LLAMADA DME (DISTANCE
MEASUREMENT EQUIPMENT), QUE AYUDA AL PILOTO A CONOCER LA DISTANCIA QUE HAY ENTRE LA
AERONAVE Y LA ESTACIÓN VOR-DME. LOS DME, AUNQUE MAYORMENTE ESTÁN INSTALADOS EN
LA MISMA CASETA QUE EL VOR Y COMPARTEN UNA MISMA INSTALACIÓN DE ANTENA (LA DEL DME
PUESTA DIRECTAMENTE ENCIMA DE LA DEL VOR), SON EQUIPOS COMPLETAMENTE
INDEPENDIENTES DEL SISTEMA VOR (A EXCEPCIÓN DE LA SEÑAL DE IDENTIFICACIÓN, QUE SE
INTERCALA EN LA DEL VOR). AL SINTONIZAR EL PILOTO LA FRECUENCIA DE ALGÚN VOR EN
PARTICULAR, AUTOMÁTICAMENTE TAMBIÉN SE SINTONIZARÁ LA FRECUENCIA DE SU DME
ASOCIADO, Y AMBOS COMPARTIRÁN LA MISMA IDENTIFICACIÓN EN CÓDIGO MORSE.
UN EJEMPLO DE FRECUENCIA Y ESTACIÓN VOR-DME SERÍA: RES (114.2 MHZ) (Y SU
TRANSMISIÓN EN MORSE: .-. . ...).
Precisión
LA PRECISIÓN PREDECIBLE DE UN VOR ES ± 1,4°. SIN EMBARGO, DATOS DE PRUEBA INDICAN
QUE EL 99,94% DEL TIEMPO CON UN SISTEMA VOR TIENE MENOS QUE ± 0,35° DE ERROR. LOS
SISTEMAS VOR SON INTERNAMENTE MONITORIZADOS Y COMUNICAN CUALQUIER ERROR DE LA
ESTACIÓN QUE EXCEDA 1,0°.
LA NORMA ARINC 711-10 DEL 30 DE ENERO DE 2002 ESTABLECE QUE LA PRECISIÓN DEL
RECEPTOR DEBERÍA ESTAR DENTRO DE 0,4º CON UNA PROBABILIDAD ESTADÍSTICA DEL 95% BAJO
VARIAS CONDICIONES. CUALQUIER RECEPTOR CUMPLE CON ESTE ESTÁNDAR BIEN O SUELE
EXCEDERLA.
Futuro
COMO OCURRE CON OTRAS FORMAS DE RADIONAVEGACIÓN AÉREA UTILIZADAS ACTUALMENTE, ES
POSIBLE QUE EL VOR SEA REEMPLAZADO POR SISTEMAS SATELITALES COMO EL GPS (GLOBAL
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 42
POSITIONING SYSTEM). EL GPS ES CAPAZ DE LOCALIZAR LA POSICIÓN HORIZONTAL DE UNA
AERONAVE CON UN ERROR DE SÓLO 20 M. SI SE UTILIZA EL GPS COMBINADO CON EL WAAS
(WIDE AREA AUGMENTATION SYSTEM), EL ERROR SE REDUCE A UN CUBO DE 4 M DE LADO. ESTA
PRECISIÓN INSTRUMENTAL SE APROXIMA (CON POSICIONAMIENTO LATERAL Y VERTICAL) A LA
CATEGORÍA I DE LOS SISTEMAS ILS ACTUALES (INSTRUMENT LANDING SYSTEM). REFINAMIENTOS
POSTERIORES INCLUYEN EL LAAS (LOCAL AREA AUGMENTATION SYSTEM), QUE PROBABLEMENTE
PERMITA APROXIMACIONES EQUIVALENTES A LA CATEGORÍA III DEL ILS, PARA PRÁCTICAMENTE
ATERRIZAR CON CERO VISIBILIDAD. EL LAAS ESTÁ PLANEADO PARA UTILIZAR UNA BANDA DE
FRECUENCIA VHF PARA SUS MENSAJES DE CORRECCIÓN DEL GPS, LO CUAL REQUERIRÁ QUE OTRAS
ESTACIONES TERRESTRES DE RADIO LOCALES (RADIONAVEGACIÓN O FRECUENCIAS DE
COMUNICACIÓN POR VOZ) UTILICEN FRECUENCIAS DIFERENTES PARA EVITAR INTERFERENCIAS.
EQUIPO MEDIDOR DE DISTANCIA
EL EQUIPO TELEMÉTRICO (DME, DEL INGLÉS: DISTANCE MEASURING EQUIPMENT) ES UN
SISTEMA ELECTRÓNICO QUE PERMITE ESTABLECER LA DISTANCIA ENTRE ÉSTE Y UNA ESTACIÓN
EMISORA, REEMPLAZANDO A LAS RADIOBALIZAS EN MUCHAS INSTALACIONES. GENERALMENTE
LIGADO A LA AERONÁUTICA, EL DME ES UNO DE LOS SISTEMAS DE AYUDA A LA NAVEGACIÓN
HABITUALMENTE PRESENTES EN CUALQUIER AERONAVE.
PROPORCIONA UNA MEDICIÓN DE LA DISTANCIA (SEGÚN LA VELOCIDAD) AL SUELO (GROUNDSPEED
O GS). LA FRECUENCIA ESTÁ COMPRENDIDA ENTRE 962 Y 1.213 MHZ (BANDA UHF) DE 200
CANALES, QUE PUEDE TRABAJAR CON UNA ÚNICA FRECUENCIA PARA EL DME O ESTAR ASOCIADO A
OTRA RADIOAYUDA COMO UN VOR, ILS O MLS. EN EQUIPOS ANTIGUOS LA FRECUENCIA SE
SELECCIONA SINTONIZÁNDOLO EN EL EQUIPO COMO UNA RADIO TÍPICA, PERO EN EQUIPOS
ACTUALES SE SELECCIONA AUTOMÁTICAMENTE AL SINTONIZAR LA RADIOAYUDA A LA QUE ESTÁ
ASOCIADO.
YA QUE UN AVIÓN DISPONE DE DOS FRECUENCIAS DE NAVEGACIÓN UTILIZABLES AL MISMO TIEMPO,
EL SELECTOR DEL DME PERMITE INDICAR QUÉ EQUIPO DE NAVEGACIÓN QUEREMOS QUE NOS
INDIQUE LA DISTANCIA. ALGUNOS TAMBIÉN DISPONEN DE LA OPCIÓN HOLD, EN LA QUE AL PASAR
DE UNA LECTURA DME DE UN EQUIPO A ESA POSICIÓN GUARDA EN LA MEMORIA LA FRECUENCIA
QUE ESTABA USANDO, TENIENDO ASÍ LA POSIBILIDAD DE CAMBIAR DE VOR, ILS O MLS EN UN
HSI, RMI O RBI SIN PERDER LA MEDICIÓN DE LA DISTANCIA ANTERIOR. ESTA OPCIÓN ES MUY
ÚTIL EN VUELOS IFR EN LOS QUE LA SALIDA ESTÁNDAR INSTRUMENTAL DEL AEROPUERTO (SID)
REQUIERE CAMBIOS DE RADIOAYUDA FRECUENTE PERO SE BASA EN UNA ÚNICA MEDICIÓN DE DME.
Principio de funcionamiento
EL AVIÓN INTERROGA CON UNA SECUENCIA DE PARES DE PULSOS SEPARADOS 12 MS. EL EQUIPO
DE TIERRA QUE RECIBE ESTA SEÑAL LA RETRASMITE DE NUEVO CON UN RETARDO DE 50 ΜS. EL
EQUIPO DEL AVIÓN CALCULA EL TIEMPO TRASCURRIDO DESDE QUE PREGUNTÓ, LE DESCUENTA 50
ΜS Y LO DIVIDE POR DOS. ESTE TIEMPO SE MULTIPLICA POR LA VELOCIDAD DE LA LUZ (300
M/ΜS), DANDO LA DISTANCIA AL EQUIPO DE TIERRA.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 43
Mediciones erróneas
HAY QUE TENER SIEMPRE EN CUENTA QUE LA DISTANCIA MEDIDA POR EL DME ES LA DISTANCIA
REAL EN LÍNEA RECTA ENTRE EL AVIÓN Y LA ESTACIÓN, QUE VARIARÁ DEPENDIENDO DE LA ALTITUD
A LA QUE NOS ENCONTREMOS. PARA HACERNOS UNA IDEA, AUNQUE NOS ENCONTREMOS
SOBREVOLANDO EN DME, NO INDICARÁ CERO SINO QUE NOS DARÁ UNA LECTURA EN MILLAS
NÁUTICAS DE LA ALTITUD A LA QUE NOS ENCONTRAMOS. PARA OBTENER LA DISTANCIA REAL
SOBRE EL SUELO, QUE ES LA QUE NOS INTERESARÁ A LA HORA DE PLANIFICAR EL VUELO, HABRÁ
QUE APLICAR EL TEOREMA DE PITÁGORAS:
EN LA FÓRMULA HABRÁ QUE IGUALAR LAS DISTANCIAS A LA MISMA MEDIDA (LO MÁS SENCILLO ES
CONVERTIR LA ALTURA A MILLAS NÁUTICAS), SIENDO LA HIPOTENUSA DEL TRIÁNGULO LA
DISTANCIA MEDIDA POR EL DME, ALT NUESTRA ALTURA RESPECTO A LA DE LA ESTACIÓN Y DIST
LA DISTANCIA SOBRE EL SUELO PARA SOBREVOLAR LA ESTACIÓN.
SI EL EQUIPO DISPONE DE LA POSIBILIDAD DEL CÁLCULO DE LA GROUND SPEED (GS) O DEL
TIEMPO ESTIMADO (ETE) PARA LLEGAR A LA ESTACIÓN HABRÁ QUE SABER QUE EL EQUIPO LO
CALCULA SEGÚN LA VELOCIDAD A LA QUE NOS ACERCAMOS A LA ESTACIÓN Y QUE POR LO TANTO
SÓLO SERÁ UNA MEDIDA FIABLE SI NOS DIRIGIMOS A ELLA DIRECTAMENTE. SI HICIÉRAMOS UN
ARCO DME (GIRAR ALREDEDOR DE UN DME A UNA DISTANCIA FIJA) EL EQUIPO ENTENDERÍA QUE
NO NOS ESTAMOS ACERCANDO Y POR LO TANTO LLEGARÍA A INDICAR 0 NUDOS DE GS SI HACEMOS
LA MANIOBRA CON TOTAL PRECISIÓN INDEPENDIENTEMENTE DE LA VELOCIDAD REAL A LA QUE NOS
DESPLAZAMOS. UNA FORMA MUY SENCILLA DE VER ESTO ES VOLAR CERCA DE UN DME SIN
DIRIGIRSE A ÉL Y COMPARAR LA VELOCIDAD QUE NOS INDICA CON LA GS QUE NOS MARCA EL GPS,
SI DISPONEMOS DE UNO.
RNAV, ACRÓNIMO DE RANDOM NAVIGATION ('NAVEGACIÓN ALEATORIA' EN INGLÉS), ES UN
MÉTODO DE NAVEGACIÓN AÉREA BASADA EN PUNTOS QUE NO SE CORRESPONDEN CON
RADIOAYUDAS EN TIERRA. DICHO DE UNA FORMA MÁS TÉCNICA, ES «EL MODO DE NAVEGACIÓN
QUE PERMITE LA OPERACIÓN DEL AVIÓN EN CUALQUIER TRAYECTORIA DE VUELO DESEADA, DENTRO
DE LA COBERTURA DE LAS AYUDAS PARA LA NAVEGACIÓN REFERIDAS A UNA ESTACIÓN TERRESTRE,
O DENTRO DE LOS LÍMITES DE LAS POSIBILIDADES DE LOS EQUIPOS AUTÓNOMOS, O DE UNA
COMBINACIÓN DE AMBAS».
EL EMPLEO DE LA NAVEGACIÓN RNAV APORTA UNA "MAYOR FLEXIBILIDAD A LAS RUTAS", DADO
QUE NO ESTÁN RESTRINGIDAS A LA UBICACIÓN GEOGRÁFICA DE LAS RADIOAYUDAS. ESTA
POSIBILIDAD DE DISEÑAR RUTAS MÁS DIRECTAS PERMITE LA DESCONGESTIÓN DEL ESPACIO AÉREO
Y LA DISMINUCIÓN DE LOS TIEMPOS DE VUELO.
EN EL PLANO NORMATIVO, INDICAR QUE DESDE 1998 SE IMPLANTARON LAS OPERACIONES RNAV
BÁSICAS (B-RNAV) EN LA REGIÓN EUR, SEGÚN LO PROPUESTO POR OACI. UNA AERONAVE CON
CAPACIDAD B-RNAV DEBERÁ SER CAPAZ DE CONSERVAR UNA DERROTA CON UNA PRECISIÓN ±5
NM DURANTE EL 95% DEL TIEMPO. ASIMISMO, ACTUALMENTE SE ESTÁ IMPLEMENTANDO LA
ESPECIFICACIÓN P-RNAV (RNAV DE PRECISIÓN), QUE GARANTIZA UNA PRECISIÓN DE ±1 NM.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 44
EN CUANTO A SU FUNCIONAMIENTO, UN SISTEMA RNAV TOMA LAS SEÑALES RECIBIDAS POR LOS
SENSORES DE NAVEGACIÓN (PRINCIPALMENTE VOR/DME, PERO TAMBIÉN OTROS COMO IRS O
GPS), EXTRAPOLÁNDOLAS PARA CALCULAR LA POSICIÓN VIRTUAL DE UN PUNTO FICTICIO. EN
OTRAS PALABRAS: TOMANDO UN DATO "REAL" (INPUT DE RADIOAYUDA O SISTEMA AUTÓNOMO),
ES CAPAZ DE CALCULAR LA POSICIÓN DE UN PUNTO "VIRTUAL".
APROXIMACIÓN DE PRECISIÓN POR RADAR
(PAR) RADAR DE APROXIMACIÓN DE PRECISIÓN
Reflejo de un operador de tráfico aéreo, en un
escaneador Beta. Las líneas largas corriendo en diagonal
a través de la pantalla representan el centro desde la
pendiente de aterrizaje, las barras verticales son
marcadores de distancia, y las líneas punteadas (justo
visibles) representan la "máxima distancia de seguridad"
que una aeronave puede perderse. La distancia entre
esos marcadores y la línea central decrece estrechamente
al punto de aterrizaje.
EL RADAR DE APROXIMACIÓN DE PRECISIÓN (ACRÓNIMO EN
INGLÉS: PAR) ES UN TIPO DE SISTEMA DE GUIADO DE RADAR
DISEÑADO PARA DAR GUÍA LATERAL Y VERTICAL A UNA AERONAVE Y A SU PILOTO PARA ATERRIZAR
EN UN PUNTO ACORDADO. LOS CONTROLADORES OBSERVAN CADA POSICIÓN DE AERONAVE EN LAS
PANTALLAS DEL PAR, Y TRANSMITEN INSTRUCCIONES AL PILOTO EN CURSO DURANTE LA
APROXIMACIÓN FINAL. ES SIMILAR AL SISTEMA DE ATERRIZAJE INSTRUMENTAL (ILS) PERO
REQUIERE DE INSTRUCCIONES DE CONTROL. UN TIPO DE APROXIMACIÓN INSTRUMENTAL QUE
PUEDE HACER USO DEL PAR ES LA APROXIMACIÓN DE ATERRIZAJE CONTROLADO (GCA).
LOS RADARES DE APROXIMACIÓN DE PRECISIÓN TIENEN SU USO PRINCIPAL EN ENTORNOS
MILITARES, DONDE EL AVIÓN NO SIGUE UNA MANIOBRA ESTÁNDAR POR INSTRUMENTOS.
GENERALMENTE SE USABAN LOS RADARES DE PRECISIÓN FPN-63 O EL MPN-14K. ESTOS
RADARES PUEDEN DAR GUÍA DE PRECISIÓN A UNA DISTANCIA DE 35 KM EN MODO NORMAL, Y DE
27 KM EN "MODO MTI". EL MONITOR DE RADAR OJ-333 ES EL QUE USA EL CONTROLADOR DE
TRÁNSITO AÉREO DE LA IMAGEN PARA DAR INSTRUCCIONES AL PILOTO.
SISTEMA DE ATERRIZAJE POR MICRO-ONDAS
(MLS). EL SISTEMA DE ATERRIZAJE POR MICROONDAS, ABREVIADO MLS (DEL INGLÉS MICROWAVE
LANDING SYSTEM) ES UN SISTEMA DE AYUDA AL ATERRIZAJE DESARROLLADO POR EL SERVICIO
MILITAR DE LOS ESTADOS UNIDOS, CUYA PRINCIPAL MOTIVACIÓN FUE PALIAR UNA DE LAS
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 45
MAYORES LIMITACIONES DE SU PREDECESOR, EL SISTEMA DE ATERRIZAJE INSTRUMENTAL (ILS):
LA PRESENCIA DE IRREGULARIDADES EN EL TERRENO Y DISTORSIONES OCASIONALES QUE
MERMABAN SU FUNCIONALIDAD.
EN EFECTO, LOS AVIONES Y VEHÍCULOS DE LA ZONA AEROPORTUARIA PUEDEN REFLEJAR SEÑALES
EMITIDAS POR LAS ANTENAS DE ESTE SISTEMA, PROVOCANDO ERRORES SIGNIFICATIVOS A LO
LARGO DE LA RUTA DE APROXIMACIÓN. CON ESTA IDEA, EN 1974 LA OACI SOLICITÓ A SUS
ESTADOS MIEMBROS REEMPLAZAR EL VIEJO ILS COMO ESTÁNDAR INTERNACIONAL DE AVIACIÓN
CIVIL POR ESTE NUEVO SISTEMA.
ALGUNAS VENTAJAS DE LOS SISTEMAS MLS SON:
El equipamiento es más preciso.
Permite múltiples curvas de aproximaciones, a diferencia de la rigidez de la
aproximación lineal del ILS.
Es más barato.
Algunos sistemas pueden acomodarse totalmente al aterrizaje automático,
que permite movimientos con niebla densa.
NO OBSTANTE, A FINALES DE LOS AÑOS 1990, LA OACI RECOMENDÓ LA PERVIVENCIA DE LOS
ESTÁNDARES ILS Y MLS, MIENTRAS SE DEFINÍAN LOS DE NAVEGACIÓN POR SATÉLITE, MUCHO MÁS
PRECISOS QUE AMBOS.
INSTRUMENTOS DE TECNOLOGÍA AVANZADA. MÁCHMETRO
ILUSTRACIÓN DE LA ESFERA DE UN MÁCHMETRO QUE
INDICA UN NÚMERO DE MACH ·83.
UN MÁCHMETRO ES UN INSTRUMENTO DE CONTROL DE
VUELO PERTENECIENTE AL SISTEMA PITOT-ESTÁTICA
DE UNA AERONAVE QUE INDICA LA RELACIÓN DE LA
VELOCIDAD DEL AVIÓN CON RESPECTO AL AIRE —
"TRUE AIRSPEED" (TAS) EN INGLÉS— CON LA
VELOCIDAD DEL SONIDO, QUE VARÍA CON LA ALTITUD
DE VUELO, DEBIDO A LA TEMPERATURA Y LA DENSIDAD
DEL AIRE. EL MÁCHMETRO INDICA LA VELOCIDAD EN
FORMA DE FRACCIÓN DECIMAL, SIENDO 1 LA
VELOCIDAD DEL SONIDO. EL MACH DE VUELO ES UNA
CANTIDAD ADIMENSIONAL, POR SER ÚNICAMENTE UNA RELACIÓN. SI V ES LA VELOCIDAD REAL Y A
LA DEL SONIDO, EL MACH DE VUELO QUEDA ASÍ:
LA VELOCIDAD DEL SONIDO EN UN GAS, VARIANTE, QUEDA DEFINIDA POR Γ, R Y T, QUE SON,
RESPECTIVAMENTE, LA RELACIÓN ENTRE LOS CALORES ESPECÍFICOS A PRESIÓN Y TEMPERATURA
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 46
CONSTANTES (CP/CV); LA CONSTANTE DEL GAS (PARA EL AIRE, R = 287,05 J/KG·K); Y LA
TEMPERATURA. Γ VALE 1,4 EN EL CASO DEL AIRE.
LA FRANJA DE VELOCIDADES CERCANAS A LA VELOCIDAD DEL SONIDO QUE SIRVE DE PASO DEL
VUELO SUBSÓNICO AL VUELO SUPERSÓNICO SE DENOMINA VUELO TRANSÓNICO. ANTES DE
ALCANZAR LA VELOCIDAD DEL SONIDO, EL AVIÓN EN CUESTIÓN LLEGA PRIMERO A SU MACH
CRÍTICO, EN EL QUE EL AIRE QUE FLUYE SOBRE SUPERFICIES A BAJA PRESIÓN, DONDE ES
ACELERADO, ALCANZA LOCALMENTE MACH 1 ANTES QUE EL AVIÓN EN SÍ. ESTO PROVOCA LA
FORMACIÓN DE ONDAS DE CHOQUE Y EL AUMENTO DE LA RESISTENCIA AERODINÁMICA. LA
VELOCIDAD INDICADA EN ESTAS CONDICIONES CAMBIA CON LA PRESIÓN AMBIENTAL, QUE A SU VEZ
CAMBIA CON LA ALTITUD. POR LO TANTO, LA VELOCIDAD INDICADA NO ES ADECUADA PARA
INFORMAR AL PILOTO SOBRE SU VELOCIDAD DE VUELO. PARA QUE SEPA CON SEGURIDAD SI SE
ACERCA AL MACH CRÍTICO DE SU AVIÓN SE UTILIZA EL MÁCHMETRO, MÁS EXACTO EN ESE
ASPECTO.
ALGUNOS MÁCHMETROS MECÁNICOS ANTIGUOS UTILIZABAN UN BARÓMETRO DENTRO DEL APARATO
QUE CONVERTÍA LA PRESIÓN PITOT-ESTÁTICA EN NÚMERO DE MACH, QUE RECIBE SU NOMBRE EN
HONOR AL FÍSICO Y FILÓSOFO AUSTRIACO ERNST MACH. LOS MÁCHMETROS ELECTRÓNICOS
MODERNOS USAN INFORMACIÓN DE UN SISTEMA COMPUTARIZADO DE DATOS DEL AIRE.
INSTRUMENTOS DE VUELO
Cabina de un Douglas DC-3 donde
se pueden ver los instrumentos de
vuelo.
SE DENOMINAN INSTRUMENTOS DE
VUELO AL CONJUNTO DE MECANISMOS QUE
EQUIPAN UNA AERONAVE Y QUE PERMITEN
AL PILOTO UNA OPERACIÓN DE VUELO EN
CONDICIONES SEGURAS. DEPENDIENDO DE
SU TAMAÑO O GRADO DE SOFISTICACIÓN,
UNA AERONAVE PUEDE CONTAR CON UN
NÚMERO VARIABLE DE INSTRUMENTOS. SE PUEDEN CLASIFICAR EN TRES GRUPOS BÁSICOS: DE
PILOTAJE, DE CONTROL DE MOTOR Y DE NAVEGACIÓN.
Instrumentos de pilotaje
SON LOS INSTRUMENTOS MÁS BÁSICOS Y CUYO CONTROL HA DE SER MÁS FRECUENTE POR PARTE
DEL PILOTO. POR SU ORDEN DE RELEVANCIA PARA EL VUELO SEGURO LOS MÁS IMPORTANTES SON:
Anemómetro
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 47
Indicador de velocidad aerodinámica. En verde
velocidades normales de operación, en amarillo
velocidades altas y en rojo máxima velocidad.
EN AERONÁUTICA EL ANEMÓMETRO ES UTILIZADO COMO
VELOCÍMETRO. ES EL INDICADOR DE LA VELOCIDAD RELATIVA
CON RESPECTO AL AIRE. COMO QUIERA QUE CADA TIPO DE
AERONAVE DE ALA FIJA POSEE UNA SERIE DE VELOCIDADES
CARACTERÍSTICAS FUNDAMENTALES PARA UNA OPERACIÓN
SEGURA DE LA MISMA, TODAS ELLAS INCLUIDAS DENTRO DE LA ENVOLVENTE DE VUELO. DESTACAN
ENTRE ESTAS VELOCIDADES: LA VELOCIDAD AERODINÁMICA MÍNIMA VELOCIDAD DE ENTRADA EN
PÉRDIDA, VS; LA VELOCIDAD V1 DE DECISIÓN DE DESPEGUE; LA VELOCIDAD MÁXIMA A NO
EXCEDER, VNE; Y LA VELOCIDAD ÓPTIMA O DE MÁXIMO RENDIMIENTO, ES DECIR LA VELOCIDAD DE
CRUCERO, VCX. VIENDO LA NECESIDAD DE CONOCER EN TODO MOMENTO LA VELOCIDAD DE UNA
FORMA PRECISA PARA PODER TRABAJAR CON ELLAS SE COMPRENDE LA IMPORTANCIA DE ESTE
INSTRUMENTO. SU FUNCIONAMIENTO SE BASA EN LA COMPARACIÓN DE DOS PRESIONES: LA
PRESIÓN ESTÁTICA Y LA PRESIÓN DINÁMICA, CAPTADAS EN PUNTOS APROPIADOS DEL APARATO,
MEDIANTE UN SISTEMA LLAMADO PITOT-ESTÁTICA.
EL INDICADOR DE VELOCIDAD AERODINÁMICA O ANEMÓMETRO, MIDE LA VELOCIDAD DEL AVIÓN
EXPRESADA EN NUDOS (KTS), O BIEN EN MILLAS POR HORA (MPH), CON RESPECTO A LA MASA DE
AIRE ALREDEDOR DE LA AERONAVE. ESTO SIGNIFICA QUE SI EL AVIÓN SE DESPLAZA A 100 KTS EN
UNA CORRIENTE DE AIRE CUYA COMPONENTE SEGÚN LA DIRECCIÓN DE VUELO ES DE 10 KTS EN EL
MISMO SENTIDO (VIENTO DE COLA), LA VELOCIDAD REAL RESPECTO AL SUELO, O GROUND SPEED
(GS), SERÁ DE 100 + 10 = 110 KN. DEL MISMO MODO, SI EL VIENTO ES DE FRENTE, EL
ANEMÓMETRO INDICARA 100 KTS PERO LA VELOCIDAD REAL RESPECTO AL SUELO SERÁ DE 90 KTS,
YA QUE HABRÁ QUE RESTAR LA COMPONENTE DEL AIRE.
EL INDICADOR DE VELOCIDAD AERÓDINAMICA CONTIENE ARCOS COLOREADOS EN LOS EXTREMOS
JUNTO CON NÚMEROS QUE INDICAN LO SIGUIENTE:
Arco blanco: desde Vso hasta Vfe. Este arco blanco contiene las
velocidades bajas o lentas del avión, indica las velocidades adecuadas a las
que se puede operar con los flaps y su límite; si se mantienen los flaps
extendidos y se rebasa el arco blanco, se podrían dañar.
Arco verde: desde Vs1 hasta Vno. El arco verde contiene las velocidades
de crucero del avión, son las velocidades en que suele mantenerse la mayor
parte del vuelo. La relación velocidad/consumo es aceptable y en caso de
turbulencias el avión no se daña.
Arco amarillo: desde Vno hasta Vne. Este arco contiene las velocidades
altas del avión, hay que tener bastante precaución, solo se puede llegar a
esta velocidad cuando no hay turbulencias; tampoco se pueden realizar
maniobras bruscas, existiría el riesgo de daño estructural.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 48
Línea roja: solo ocupa una marca (Vne). Esta línea representa la velocidad
máxima que el avión puede soportar; no se debe llegar a esta velocidad, es
el punto a partir del cual el fabricante, o la autoridad aérea competente
para evaluar la aeronave, ha determinado que en ningún caso se puede
garantizar la integridad del aparato. Técnicamente, en español se le llama
«velocidad máxima permitida».1
UN ERROR DE ESTE INDICADOR PUEDE RESULTAR FATAL. PARA MUESTRA BASTAN DOS EJEMPLOS:
En 1996 el vuelo 301 de Birgenair, un Boeing 757, se estrelló en la
República Dominicana. La causa del accidente fue el bloqueo del tubo Pitot,
haciendo que las lecturas de velocidad, entre otras cosas, no concordaran.
Murieron 170 persona. También en 1997 el Vuelo 2553 de Austral Líneas
Aéreas, un DC-9, se estrelló en Fray Bentos, debido al congelamiento del
tubo Pitot, haciendo también que las lecturas de velocidad, sean
incorrectas.
En 2009 el Vuelo AF 447, un Airbus 330, en el que según todos los datos
disponibles antes y después de la recuperación de la caja negra los tubos
Pitot sufrieron obstrucción por congelamiento.
Altímetro
Altímetro de un avión. El de la imagen muestra una altitud de 3700 pies, unos
1125 metros.
EL ALTÍMETRO INDICA, EN PIES (FT, DEL INGLÉS FEET) O EN
METROS, LA LECTURA DE LA ALTITUD RELATIVA A UN NIVEL
DE REFERENCIA DADO AL CUAL ESTÁ VOLANDO EL AVIÓN. EN
EL ALTÍMETRO HAY DOS AGUJAS, AMBAS INDICANDO: LA
PEQUEÑA LOS MILLARES Y LA LARGA LAS CENTENAS.
TENIENDO ESTO EN CUENTA, CUANDO LA AGUJA PEQUEÑA
SE ENCUENTRE, POR EJEMPLO, EN LOS MIL PIES (1000 FT)
Y LA LARGA EN LOS 300 FT, SE VUELA A 1300 FT. ALGUNOS
AVIONES TIENEN UNA AGUJA MÁS QUE INDICA LAS DÉCIMAS,
PERO LA MAYORÍA DE AVIONES LIGEROS TIENEN LAS DOS
AGUJAS CON FORMA DE PUNTA. DESDE LA INTRODUCCIÓN DE LA ELECTRÓNICA EXISTEN
INDICADORES DIGITALES, CON NÚMERACIÓN DIGITAL O SIMULANDO ANALÓGICO CON AGUJAS.
LA INDICACIÓN DEL ALTÍMETRO DEPENDE DE QUE HAYA SIDO AJUSTADO A LA PRESIÓN
BAROMÉTRICA EXISTENTE EN LA ZONA DE VUELO, O BIEN CON REFERENCIA A LA ELEVACIÓN DEL
AERÓDROMO DEL QUE HA PARTIDO O AL QUE SE DIRIGE. BÁSICAMENTE, ES UN BARÓMETRO
ANEROIDE.
SI POR ALGUNA CAUSA, EL SISTEMA ESTÁTICO PITOT SE DAÑA O SUFRE ALGÚN DESPERFECTO, EN
CASO DE EMERGENCIA, SE PUEDE ROMPER EL CRISTAL DEL INSTRUMENTO PARA TENER UNA TOMA
DE PRESIÓN ESTÁTICA DIRECTA.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 49
EXISTE ADEMÁS, EN LOS AVIONES DE MÁS TAMAÑO Y COMPLEJIDAD, UN RADIO ALTÍMETRO. ESTE
ES UN APARATO QUE SE USA PARA DETERMINAR LA ALTURA SOBRE EL TERRENO CON UNA
EXACTITUD DE CENTÍMETROS, Y SU FUNCIONAMIENTO ESTÁ BASADO EN UNA ONDA DE RADAR QUE
SE EMITE HACIA ABAJO Y VUELVE REFLEJADA AL INSTRUMENTO, CUYO PROCESADOR MIDE EL
TIEMPO TRANSCURRIDO Y, POR CONSIGUIENTE, LA DISTANCIA RECORRIDA POR LA ONDA DE
RADIO. ES TAL SU PRECISIÓN QUE EN LOS AVIONES GRANDES SU INDICACIÓN ESTABLECE EL PUNTO
EN QUE EL PILOTO MANUALMENTE, O LOS SISTEMAS AUTOMÁTICOS, INICIAN LA RECOGIDA, FLARE
EN INGLÉS, INMEDIATAMENTE PREVIA AL CONTACTO CON EL SUELO. DANDO ASÍ LA ALTURA REAL
DEL AVIÓN RESPECTO A LA SUPERFICIE TERRESTRE EN ESE
MOMENTO.
Indicador de velocidad vertical o variómetro
Variómetro mostrando la indicación de un vuelo sin
variaciones de altura o reposo en tierra.
EL INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL O VARIO-
ALTÍMETRO, ABREVIADO VSI, INDICA SI EL AVIÓN ESTÁ
ASCENDIENDO, DESCENDIENDO O VA NIVELADO Y LA
VELOCIDAD VERTICAL A LA QUE ASCIENDE O DESCIENDE
GENERALMENTE EN PIES POR MINUTO (FT/MIN), O BIEN
METROS POR SEGUNDO (M/S). SI LA MANECILLA INDICA CERO, EL VUELO ESTÁ NIVELADO, SI ESTÁ
POR ENCIMA DEL CERO ENTONCES ESTÁ ASCENDIENDO Y SI ESTÁ POR ABAJO DE CERO, ES QUE EL
AVIÓN DESCIENDE. A PARTIR DE ESTA INFORMACIÓN, SE CONTROLAN LOS VALORES DE LA
VELOCIDAD DE ASCENSO Y DESCENSO. EJEMPLO: UP 7 = ASCENSO A 700 FT/MIN, 0 = VUELO
NIVELADO, 7 DOWN = DESCENSO A 700 FT/MIN.
Inclinómetro y coordinador de giro
Indicador de viraje, conocido por turn and bank.
Coordinador de giro.
EL COORDINADOR DE GIRO Y, SU ANTECESOR, EL
INCLINÓMETRO (TAMBIÉN LLAMADO TURN AND BANK, BOLA
Y BASTÓN O INDICADOR DE GIRO Y BANCADA) SON DOS
INSTRUMENTOS DE VUELO INTEGRADOS EN UN MISMO
CUADRANTE.
EL INCLINÓMETRO PRESENTA UNA AGUJA QUE
SE DESVÍA DE LA VERTICAL AL RITMO EN
QUE EL EJE LONGITUDINAL DEL AVIÓN VA VARIANDO SU ORIENTACIÓN O RUMBO.
SU FUNCIONAMIENTO SE BASA EN UN GIRÓSCOPO, Y CUANTO MÁS INCLINADO
ESTÉ MÁS RÁPIDO ES EL GIRO. LLEVA UNAS MARCAS DE REFERENCIA,
NORMALMENTE SI LA AGUJA ESTÁ ENCIMA DE UNA DE ELLAS EL GIRO ES DE 2
MINUTOS POR CADA 360º. ADICIONALMENTE HAY UNA BOLA QUE DESLIZA EN
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 50
UN CANAL CURVO TRANSPARENTE, QUE SE DESPLAZA POR INERCIA. SI LA BOLA ESTÁ EN EL CENTRO
DURANTE EL VIRAJE, ÉSTE ES LLAMADO «COORDINADO». SI POR EL CONTRARIO LA BOLA ESTÁ A
UNO U OTRO LADO, SE DICE, POR EJEMPLO, QUE EL VIRAJE SE HACE «DERRAPANDO», ES DECIR EL
MORRO DEL AVIÓN APUNTA HACIA DENTRO DEL VIRAJE, CUANDO LA BOLA ESTÁ HACIA EL EXTERIOR
DEL MISMO; Y DE LA MISMA MANERA SI LA BOLA APUNTA HACIA DENTRO DEL VIRAJE, EL VIRAJE ES
«RESBALADO» ES DECIR EL MORRO DEL AVIÓN APUNTA HACIA FUERA DEL VIRAJE. OTRA
UTILIZACIÓN EN LOS MOTORES DE HÉLICE ES LA CORRECCIÓN DEL EFECTO DEL PAR MOTOR DE LA
HÉLICE. LA REGLA PRÁCTICA DURANTE EL VIRAJE ES CORREGIR CON EL MANDO DE DIRECCIÓN
(PEDALES) EN SENTIDO DE «PISAR LA BOLA» HASTA QUE VUELVA AL CENTRO DEL CONDUCTO
CURVO.
EN EL COORDINADOR DE GIRO VEMOS EN LUGAR DEL BASTÓN UNA FIGURA DE UN AVIÓN QUE NOS
INDICA EL GRADO DE INCLINACIÓN DE LAS ALAS. DEBAJO ESTÁ EL CONDUCTO CURVO CON LA
BOLA, FORMADO POR TRES BLOQUES, CON LA BOLA QUE SE DESLIZA POR SU INTERIOR EN FUNCIÓN
DEL DESPLAZAMIENTO DEL EJE LONGITUDINAL DEL AVIÓN. SI LA BOLA SE SITÚA EN EL BLOQUE DEL
CENTRO, EL AVIÓN VA GIRANDO «COORDINADO». SI LA BOLA SE PONE EN UNO DE LOS BLOQUES 1
O 3, ENTONCES EL AVIÓN ESTÁ EN POSICIÓN DE «DERRAPE», O BIEN CON
«DESLIZAMIENTO».
Horizonte artificial
Horizonte artificial indicando un giro a la derecha en descenso.
EL HORIZONTE ARTIFICIAL MUESTRA LA ORIENTACIÓN
LONGITUDINAL DE LA AERONAVE (LA RELACIÓN DEL EJE
LONGITUDINAL DEL AVIÓN CON RESPECTO AL PLANO DEL
SUELO), ES DECIR: SI ESTÁ GIRADO, INCLINADO, CON EL
MORRO LEVANTADO, BAJADO O TODO A LA VEZ. SIRVE DE GRAN
AYUDA EN CONDICIONES EN QUE LA VISIBILIDAD ES POCA O NULA. EL
HORIZONTE ARTIFICIAL TIENE DOS PARTES: EL HORIZONTE PROPIAMENTE DICHO, Y EL INDICADOR
DE RUMBO. EL PRIMERO ESTÁ COMPUESTO POR UNA REGIÓN AZUL QUE REPRESENTA EL CIELO,
OTRA NORMALMENTE MARRÓN QUE REPRESENTA LA SUPERFICIE TERRESTRE, UNA MIRA QUE
REPRESENTA EL MORRO DEL AVIÓN, Y VARIAS MARCAS A SU ALREDEDOR. LAS MARCAS
HORIZONTALES A AMBOS LADOS REPRESENTAN LAS ALAS, EL PLANO DE LA AERONAVE, Y SU ÁNGULO
CON EL LÍMITE ENTRE LAS REGIONES DE CIELO Y SUPERFICIE (EL HORIZONTE ARTIFICIAL), EL
ÁNGULO DE ALABEO. DISPUESTAS VERTICALMENTE A INTERVALOS REGULARES, HAY MARCAS
HORIZONTALES MÁS PEQUEÑAS QUE REPRESENTAN ÁNGULOS
CONCRETOS EN EL PLANO VERTICAL, A INTERVALOS DE 5º, 10º,
ETC. MUESTRAN EL ÁNGULO ACTUAL DEL EJE LONGITUDINAL CON
EL PLANO DEL SUELO.
SU PRINCIPIO MECÁNICO DE FUNCIONAMIENTO ES GIROSCÓPICO.
Instrumentos de control del motor
Cuentavueltas o tacómetro.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 51
Indicadores de potencia
LAS AERONAVES (AVIONES O HELICÓPTEROS) PUEDEN IR EQUIPADOS CON DISTINTOS TIPOS DE
MOTORES SEGÚN SU TAMAÑO Y USO. LOS PRINCIPALES TIPOS DE MOTOR COMERCIAL QUE SE
UTILIZAN SON:
motor de combustión interna;
motor turbohélice o turboprop;
motor de reacción;
turbofán.
DEPENDIENDO DEL TIPO DE MOTOR SE ELIGEN LOS
INSTRUMENTOS DE POTENCIA QUE SE UTILIZAN, POR EJEMPLO
EN AERONAVES DE PEQUEÑO TAMAÑO QUE UTILIZAN MOTORES
DE COMBUSTIÓN INTERNA EL INSTRUMENTO INDICADOR DE
POTENCIA POR EXCELENCIA ES EL TACÓMETRO, O
CUENTAVUELTAS, COMBINADO CON EL INDICADOR DE PRESIÓN
DE ADMISIÓN, EL CUAL NOS INDICA LA CARGA MOTOR. MEDIDOR DE PRESIÓN DE COLECTOR O MAP.
Medidor de temperatura de gases de escape (EGT).
EN LA MAYORÍA DE LOS TIPOS DE MOTORES DE COMBUSTIÓN INTERNA SE
PUEDE AJUSTAR LA RIQUEZA DE MEZCLA, EN FUNCIÓN DE LA ALTURA Y EL
RÉGIMEN DE VUELO (TREPADA, CRUCERO, DESCENSO) PARA LO CUAL SE
MONITORIZA LA TEMPERATURA DE LOS GASES DE ESCAPE (EGT O EXHAUST
GAS TEMPERATURE).
Indicadores de estado de funcionamiento de motor
LOS MÁS IMPORTANTES SON:
Manómetro de presión de aceite;
temperatura de culatas;
termómetro de aceite;
indicadores de autonomía;
nivel de combustible;
caudal de combustible.
Instrumentos de navegación
Brújula aeronáutica.
SON LOS INSTRUMENTOS ESENCIALES PARA PODER ORIENTARSE Y SEGUIR LA RUTA DESEADA POR
PARTE DEL PILOTO.
Brújula
LA BRÚJULA O COMPÁS PERMITE AL PILOTO CONOCER EL RUMBO DE LA AERONAVE. EN MUCHAS
OCASIONES, LA BRÚJULA SE COMPLEMENTA CON UN GIRÓSCOPO, CUYO MOVIMIENTO ES MÁS
ESTABLE Y PRECISO QUE EL DEL COMPÁS.
Indicador de rumbos o HI (heading indicator)
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 52
Indicador de rumbos de una avion Cessna 172.
EL INDICADOR DE RUMBO, O GIROSCOPIO DIRECCIONAL,
PROPORCIONA AL PILOTO LA DIRECCIÓN DEL AVIÓN EN GRADOS
MAGNÉTICOS. ANTIGUAMENTE TAMBIÉN SE USABA LA BRÚJULA,
PERO DEBIDO A QUE ÉSTA SE VE AFECTADA POR LAS VARIACIONES
MAGNÉTICAS Y SI EL VIENTO ES TURBULENTO SE VUELVE AÚN
MENOS PRECISA, POR LO QUE HA QUEDADO COMO UN ELEMENTO
OBLIGATORIO PERO DE USO EN CASO DE FALLO DE OTROS
INSTRUMENTOS O COMO COMPLEMENTO A OTROS. EL INDICADOR
DE RUMBO ES MUY PRECISO (AUNQUE SE VE AFECTADO POR LA
PRECESIÓN) Y DA AL PILOTO UNA INDICACIÓN MUCHO MÁS FÁCIL DE INTERPRETAR, AUNQUE COMO
TODOS LOS AVIONES DISPONEN TAMBIÉN DE LA BRÚJULA, CON ELLA CUAL SE TOMA REFERENCIA
PARA AJUSTAR EL GIRO DIRECCIONAL.
ESTE INSTRUMENTO, AL FUNCIONAR SOBRE LA BASE DE UN GIRÓSCOPO, PERMITE ELIMINAR LOS
DEFECTOS DE LA BRÚJULA MAGNÉTICA, ENTRE OTROS LA INEXACTITUD EN VIRAJE. SUELE
ACCIONARSE CON VACÍO EN MOTORES DE ÉMBOLO, O BIEN ELÉCTRICAMENTE. ES AJUSTABLE POR
PARTE DEL PILOTO PARA COMPENSAR CON LA BRÚJULA MAGNÉTICA. CONSTITUYÓ LA BASE DEL
PRIMER PILOTO AUTOMÁTICO, EL SPERRY. ERRÓNEAMENTE SE LE SUELE LLAMAR GIRO-COMPÁS,
AUNQUE ÉSTE ES UN DISPOSITIVO DE NAVEGACIÓN MARÍTIMA.
ADF (Automatic Direction Finder) Indicador del ADF, en la parte inferior la frecuencia activa de una NDB y la frecuencia en espera, o standby.
ES EL PRIMERO DE LOS INSTRUMENTOS DE RADIONAVEGACIÓN QUE SE
MONTÓ DESDE LOS AÑOS 1930 EN LOS AVIONES, SE BASA EN CAPTAR LA
MÁXIMA INTENSIDAD DE UNA SEÑAL DE BAJA FRECUENCIA Y DE GRAN
ALCANCE DE UNA EMISORA NDB (NON-DIRECTIONAL BEACON) EN
TIERRA, SU AGUJA INDICARÁ LA DIRECCIÓN A DICHA ESTACIÓN. AL
CAPTAR LA SIGUIENTE FRECUENCIA (VER IMAGEN) SEÑALARÁ LA
DIRECCIÓN DE ESTA OTRA. POR TRIANGULACIÓN SOBRE UN MAPA
EN EL QUE FIGURAN LAS EMISORAS NDB SE PUEDE CONOCER LA
POSICIÓN EN ESE INSTANTE.
DME (Distance measuring equipment)
Receptor DME (superior) junto con un receptor ADF (inferior).
EL EQUIPO MEDIDOR DE DISTANCIA, BASADO EN EL
FUNDAMENTO DEL TIEMPO DE RESPUESTA DE LA SEÑAL DE
RADAR, APORTÓ LA GRAN VENTAJA DE QUE PROPORCIONABA
LA DISTANCIA A LA EMISORA CUYA FRECUENCIA SE HABÍA
SELECCIONADO, MEDIANTE EL CÁLCULO DE LA DIFERENCIA
DE LAS SEÑALES PULSATORIAS DE ALTA FRECUENCIA.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 53
CDI (Course Deviation Indicator)
Pantalla del CDI, mostrando un
posicionamiento del avión a la derecha
(triángulo amarillo) y hacia el rumbo 360º,
coincidente con la siguiente estación
(indicación sobre el triángulo de «TO», es el
código de la siguiente estación VOR).
ESTE DISPOSITIVO, BASADO EN SEÑALES DE MUY ALTA
FECUENCIA (VHF), Y POR TANTO DE ALCANCE MENOR, SE
APOYA PARA SU FUNCIONAMIENTO EN LAS ANTENAS VOR (VHF OMNIDIRECTIONAL RANGE).
APORTA SOBRE LOS ANTERIORES LA PARTICULARIDAD DE QUE PERMITE SABER AL PILOTO SI SE
ENCUENTRA A LA DERECHA, A LA IZQUIERDA O CENTRADO SOBRE EL RADIAL (RUMBO A O DESDE LA
EMISORA VOR).
ILS (Instrumental Landing System)
Funcionamiento del ILS: en la imagen izquierda la
aeronave posee una senda de aproximación con
altura escasa y desviada a la derecha del eje de la
pista; en la derecha se muestra una senda centrada
y con la altura adecuada.
EL SISTEMA DE ATERRIZAJE INSTRUMENTAL (EN INGLÉS INSTRUMENTAL LANDING SYSTEM) ES UN
SISTEMA FUNDAMENTAL PARA LAS FASES DE APROXIMACIÓN Y ATERRIZAJE EN CONDICIONES DE
VUELO INSTRUMENTAL (IFR), ESPECIALMENTE DE BAJA VISIBILIDAD (NIEBLA, NOCHE, PROBLEMAS
DE VISIBILIDAD EN CABINA, ETC.), YA QUE A DIFERENCIA DE LOS ANTERIORES DISPOSITIVOS, QUE
SOLO INDICAN RUMBOS, ÉSTE NOS INDICA EL ÁNGULO DE DESCENSO CORRECTO ADEMÁS DE LA
ALINEACIÓN CON EL EJE DE LA PISTA.
Piloto automático (AUTOPILOT o Automatic pilot)
Piloto automático simple de una Piper Comanche, con los ajustes de
alabeo (roll), cabeceo (pitch) y altitud.
EL SISTEMA DE PILOTO AUTOMÁTICO FUE DESARROLLADO EN LA DÉCADA DE 1930 POR ELMER
SPERRY. ES UNA DE LAS CLAVES QUE PERMITIERON EL GRAN DESARROLLO DE LA NAVEGACIÓN A
LARGA DISTANCIA, YA QUE POSIBILITA AUTOMATIZAR EL PILOTAJE MANTENIENDO EL RUMBO, LA
ALTITUD Y LA VELOCIDAD DURANTE LARGOS PERÍODOS DE TIEMPO, DESCARGANDO AL PILOTO DE
ESTA TAREA, PARA PODER CONCENTRARSE EN LA NAVEGACIÓN Y LA SUPERVISIÓN DE LOS
SISTEMAS, ESPECIALMENTE DEL MOTOR, ASÍ COMO DE LAS COMUNICACIONES.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 54
Sistema de gestión de vuelo (Flight Management System)
Sistema de gestión de vuelo de un Airbus A320 en
la posición del copiloto.
EL SISTEMA DE GESTIÓN DE VUELO (TAMBIÉN CONOCIDO
POR FMS, ACRÓNIMO DE LA DENOMINACIÓN EN INGLÉS
FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM), EN REALIDAD UN POTENTE
ORDENADOR, PERMITE PROGRAMAR LA RUTA Y VOLARLA
MANUALMENTE O MEDIANTE EL PILOTO AUTOMÁTICO,
ADEMÁS DE CALCULAR UNA GRAN CANTIDAD DE VARIABLES DE LA AERONAVE, ENTRE LAS CUALES
LAS RELATIVAS A LA OPERACIÓN DE LOS MOTORES, LA GESTIÓN DEL COMBUSTIBLE, Y TODOS LOS
CÁLCULOS IMAGINABLES CON RESPECTO A LA NAVEGACIÓN Y EL VUELO DE LA AERONAVE. EL FMC
(FLIGHT MANAGEMENT COMPUTER), O FMS, NOMBRE ESTE ÚLTIMO MÁS ADECUADO POR
REFERIRSE A TODO EL COMPLEJO EN SU TOTALIDAD, RECIBE INFORMACIÓN DE PRÁCTICAMENTE
TODOS LOS INSTRUMENTOS DEL AVIÓN. LOS DATOS CARTOGRÁFICOS E INFORMACIÓN REFERENTE
A PROCEDIMIENTOS DE NAVEGACIÓN, SE INSERTAN ELECTRÓNICAMENTE EN EL ORDENADOR
CENTRAL, DE LA MISMA FORMA EN QUE SE RENUEVAN LAS CARTAS DE NAVEGACIÓN,
APROXIMACIÓN, DESPEGUE E INFORMACIÓN AEROPORTUARIA, CAMBIANDO LAS HOJAS DE PAPEL
USADAS Y SUSTITUYÉNDOLAS POR LAS NUEVAS.
NO OBSTANTE, ESTE SISTEMA, POR RAZONES DE REDUNDANCIA, SE SIGUE UTILIZANDO
ESCRUPULOSAMENTE. LA SEGURIDAD AÉREA NO PUEDE DEPENDER DE SISTEMAS ELECTRÓNICOS
QUE PUEDAN FALLAR.
SISTEMAS DE AVISO DE ENTRADA EN PÉRDIDA
La mayoría de aviones están equipados con un sistema de aviso de pérdida de
algún tipo. En algunos aviones más viejos, una pequeña pestaña móvil situada en
el borde de ataque del ala actúa sobre un interruptor eléctrico que da aviso en
cabina mediante un zumbador de aviso de pérdida o la vibración de los mandos
(cuernos). En otros aviones se instala un sistema neumático con una pequeña
ranura en el borde de ataque del ala. Ambos sistemas avisan de la pérdida de
sustentación, dando aviso en la cabina de la inminente entrada en pérdida.
La imagen inferior muestra las líneas de corriente alrededor de una superficie de
sustentación.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 55
Una pequeña lengüeta sobresale del borde de ataque. Para ángulos de ataque
normales, la lengüeta se coloca de modo que se encuentra hacia abajo, de manera
que el flujo normal de las fuerzas mantiene el interruptor del claxon puesto en la
posición abierta. A medida que aumenta el ángulo de ataque, las líneas de
corriente actuar para levantar la lengüeta y cerrar el interruptor, activando así el
aviso en cabina de entrada en perdida.
Otros aviones tipo Cessna utilizan un interruptor de presión neumática que activa
el aviso en lugar de una lengüeta, pero básicamente funciona de la misma manera.
Existe otro aviso de entrada en pérdida
que puede ser independiente o
combinado con el anterior. Se trata de
las “Stall Strip”, o tiras de entrada en
perdida.
Las Stall strip sirven para simular las características de entrada en pérdida.
Lo que se trata colocando las láminas es anticipar y simular la entrada en pérdida
mediante la aparición de un flujo de aire turbulento producido por la acción de
estas tiras.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 56
Sensor de ángulo de ataque AOA.
El ángulo de ataque es la medida del ángulo entre el aire relativo y la línea de
cuerda del ala en un avión.
Un sistema de ángulo de ataque es usado para:
- Representar los ángulos críticos de ataque durante una aproximación y aterrizaje.
- Informar de una posible entrada en perdida del avión.
- Ayudar a establecer la posición óptima del avión para las condiciones específicas
de vuelo, como el alcance
máximo, la resistencia, lo que
implica un ahorro de
combustible…
- Interviene en la corrección de
la indicación de velocidad.
Un sistema de ángulo de ataque se compone de:
- Sensores: Uno o más sensores
están montados de frente al aire
relativo.
Hay dos tipos de sensor más
comunes.
En la primera imagen, la sonda
detecta el flujo de aire en
relación al sentir la presión
diferencial a través de los
puertos o ranuras.
En la segunda, la paleta actúa como una superficie de sustentación y se alinea con
el flujo de aire relativo.
- Transductor: Va montado dentro del conjunto de AOA. Ambos tipos de sensores,
al alinearse con el flujo de aire relativo generan una señal que se transmite al
indicador de la cabina, ya sea directamente o a través de un sistema de aire de
datos.
- Indicadores: Hay diversos métodos de visualización o indicación en cabina. En la
figura aparece un ejemplo de indicador de ángulo de ataque.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 57
La información puede ser presentada en forma de ángulos reales, unidades o
símbolos.
- Dispositivos alertadores de entrada en pérdida: La mayoría de los sistemas están
provistos de dispositivos adicionales, como sistemas de vibración eléctricos en los
mandos de vuelo para advertir de la inminente entrada en pérdida del avión.
Además de las correspondientes alarmas sonoras y luminosas.
Un avión comercial moderno suele estar equipado con tres sensores de AOA. Dos
localizados en el lado derecho y uno en el lado izquierdo del fuselaje.
La sonda lleva
un testigo de
posición para
no confundir
el ángulo de
montaje.
Cada uno de
estos sensores
AOA
proporcionan información a los
computadores de datos de aire Adiru´s.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 58
El sensor de ángulo de ataque es del tipo veleta. Este elemento sensor es una
pequeña veleta que es posicionada en la dirección del flujo de aire.
Están mecánicamente vinculados a un eje de giro libre que transmite la señal de
posición del ángulo de ataque.
Estos dispositivos de transmisión se componen de un transductor que convierte la
información angular proporcionada en la correspondiente información eléctrica.
Los transductores de posición de AOA están alimentados con 26VAC.
Cada sensor tiene tres salidas, pero
solo dos están cableadas hasta los
computadores,
Todo el mecanismo está estabilizado en
torno al eje de rotación. Además, un
dispositivo de amortiguación permite
obtener una respuesta dinámica
satisfactoria. (Filtrando la oscilación
mecánica).
También están
provistas de un
elemento calefactor
para evitar la
formación de hielo.
Este es alimentado con 115VAC a través de un computador.
(PHC).
El sensor de AOA está equipado con un dispositivo de test que es
activado mediante una señal de 28V DC. Este test posiciona la
veleta en un ángulo de 15º.
SISTEMAS DE INDICACIÓN
El motor de turbina de gas, aunque es de funcionamiento sencillo, constituye un
sistema complejo que requiere un adecuado control para garantizar la seguridad
del vuelo. Para ello, tanto el piloto como el personal de mantenimiento disponen
de los instrumentos y controles correspondientes. Durante los años del diseño de
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 59
cabinas de tres tripulantes (que terminó en los ochenta), era tarea del mecánico
de vuelo controlar una serie de instrumentos indicadores de ciertos parámetros de
funcionamiento de los sistemas del motor. Esta tarea ahora está automatizada o
integrada en el concepto de cabina de dos tripulantes gracias a los avances
tecnológicos en los campos de la electrónica y la informática.
Aunque las instalaciones del motor pueden diferir, dependiendo del tipo de avión y
de motor, el control del motor de turbina de gas normalmente se obtendrá por el
uso de la instrumentación que trataremos a continuación.
Los instrumentos de a bordo o de las instalaciones de los bancos de prueba en
tierra, con los cuales ha de estar totalmente familiarizado el técnico de
mantenimiento de avión, piloto, mecánico de vuelo, y, en general todos aquellos
técnicos relacionados con la operación del motor en vuelo o en tierra, pueden
considerarse englobados en dos grupos, estando incluidos en cada uno de ellos los
instrumentos que a continuación se enumeran.
Instrumentos principales, para control del empuje proporcionado por el motor, sus
indicadores por lo general son los siguientes:
· Relación de presión del motor (EPR).
· Temperatura de los gases de escape (EGT)
· Consumo horario de combustible (FF)
· RPM (indicador simple o doble, según que exista un solo compresor o doble
compresor) (N1, N2)
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 60
Instrumentos auxiliares para control funcional, que pueden englobarse en los
subgrupos siguientes:
- De control de alimentación de combustible al motor.
· Presión de alimentación de combustible.
· Temperatura del combustible.
· Contador de combustible utilizado, acumulación de la medida por el contador
horario, incluido en el grupo de instrumentos principales.
De control del aceite de lubricación del motor.
· Presión de aceite.
· Temperatura de aceite.
· Presión de respiración del sistema de lubricación.
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CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 61
· Indicador de cantidad de aceite en el depósito.
De medición de vibración del motor.
Temperatura de Gases de Salida / Temperatura entre Turbinas
Los motores de turbina pueden instrumentarse para la indicación de la
temperatura de los gases de escape (Exhaust Gas Temperature EGT, o Turbine
Inlet Temperature TIT, o Tail Pipe Temperture TPT) en localizaciones situadas
delante, entre o detrás de los escalones de turbina. La temperatura de los gases es
un límite operativo del motor, y se utiliza para controlar la integridad mecánica de
las turbinas, así como también para comprobar las condiciones operativas del
motor. Realmente, la temperatura a la entrada de la turbina es la consideración
más importante, siendo esta la más crítica de todas las variables del motor. No
obstante, no es práctico medir la temperatura a la entrada de la turbina en la
mayoría de los motores.
Indicación del Empuje del Motor; Relación de Presión del Motor (EPR),
Presión de Descarga de la Turbina o Presión de la Tobera de Escape.
El tema de los medios con los cuales un piloto ajusta y controla el empuje
producido por los motores instalados en su avión se ha mencionado ya un
determinado número de veces en los capítulos precedentes. Lo que sigue repite lo
que se ha dicho antes al tiempo que se trata en detalle la indicación del empuje.
En algunos motores las r.p.m. del motor y la temperatura de los gases de escape
(EGT) juntos, se usan para indicar y ajustar el empuje en un motor instalado en un
avión. En tales motores, el empuje total asignado al motor para el despegue se
obtiene por el piloto al 100 % de r.p.m. y un EGT específico. El EGT específico al
100 % de r.p.m. se establece en un banco de pruebas en tierra por medición del
empuje al tiempo que se varía el área de la tobera de escape del motor (ajuste)
tanto como sea necesario para conseguir el EGT deseado.
Mientras hay un límite de EGT para el despegue y para otros regímenes de motor,
un J48 normalmente operará a cierto EGT por debajo del límite aplicable para el
régimen de empuje que está utilizando el piloto. Si el EGT alcanza el límite
permisible, esto es una indicación de que el motor se ha deteriorado o que algún
tipo de avería se está desarrollando.
Consecuentemente, estos motores no pueden ajustarse por ajustes de EPR pero
deben controlarse por la posición del mando de gases, con la comprobación de los
distintos parámetros del motor para asegurarse del correcto empuje de salida.
Para motores con un área fija de tobera, las temperaturas reales de los gases de
escape obtenidas durante el funcionamiento normalmente están por debajo de los
límites prescritos.
Instrumentación para la medida del empuje en turbofanes
Para aquellos otros motores que utilizan toberas de escape totalmente variables, la
presión de descarga de la turbina o la relación de presión del motor pueden
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 62
utilizarse con buenos resultados para indicar o ajustar el empuje del motor, ya que
varían proporcionalmente al empuje que el motor está desarrollando. Hoy la
mayoría de los aviones propulsados por turborreactores y turbofanes están
instrumentados para la relación de presión del motor, y este es el parámetro
generalmente utilizado para ajustar o medir el empuje del motor durante el
despegue, subida y crucero. Para medidas de empuje muy exactas, tal como
durante el ajuste de un motor en tierra, la presión de descarga de la turbina se
emplea a menudo para medir el empuje. En tales casos, es normal conectar
temporalmente un indicador de presión de descarga en turbina al motor durante el
rodaje de ajuste del mismo. Así es como funcionan los dos métodos de medida de
presión del motor:
Indicador de presión de descarga de la turbina.
Este instrumento indica la presión interna del motor en la dirección de la tobera de
escape inmediatamente después de la última etapa de la turbina (Pt5 o Pt7), y
sirve como una indicación de la presión disponible a través de la tobera para
generar empuje. La presión de descarga de la turbina debe utilizarse en conjunto
con Tt2 y Pt2 como se explicará más adelante.
Indicador de relación de presión del motor.
Este instrumento indica la relación de presión del motor como medida del empuje
que está desarrollando este. Esto es la relación entre la presión total de descarga
de la turbina y el equivalente de la presión total a la entrada del compresor, es
decir Pt6/Pt2 o Pt7/Pt2. Los valores para el Pt2 deben corregirse por pérdidas en el
conducto de entrada sobre las curvas de relación de presión del motor o las cartas
editadas por el fabricante del avión. Dado que el empuje desarrollado por el motor
se indica por la relación de presión entre la presión a la entrada de aire del motor
y la presión de descarga en la tobera, la presión de descarga de la turbina, por sí,
no debería utilizarse directamente como una indicación exacta de la potencia de
salida del motor. La presión de entrada al compresor Pt2 debe tenerse en cuenta
en las curvas o cartas siempre que el avión esté instrumentado solo con la presión
de descarga de la turbina. Para las operaciones en estático del motor, esto
normalmente se realizará mostrando la presión barométrica, corregida para las
pérdidas en el conducto de entrada, más bien que por los valores de Pt2 en las
curvas o cartas. En vuelo, las curvas o tablas normalmente mostrarán la velocidad
y altitud que eliminarán la necesidad de trazar realmente los valores de Pt2 en los
datos operacionales. Los indicadores de relación de presión del motor tienen
incluso en el sistema el valor de Pt2, teniendo en cuenta este factor
automáticamente sobre la lectura del instrumento observado.
Par de Torsión / Potencia Torquímetro (Motores turbohélices)
Debido a que solamente una pequeña parte de la fuerza propulsora producida por
un turbohélice se debe al empuje del chorro, ni la presión de descarga de la
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 63
turbina ni la relación de presión del motor se utilizan para indicar la potencia que
está produciendo el motor. En su lugar se emplea un torquímetro para medir el
nivel de potencia que el motor está desarrollando en tierra y en vuelo.
Presión y temperatura de aceite
Para guardarse contra los fallos de motor resultantes de una inadecuada
lubricación y refrigeración de las distintas piezas del motor debe controlarse el
suministro de aceite a las áreas críticas. El indicador de presión de aceite muestra
la presión transmitida por el transmisor de presión de aceite. En la mayoría de las
instalaciones, el transmisor de presión de aceite tiene en cuenta la presión de
respiración, transmitiendo la caída de presión verdadera a través de los inyectores
del sistema de aceite.
Presión y flujo de combustible
Las características del sistema de combustible frecuentemente hacen aconsejable
controlar la presión de entrada a la bomba de combustible.
En caso de una detención del flujo de combustible en vuelo, es conveniente
localizar la fuente de la dificultad rápidamente, para determinar si el problema se
ha desarrollado en el motor o en el sistema de combustible del avión, de forma
que pueda tomarse la acción correctiva.
Velocidad del Motor
Las r.p.m. del rotor del motor pueden detectarse por un generador de tacómetro
mecánicamente arrastrado, un imán permanente mecánicamente arrastrado o una
sonda captadora de impulsos que detecta el paso de los álabes del compresor o
fan, o el paso de los dientes de un engranaje. La salida o señal de cualquiera de
los sensores mencionados se dirige a un indicador apropiado en la cabina. El
indicador está calibrado para leerse directamente en tantos por ciento de r.p.m.
Cuando se use el tacómetro de N1 para ajustar el empuje del motor, este debería
ajustarse más exactamente por medio de la relación de presión del motor (EPR)
tan pronto como sea posible. En los motores de un solo compresor de flujo axial,
se recomienda sin ningún género de duda que la velocidad del motor no se use
como medio principal de ajuste o comprobación del empuje del motor.
Medida e Indicación de la Vibración
El motor turborreactor tiene un nivel de vibración extremadamente bajo, y un
cambio en la vibración debido a un fallo inminente o parcial puede pasar
desapercibido. Por lo tanto, muchos motores están equipados con indicadores de
vibración que continuamente comprueban el nivel de vibración del motor. El
indicador normalmente es un miliamperímetro que recibe señales a través de un
amplificador desde un transmisor montado en el motor.
Instrumentación Electrónica
Uno de los axiomas fundamentales de la instrumentación del avión es “Si un
parámetro puede medirse, puede controlarse, y si puede controlarse, puede
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 64
controlarse automáticamente.” Pero el control automático era difícil antes de la
llegada de la electrónica digital y del microprocesador.
El sistema de instrumentación electrónico para el motor mas elaborado es el EICAS
(Engine Indication and Crew Alerting System). El EICAS no presenta todos los
parámetros del motor cuando estos están operando dentro de su gama normal de
funcionamiento, sino que cuando cualquier condición excede su límite permisible,
la tripulación es alertada de un problema inminente.
El EICAS sustituye múltiples instrumentos individuales y proporciona a la
tripulación la información necesaria. Además está conectado con sistemas tales
como el panel de presentación de control para mantenimiento (MCDP), el
computador de mandos de vuelo (FCC), el sistema de gestión del empuje (TMS), el
control electrónico del motor (EEC), el piloto automático (FMC), el radio altímetro,
y el computador de datos de aire (ADC).
Los mensajes de alerta aparecen en el lado izquierdo de la pantalla superior en
uno de tres colores: blanco, amarillo o rojo. Si es blanco, es un mensaje de
advertencia (advisory), y se tomará acción cuando se disponga de tiempo. Si es
amarillo, es un mensaje de precaución (caution), que requiere un conocimiento
inmediato de la tripulación y una acción compensatoria futura. Si es rojo, es un
mensaje de aviso (warning), que requiere una acción correctiva o compensatoria
inmediata por parte de la tripulación. Cuando quiera que aparezca un mensaje de
aviso en el EICAS, también se iniciaran una señal acústica y otra visual. Los
interruptores “cancel/recall” se usan para revisar y controlar los mensajes de
precaución y advertencia.
Los colores usados en las pantallas multicolor tipo CRT son los siguientes:
Blanco: Es el color general usado para todas las escalas, para los indicadores en la
gama operacional normal, las lecturas en formato digital y los encasillados de
estas, así como los mensajes de advertencia.
Rojo: Para los Mensajes de aviso, para los limites de escalas, y para la condición
de exceso en los indicadores, en la lectura digital y los encasillados de esta.
Verde: Para el modo de empuje y la lectura de referencia, para el cursor del EPR
seleccionado (EPR target), para la lectura del anti-hielo (TAI), para la lectura de la
temperatura seleccionada, y para los mensajes de empuje inverso.
Azul: No se usa para las presentaciones del EICAS, se muestra solo durante el test
del EICAS.
Amarillo: Para los mensajes de precaución. Para las bandas amarillas de las
escalas, para la condición de banda amarilla del indicador, para las lecturas
digitales y los encasillados de estas, para el marcador de límite máximo, y la
lectura del inversor de empuje.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 65
Magenta (Rosa): Para la envolvente de arranque en vuelo, para el índice
comandado del combustible, para los mensajes de alimentación cruzada de
sangrados, y para el cursor EPR/FMC.
Cyan (Azul): Para los nombres de todos los parámetros, indicación de status e
indicación de los datos secundarios del motor.
Negro: Color del fondo de pantalla.
SISTEMAS INTEGRADOS DE VUELO POR
INSTRUMENTOS Y PILOTO AUTOMÁTICO. 1. Descripción del sistema
Los computadores del AFS (Auto Flight System) comprenden:
Dos FMGECs (Flight Management Guidance and Envelope Computer), y unidades
de gestión:
Un FCU (Flight Control Unit),
Tres MCDUs (Multipurpose Control & Display Unit).
Las cuatro funciones del FMGEC son:
A. El guiado de vuelo,
o AP (Auto Pilot),
o FD (Flight Director),
o A/THR (Auto Throttle).
B. Envolventes de vuelo:
o cálculo de las envolventes de vuelo,
o detección del viento en cizalladura.
C. Gestión de vuelo:
o navegación,
o rendimiento,
o procesamiento de las pantallas,
D. Detección y aislamiento de fallos.
Las tres MCDUs asociadas a los FMGECs permiten la introducción y modificación
del plan de vuelo y la selección y modificación de los parámetros asociados con las
funciones de gestión de vuelo.
La FCU es usada para activar los sistemas AP/FD y A/THR, para la selección de los
parámetros de vuelo (altitud, velocidad/nº de Mach, velocidad vertical/ángulo de la
trayectoria de vuelo, rumbo/trayectoria) y para la selección de los modos de
AP/FD.
Los FMGES (Flight Management Guidance and Envelope System) incluyen los
computadores, unidades de control y periféricos asociados.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 66
El sistema envía comandos de deflexión de las superficies para las funciones del AP
a los FCPC (Flight Control Prymary Computers) 1; 2 y 3, y los valores de empuje
para las funciones del A/THR a la ECU1 (Engine Control Unit)/ EEC1 (Electronic
Engine Control) (para el ajuste de empuje en el motor 1) a través de la EIVMU1
(Engine Interface Vibration Monitoring Unit).
Los controles del sidestick y las palancas de control de empuje no se mueven
cuando el AP y/o el A/THR están acoplados.
Fig.:01 Componentes del AFS en la cabina
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 67
2. Operación, control e indicación.
El FMGES es apto para cuatro secciones funcionalmente independientes:
la sección de guiado de vuelo (FG Flight Guiadance),
la sección de envolvente de vuelo (FE Flight Envelope),
la sección de gestión de vuelo (FM Flight Management),
y la sección del sistema de detección y aislamiento de fallos (FIDS Fault Isolation
and Detection System).
A. Función del guiado de vuelo
(1) General
El FG lleva a cabo las siguientes funciones:
piloto automático (AP),
flight director (FD),
empuje automático (A/THR)
El FMGES es un sistema de tipo dual para las funciones del AP y el A/THR. El uso
operacional del AFS está basado en los siguientes principios:
las órdenes del piloto a corto plazo se introducen a través de la FCU,
las órdenes del piloto a largo plazo de introducen a través de la MCDU.
Este principio nos lleva a dos operaciones distintas: controles seleccionados y
controles gestionados.
- Control seleccionado:
En el control seleccionado, el piloto selecciona los parámetros de referencia (por
ejemplo: altitud) en la FCU. Esta selección permite la adquirir y mantener el
parámetro correspondiente.
- Control gestionado:
La aeronave es controlada usando
parámetros de referencia
gestionados por el FM (Flight
Management) en el FMGEC. Esto
está dentro de la cuenta de los
datos seleccionados por el piloto
en la MDCU.
Fig.:02 Función del guiado de
vuelo
(2) Operación automática
En modo automático, la aeronave
puede ser controlada por controles
seleccionados (referencias de
vuelo seleccionados en la FCU) o
por controles gestionados
(referencias en la sección de FM).
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 68
En modo de crucero sólo un AP puede ser enganchado. Ambos APs pueden ser
enganchados (a través de los botones AP1 y AP2 en la FCU) tan pronto como el
modo de aproximación LS (Landing System), es seleccionado. El AP1 tiene
prioridad, estando el AP2 en espera. Los FCPCs usan los comandos del AP1
primero, y cambian al comando AP2 en caso de que el AP1 se desconecte. Un solo
botón de A/THR en la FCU habilita la función de empuje automático. Ambos
sistemas están siempre enganchados al mismo tiempo, pero solo uno de ellos está
activo dependiendo del AP y del FD.
Fig.:03 Control manual y automático
(3) Piloto automático y flight
director
- Integración del control de
vuelo/AP:
No hay un actuador específico
para el AP. Para los controles de
cabeceo, alabeo y guiñada,
hablando del avance de los
sistemas de control de vuelo
eléctricos, las demandas del AP
son enviadas a las superficies vía
los FCPC’s. La limitación de la
deflexión de las superficies es
enviada vía bus ARINC 429. Para
el roll-out automático, el FMGEC
computa la demanda de la rueda
de morro.
- Modos de AP/FD:
El FMGECs provee parámetros de
guiado para los modos laterales y
longitudinales del AP/FD. De
acuerdo con la selección del modo
que este seleccionado en la FCU,
el AP/FD estará en modo
gestionado o en modo
seleccionado. El control
seleccionado es iniciado con la
acción de tirar en el botón de la
FCU, el parámetro es seleccionado
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 69
por el piloto a través del correspondiente botón.
El control gestionado es iniciado apretando el botón de la FCU. En el control
gestionado, la selección del parámetro es provista por la sección de la FM. Algunos
modos tienen dos controles de estado diferentes:
fase armada,
fase enganchada.
El modo de operación del AP esta en control seleccionado cuando las referencias
son seleccionadas en la FCU. El AP esta en modo gestionado cuando el sistema de
gestión de vuelo define estas referencias.
Durante la fase armada no se llevan a cabo controles activos. Si un modo esta
armado, es automáticamente enganchado cuando se reúnen las condiciones.
Cuando un modo longitudinal es enganchado, este está asociado con un modo de
A/THR, si el A/THR está enganchado. Sin embargo, el AP puede ser enganchado
en un modo longitudinal sin que el A/THR este enganchado.
(4) Empuje automático (A/THR)
- Integración del control del motor con el empuje automático:
Los motores están asociados con un FADEC (Full Authority Digital Engine Control).
El control de empuje es eléctrico. El FADEC está implementado con un canal dual
para fallos operacionales. La función del A/THR esta computarizada en el FMGEC y
es enviada a los FADECs a través de la FCU y las EIVMUs.
- Selección del modo de límite de empuje:
El cálculo del límite de empuje lo realiza el FADEC de acuerdo con la posición del
acelerador. Las palancas de control de empuje pueden ser movidas en un sector
que incluye posiciones específicas correspondientes a:
IDLE: ralentí,
CL: empuje de ascenso,
MCT/FLX TO: empuje máximo continuo o despegue flexible,
TO/GA: despegue máximo / go around.
- Protección Alpha Floor:
La función de A/THR protege al avión en caso de un excesivo ángulo de ataque,
seleccionando el empuje al límite de GA.
(5) Anunciador de modos de vuelo (FMA)
El FMA en la sección superior del PFD (Primary Flight Display), proporciona al
piloto los datos de estado que se refieren a:
El estado de los modos de A/THR, y los sistemas de AP/FD,
las capacidades de aterrizaje.
Esta sección del PFD comprende cinco columnas de tres líneas cada una donde se
muestran varias operaciones del FMGEC. El FMA usa diferentes colores de
visualización de los anunciadores y los mensajes. Los colores son:
verde para los modos activos,
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 70
cian para los modos armados,
magenta para los modos armados o enganchados pero con una restricción,
blanco para el estado de AP, FD y A/THR,
ámbar para las indicaciones las cuales requieren especial atención.
Algunas de estas visualizaciones del anunciador están rodeadas por un cuadrado
blanco cuando aparecen.
Fig.:04 Anunciador de modos de vuelo en el PFD
B. Función de las
envolventes de vuelo
La función de las FE lleva a
cabo:
cálculo de la velocidad,
consolidación de las fases del
vuelo, configuración del avión,
peso y centro de gravedad y
detección de alpha floor desde
las FCPCs
detección de viento en
cizalladura y centro de
gravedad.
La condición de habilitado de la función alpha floor es llevada a cabo por el FCPC y
enviada a la función del FG. La indicación del activación de alpha floor es mostrada
en el PFD.
(1) Calculo de las envolventes de vuelo
La función de las FE se calcula para el AFS y los instrumentos de vuelo (Capitán y
F/O PFDs).
- Velocidad mínima
VLS (Lower Selectable Speed). Esta es la mínima velocidad seleccionable para la
actual configuración de flap y slat (conforme a lo dispuesto por el SFCC (Slat Flap
Control Computer)).
- Velocidades de maniobra (VMAN: V3, V4)
Las velocidades de maniobra corresponden a las velocidades a las cuales los flaps
y los slats pueden ser extendidos o retraidos. Se calculan para mostrar en la escala
de velocidad del PFD. Estas velocidades deben tener en cuenta la posibilidad de
interferencia entre flaps y slats. El cálculo también proporciona la máxima
velocidad de extensión de flap (VFEN) correspondiente a la
siguiente configuración.
- Velocidad green dot.
Es el cambio de velocidad que aparece debajo en la escala de velocidad en el PFD.
- Tendencia
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 71
El vector de tendencia de velocidad se muestra en la escala de velocidad en el
PFD. Corresponde al incremento de velocidad a 10 segundos con la aceleración
actual.
- Velocidad máxima (VMAX)
La función de las FE calcula esta información teniendo en cuenta la aeronave, y
la configuración VMO/MMO (Maximum Operating Limit Speed) provista por los
ADIRS (Air Data/Inertial Reference System). El calculo de la VFE/VLE (Maximum
Flap Extended Speed/Maximum Landing Gear Extended Speed) se hace
en función de la configuración de la aeronave. La velocidad máxima es mostrada
en el PFD y es usada por el AFS con el fin de evitar un exceso de velocidad.
Fig.:05 Envolventes de vuelo en el PFD
(2) Consolidación de los datos para
el AFS
La función de las FE monitoriza y
consolida los siguientes datos para el
AFS:
fases de vuelo,
posición del tren de aterrizaje,
configuración de flap y slat
interferencia de flap y slat,
fallo de motor,
peso y centro de gravedad.
(3) Detección de alpha floor
La función de las FE consolidan
la detección de alpha floor calculada
por los FCPCs para el AFS. La señal se activa si el ángulo de ataque excede un
umbral en función de la posición de flap y slat. Esta función tiene una autoridad
total sobre el empuje automático a través del FG. La detección está disponible
desde el despegue hasta una altitud de 100 pies antes de aterrizar.
(4) Detección del viento en cizalladura
La función de las FE computa una señal de alerta de cizalladura para el EIS
(Electronic Instrument System) y la reproducción del aviso acústico. Este cálculo
de la señal está basado en un algoritmo teniendo en cuenta cortes longitudinales,
pasos verticales, la media del viento y la posición de flap y slat. La advertencia
tiene en cuenta la intensidad de la cizalladura y un mínimo seguro de energía en la
aeronave. No tiene autoridad en el automático. La detección por viento en
cizalladura está disponible entre 50 pies AGL (Above Ground Level) y 1.300 pies
AGL.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 72
(5) Detección del centro de gravedad
Los dos FCMCs (Fuel Control and Monitoring Computer) controlan el centro de
gravedad transfiriendo combustible al tanque del estabilizador horizontal para
mejorar el rendimiento de la aeronave. La función de las FE monitoriza el no
rebase de los límites del CG (Center of Gravity) por un cálculo totalmente
independiente al FCMC. La función de las FE establece:
- Los FCFMs con una señal de precaución del CG.
Tras la recepción de esta señal, los FCMCs detienen la transferencia de
combustible y cambian los topes del CG un 2%. Los nuevos valores se mantienen
durante todo el vuelo y hasta dos cambios de un 2% se pueden hacer (lo cual
significa que se puede hacer un cambio de hasta un 6%). La tercera vez que se
hace el cambio, una nota se muestra en el ECAM (Electronic Centralized Aircraft
Monitoring); alertando a la tripulación de la gran discrepancia entre los cálculos del
FCMC y de las FE del CG y que el CG calculado por las FE puede ser mayor que el
límite de precaución del CG
- Los FWCs con una señal de advertencia de CG retrasado que desencadena una
alerta roja en el ECAM, para alertar a la tripulación que el cálculo del CG por las FE
puede ser mayor que un límite seguro del CG retrasado.
C. Función de la gestión de vuelo
La función de guiado de vuelo de cada FMGEC asociada con la FCU y dos MCDUs,
lleva a cabo:
Definición del plan de vuelo (lateral y vertical),
navegación lateral,
o inicialización de los ADIRS,
o calculo de la posición lateral,
o seguimiento del plan de vuelo,
o selección de Nav-AIDs (manual o automática).
Datos de rendimiento,
o cálculo de la velocidad optima,
o cálculo de predicciones (durante el plan de vuelo, de acuerdo con las
variaciones constantes),
o seguimiento del perfil de vuelo,
o calculo del rendimiento de actuaciones complementarias.
Gestión de las pantallas,
o en la MCDU,
o en el ND,
o en el PFD
Comunicación/vigilancia – enlace de datos,
o comunicación con operaciones de la compañía,
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 73
o funciones FANS (Future Air Navigation System) (ADS (Automatic Dependent
Surveillance), CPDLC (Controller-Pilot DataLink Communications)).
(1) Definición del plan de vuelo
Desde la base de datos de navegación almacenada en la memoria masiva, la
FMGEC permite (via MCDU) definir en el plan de vuelo:
a través de la designación del número de ruta de la compañía,
a través de la designación de los aeropuertos de origen y destino.
Además, la ruta de la compañía puede contener otra información:
la ruta de llegada (STAR) y los procedimientos de salida (SID),
el nivel de crucero,
el índice de coste (proporción entre el coste del tiempo y el coste de
combustible).
Entonces, el sistema puede optimizar el perfil vertical del plan de vuelo. El sistema
define un plan de vuelo con un aeropuerto alternativo asociado.
La inicialización puede ser con una ruta de la compañía:
cuando se inserta el origen/destino,
cuando el piloto introduce los procedimientos, nivel de crucero y los datos del CI,
manualmente por el piloto.
La base de datos de navegación, puede ser actualizada cada 28 días con un
cargador de datos, como lo define el ARINC 615. La base de datos
de navegación incluye:
aeropuertos y procedimientos,
rutas de compañía,
aerovías,
ayudas a la navegación,
puntos en ruta,
patrones de espera,
Cuadricula MORA (Minimum OFF Route Altitude).
En adicción, el piloto puede introducir 20 puntos en ruta, 20 ayudas a
la navegación, 10 pistas y 5 rutas de compañía manualmente. Estos elementos de
datos específicos se borran automáticamente:
al final de cada vuelo,
cuando un nuevo banco de datos es seleccionado, dependiendo de la elección de
la aerolínea (mediante pin programming).
Los elementos de los datos específicos pueden también ser borrados
manualmente. La definición del plan de vuelo determina por adelantado el tipo
de aproximación que se va a realizar en el aeropuerto de destino (ILS
(Instrumental Landing System), R.NAV, VOR Approach, ILS Back
Beam). También es posible definir un segundo plan de vuelo denominado
“secundario”, el cual no esta activo.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 74
(2) Descripción de la MCDU
La MCDU principalmente consiste en:
un CRT (Catodic Ray Tube) a color,
seis pares de teclas de selección de linea,
un teclado alfanumérico con teclas de función
La MCDU permite, si es necesario, llevar a cabo lo siguiente:
cambiar la altitud de crucero y el CI (Cost Index),
modificar los procedimientos de salida y llegada (STAR (Standard Terminal
Arrival Route) y SID (Standard Instrumental Departure)),
cambiar el plan de vuelo lateral (nueva ruta, introducción de esperas etc.)
cambiar el plan de vuelo vertical (inserción/borrado de limitaciones, ascenso
escalonado, etc.)
intercambio de información entre tierra (AOC (Airline Operational Control), ATC
(Air Traffic Control)) y la aeronave (por ejemplo: inicialización del plan de vuelo,
datos de rendimiento, autorización de la ruta, …).
Fig.:06 Multipurpose Control & Display Unit
(3) Navegación lateral
- Inicialización de las referencias
inerciales en tierra
Las tres IRs (Inertial Reference)
son alineadas directamente desde
la FM en respuesta a lo que la
MCDU pida desde:
una posición dada, en la base de
datos de navegación,
una posición definida por el piloto.
- Cálculo de la posición de la
aeronave
La posición de la aeronave es
calculada desde los datos
suministrados por los tres ADIRUs y
las ayudas a la navegación (VOR
(Very High Frequency Omnibearing
Range), DME (Distance Measuring
Equipment), ILS). Estos elementos de información permiten determinar
la posición y velocidad de la aeronave y obtienen un vector estimado del viento
actual. La posición de la aeronave puede ser actualizada en el umbral de la pista o
en una posición desplazada en la pista y durante la aproximación con
la información del localizador.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 75
Dos clases de navegación son definidas en orden de reflejar la precisión de
la posición calculada por la aeronave (High o Low).
- Seguimiento del plan de vuelo
La FMGEC provee un guiado lateral asociado al plan de vuelo por medio del
piloto automático, el FD y la función de gestión lateral (selector HDG/TRK en la
FCU).
(4) Datos de rendimiento
- Calculo de la velocidad óptima
El sistema de gestión de vuelo permite minimizar el coste a través de la
optimización de la velocidad. Este cálculo depende de:
el plan de vuelo,
el peso de la aeronave introducido por el piloto,
la aerodinámica y el modelo de los motores almacenado en la base de datos.
La velocidad y dirección del viento, la temperatura son también tenidos en cuenta
en el cálculo. El piloto puede modificar estos modelos. La función de FM calcula la
velocidad óptima para cada fase de vuelo:
velocidad optima de máximo ascenso (máximo ángulo) en la fase de ascenso
seleccionado manualmente en la FCU,
velocidad óptima para máximo descenso en la fase de
descenso seleccionado manualmente en la FCU,
velocidad optima de máxima autonomía,
velocidad optima con un motor menos (para las fases de ascenso, crucero y
descenso),
velocidad óptima para el crucero.
- Calculo de las predicciones a lo largo del plan de vuelo
El perfil vertical es secuenciado en fases de vuelo:
despegue,
ascenso,
crucero,
descenso,
aproximación,
frustrada.
Las funciones de la FM calcula el rendimiento de los puntos de ruta listados
debajo:
T/C (Top of Climb),
T/D (Top of Descent), permitiendo conocer todas las restricciones,
ascenso escalonado optimo (S/C Step Climb),
descenso optimo escalonado (S/D Step Descent),
altitud autorizada y nivel del punto de captura,
punto de interceptación de una altitud definida en la MCDU,
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 76
punto de interceptación del perfil,
límites de velocidad,
punto de deceleración.
Las funciones de la FM tiene en consideración el cálculo de la velocidad, tiempo,
altitud, y combustible cuando se sobrevuela cada punto en ruta. Los diferentes
tipos de restricción son:
tiempo de restricción a un punto determinado,
constantes de velocidad y/o altitud restringida en varios puntos en ruta.
- Seguimiento del perfil vertical
El uso del AP y del FD habilitan el seguimiento del perfil vertical en condición de
que la velocidad vertical no sea impuesta por el piloto a través de la FCU. El
seguimiento de la velocidad optima es hecho por el AP/FD o por el sistema de
control de empuje. Esto ocurre en condición de que el piloto no ha impuesto la
velocidad. El seguimiento del perfil vertical y de la velocidad optima puede ser
simultanea o independiente. Durante la aproximación final, si se ha seleccionado
una aproximación de no precisión, el perfil vertical puede ser seguido a la altitud
de descenso mínima (MDA).
- Cálculos de rendimiento adicionales
La función del FM habilita el cálculo por lo menos de:
el cálculo de la planificación de combustible (el conjunto del plan de
combustible, teniendo en cuenta la política de combustible de la aerolínea),
planificación de la altitud,
altitud máxima y optima,
desviación vertical,
definición de la aproximación,
calculo especifico en el caso de fallo de motor,
predicciones del plan de vuelo secundario,
pasos (manual y optimizado),
predicción de los cinco aeropuertos más cercanos,
punto equidistante.
(5) Gestión de las pantallas
El sistema de gestión de vuelo muestra la navegación, rendimiento
e información de guiado a través de:
la MCDU,
el ND (Navigation Display),
el PFD (Primary Flight Display), para la definición y seguimiento del plan de
vuelo.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 77
Fig.:07 Visualización de la información de la gestión de vuelo
Visualización en las MCDUs
El sistema de gestión de vuelo ofrece información relativa de por lo menos:
el plan de vuelo (puntos en ruta, procedimiento de altitud, velocidad, tiempo,
viento, predicciones de combustible),
restricciones del plan de vuelo,
ayudas a la navegación,
precisión de la navegación y modos de rendimiento,
datos de rendimiento relativos a las fases de vuelo,
cálculos de rendimiento suplementarios.
Visualización del ND
El sistema de gestión de vuelo provee la siguiente información:
posición de la aeronave (identificada por un símbolo),
planes de vuelo,
desviación lateral del plan de vuelo primario,
puntos en ruta falsos,
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 78
parámetros varios mostrados en la FCU como:
o constantes del plan de vuelo (velocidad, tiempo, altitud),
o VOR/DME,
o aeropuertos,
o otros puntos en ruta del plan de vuelo
o NDB
mensajes (NAV ACCUR DOWNGRAD, NAV ACCUR UPGRAD, SPECIFIC VOR-D
UNAVAIL).
- Visualización en el PFD
El sistema de gestión de vuelo genera los siguientes varios items de información:
mensajes (SET GREEN DOT SPEED, SET MANAGED SPEED, CHECK
APPRSELECTION, SET HOLD SPEED, DECELERATE, MORE DRAG),
objetivo,
desviación de la altitud con respecto al origen.
El perfil es también mostrado durante el descenso. Esto ocurre mientras el AP y/o
el FD están en el modo de seguimiento del perfil de descenso.
Indicador de actitud
Indicador de actitud analógico básico.
Un Indicador de Actitud (IA), o también
conocido como horizonte artificial, es un
instrumento de vuelo utilizado en los
aviones, que nos muestra la orientación del
avión respecto al horizonte. Con él,
podemos conocer el ángulo de alabeo y
cabeceo. De este modo, conoceremos si el
avión está inclinado lateralmente y la
posición de nariz (arriba o abajo), con
respecto al horizonte. Gracias a este
instrumento, es posible volar en
condiciones de visibilidad reducida o nula.
Hay que
tener en cuenta que el horizonte artificial no
muestra si el avión está ascendiendo o
descendiendo (para ello se recurre al variómetro),
únicamente nos indica la posición del avión con
respecto al horizonte.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 79
Construcción y operación
Horizonte artificial analógico
Indicador de actitud y dirección (integra las indicaciones del sistema de aterrizaje
instrumental y del director de vuelo).
El horizonte artificial está formado por un giroscopio de rotación horizontal, que
está montado sobre un sistema de ejes que le permiten tres grados de libertad,
todo esto está en el interior de una caja hermética. Para su funcionamiento, el
giroscopio ha de girar a gran velocidad, mediante una corriente de aire o mediante
un pequeño motor eléctrico.
El giroscopio está unido una esfera visible, dividida en dos hemisferios por la línea
del horizonte (el superior de color azul, representando el cielo, y el inferior de color
negro o marrón, simulando la tierra), los cuales están graduados con líneas
horizontales cada 5° por encima y por debajo de la línea del horizonte. Por delante
de la esfera se coloca una representación de avión en miniatura (en forma de W o
de omega invertida) que sirve para marcar sobre la esfera los grados de cabeceo
de la aeronave.
En la parte frontal de la caja existe una escala semicircular inmóvil, marcada con
líneas separadas 10°, 20°, 30°, 60° y 90° a cada lado de la vertical del
instrumento. Un puntero solidario con la esfera móvil marcará sobre esta escala los
grados de alabeo de la aeronave.
Integración con otros sistemas de la aeronave
Existen horizontes artificiales analógicos más evolucionados que combinan en el
mismo instrumento información procedente de otros sistemas de la aeronave,
como pueden ser las indicaciones del sistema de aterrizaje instrumental o las
indicaciones del director de vuelo.
Horizonte artificial digital
Pantalla principal de vuelo que muestra
la información correspondiente al
horizonte artificial, entre otros datos.
Actualmente, con el avance de las
nuevas tecnologías y a la aparición de
las cabinas de cristal, ya no es
necesario el uso de instrumentos
analógicos, sino que se puede mostrar
en una pantalla la información
procedente de los sistemas de referencia de actitud y rumbo (AHRS) de la
aeronave, junto con otros datos necesarios para el piloto, dando lugar a lo que se
denomina pantalla principal de vuelo (PFD). Aún así, muchos aviones modernos
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 80
siguen contando con un giroscopio mecánico o digital como horizonte artificial de
reserva.
Ajuste del horizonte artificial
Cuando el avión se encuentre recto y nivelado, el piloto, mediante el botón
giratorio de ajuste, debe colocar las alas del avión en miniatura alineadas con el
horizonte artificial. La exactitud de este ajuste puede mejorarse teniendo en
cuenta la carga y el centrado de la aeronave.
Historia
El primer horizonte artificial fue inventado por Elmer Sperry y se probó por primera
vez en vuelo por Jimmy Doolittle en 1929.
En un primer momento, los horizontes artificiales estaban limitados en la cantidad
de cabeceo y alabeo que podían soportar, que era aproximadamente de 60º en el
cabeceo y 100º en el alabeo; si alguno de estos límites era excedido se producía
una inclinación en el instrumento, por lo que se instaló un mecanismo que
bloqueaba en giroscopio en una posición vertical durante cualquier movimiento
que superara los límites.
SISTEMA ELECTRÓNICO DE INSTRUMENTOS DE VUELO
EFIS en un Airbus A380.
EFIS en un Eclipse 500.
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 81
Garmin G1000 en un Diamond DA42.
UN SISTEMA ELECTRÓNICO DE INSTRUMENTOS DE VUELO, O EFIS POR SUS SIGLAS EN
INGLÉS (ELECTRONIC FLIGHT INSTRUMENT SYSTEM), ES UN SISTEMA DE INSTRUMENTOS DE LA
CABINA DE VUELO EN EL QUE LA TECNOLOGÍA DE VISUALIZACIÓN UTILIZADO ES ELECTRÓNICA EN
LUGAR DE ELECTROMECÁNICA. UN EFIS NORMALMENTE CONSTA DE UNA PANTALLA PRINCIPAL DE
VUELO (PFD), PANTALLAS MULTIFUNCIÓN (MFD) Y UNA PANTALLA PARA EL SISTEMA DE
INDICACIÓN DE MOTOR Y AVISO A LA TRIPULACIÓN (EICAS). A PESAR DE QUE LOS MONITORES
TUBO DE RAYOS CATÓDICOS (CRT) SE UTILIZARON EN UN PRINCIPIO, LAS PANTALLAS DE CRISTAL
LÍQUIDO (LCD) SON AHORA MÁS COMUNES.
EL COMPLEJO INDICADOR ELECTROMECÁNICO DE ACTITUD (ADI) Y EL INDICADOR DE SITUACIÓN
HORIZONTAL (HSI) FUERON LOS PRIMEROS CANDIDATOS PARA EL REEMPLAZO POR EFIS. SIN
EMBARGO, AHORA HAY POCOS INSTRUMENTOS DE LA CABINA DE VUELO PARA LOS QUE NO SE
DISPONE DE PANTALLA ELECTRÓNICA.
Descripción general
LAS POSIBLES APLICACIONES DE SISTEMAS EFIS VARÍAN MUCHO. UN AVIÓN LIGERO PUEDE SER
EQUIPADA CON UNA UNIDAD DE PANTALLA, EN LA QUE SE MUESTRAN LOS DATOS DE VUELO Y DE
NAVEGACIÓN. UN AVIÓN DE FUSELAJE ANCHO ES PROBABLE QUE TENGA SEIS O MÁS PANTALLAS DE
PRESENTACIÓN.
UNA INSTALACIÓN EFIS TENDRÁ LOS SIGUIENTES COMPONENTES:
Pantallas de presentación
Controles
Procesadores de datos
UN EFIS BÁSICOS PODRÍAN TENER TODOS ESTOS COMPONENTES UNA SOLA PANTALLA CON POCOS
CONTROLES EL PANEL.
Pantallas de presentación Primary Flight Display (PFD)
EN LA CABINA DE VUELO, LAS PANTALLAS DE PRESENTACIÓN SON LAS PARTES MÁS VISIBLES DE UN
SISTEMA EFIS, Y SON SUS CARACTERÍSTICAS LAS QUE LE DAN LUGAR AL NOMBRE DE "CABINA DE
CRISTAL". LA PANTALLA DE PRESENTACIÓN QUE TOMA EL LUGAR DEL ADI SE LLAMA PANTALLA
PRINCIPAL DE VUELO PRIMARY FLIGHT DISPLAY "PFD". SI UNA PANTALLA SEPARADA SUSTITUYE A
LA HSI, SE LLAMA PANTALLA DE NAVEGACIÓN. EL PFD MUESTRA TODA LA INFORMACIÓN CRÍTICA
PARA EL VUELO, INCLUIDA LA VELOCIDAD AERODINÁMICA, ALTITUD, RUMBO, ACTITUD, VELOCIDAD
VERTICAL Y GUIÑADA. LA PFD ESTÁ DISEÑADO PARA MEJORAR LA CONCIENCIA DE LA SITUACIÓN
GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II
CURSO PILOTO COMERCIAL Cap. JOSÉ LUIS PUERTAS 82
DE UN PILOTO, MEDIANTE LA INTEGRACIÓN DE ESTA INFORMACIÓN EN UNA SOLA PANTALLA EN
LUGAR DE SEIS DIFERENTES INSTRUMENTOS ANALÓGICOS, REDUCIENDO LA CANTIDAD DE TIEMPO
NECESARIO PARA CONTROLAR LOS INSTRUMENTOS. LA PFD TAMBIÉN AUMENTAR LA CONCIENCIA
SITUACIONAL DE LA TRIPULACIÓN DEL AVIÓN AL ALERTAR DE CONDICIONES INUSUALES O
POTENCIALMENTE PELIGROSAS - POR EJEMPLO, DE BAJA VELOCIDAD, ALTA TASA DE DESCENSO -
CAMBIANDO EL COLOR O LA FORMA DE LA PANTALLA O ALERTAS DE AUDIO.
LOS NOMBRES DE «ELECTRONIC ATTITUDE DIRECTOR» Y «ELECTRONIC HORIZONTAL SITUATION
INDICATOR» SON UTILIZADOS POR ALGUNOS FABRICANTES. SIN EMBARGO, UNA ADI SIMULADA ES
SÓLO LA PIEZA CENTRAL DE LA PFD. LA INFORMACIÓN ADICIONAL ESTÁ SUPERPUESTA A AMBAS Y
DISPUESTOS ALREDEDOR DEL GRÁFICO.
LA PANTALLA MULTIFUNCIÓN PUEDE HACER QUE UNA PANTALLA DE NAVEGACIÓN POR SEPARADO SE
VEA INNECESARIA. OTRA OPCIÓN ES UTILIZAR UNA PANTALLA GRANDE PARA MOSTRAR TANTO LA
PFD Y LA PANTALLA DE NAVEGACIÓN.
EL PFD Y LA PANTALLA DE NAVEGACIÓN (Y LA PANTALLA MULTI-FUNCIÓN, CUANDO ESTÉ
INSTALADA) A MENUDO SON FÍSICAMENTE IDÉNTICOS. LA INFORMACIÓN MOSTRADA ESTÁ
DETERMINADA POR EL SISTEMA DE INTERFACES EN LAS QUE ESTÁN INSTALADAS LAS PANTALLAS.
ASÍ, LA EXPLOTACIÓN DE LAS PIEZAS DE REPUESTO SE HA SIMPLIFICADO LAS PANTALLAS PUEDEN
INSTALARSE EN CUALQUIER POSICIÓN.
UNIDADES DE LCD GENERAN MENOS CALOR QUE LOS MONITORES CRT; UNA VENTAJA EN UN
PANEL DE INSTRUMENTOS CONGESTIONADOS. TAMBIÉN SON MÁS LIGEROS, Y OCUPAN UN
VOLUMEN MÁS BAJO.
Multi-Function Display (MFD) / Navigation Display (ND)
EL MFD (MULTI-FUNCTION DISPLAY) MUESTRA LA NAVEGACIÓN Y LA INFORMACIÓN EN TIEMPO
REAL DE MÚLTIPLES SISTEMAS. LAS PANTALLAS MULTIFUNCIONALES CON FRECUENCIA SE IDEARON
COMO «CARTAS CENTRALIZADAS» O «CARTAS DIGITALES», DONDE LAS TRIPULACIONES PUEDEN
SUPERPONER INFORMACIONES DIFERENTES SOBRE UN MAPA O UN GRÁFICO. EJEMPLOS DE
INFORMACIÓN DE SUPERPOSICIÓN MFD INCLUIR PLAN DE RUTA ACTUAL DE LA AERONAVE,
INFORMACIÓN DEL TIEMPO PROVISTA EN EL RADAR DE A BORDO O BIEN POR LOS RADARES
METEOROLÓGICOS EN TIERRA, POR EJEMPLO, NEXRAD, EL ESPACIO AÉREO RESTRINGIDO Y EL
TRÁFICO DE AERONAVES. LOS EQUIPOS MULTIFUNCIONALES TAMBIÉN PUEDE SER USADO PARA VER
OTROS TIPO DE RECUBRIMIENTO DE LOS DATOS (POR EJEMPLO, EL PLAN DE RUTA ACTUAL) Y SE
CALCULA SUPERPOSICIÓN DE DATOS DE TIPO, POR EJEMPLO, EL DESLIZAMIENTO DE RADIO DE LA
AERONAVE, DADA LA SITUACIÓN ACTUAL SOBRE EL TERRENO, LOS VIENTOS, Y LA VELOCIDAD DE LA
AERONAVE Y DE ALTITUD.
LAS PANTALLAS MULTIFUNCIONALES TAMBIÉN PUEDE MOSTRAR INFORMACIÓN ACERCA DE LOS
SISTEMAS DE AERONAVES, TALES COMO EL COMBUSTIBLE Y LOS SISTEMAS ELÉCTRICOS. AL IGUAL
QUE CON LA PFD, EL MFD SE PUEDE CAMBIAR EL COLOR O LA FORMA DE LOS DATOS PARA
ALERTAR A LA TRIPULACIÓN A SITUACIONES PELIGROSAS. ELECTRÓNICA CENTRALIZADA DE
SEGUIMIENTO DE AERONAVES (ECAM).