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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



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



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.



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).



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.



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.



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).



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



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Filtro_de_Kalman



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

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Alcance_Visual_en_la_pista&action=edit&redlink=1

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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.



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).

http://es.wikipedia.org/wiki/Aeronave



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

http://es.wikipedia.org/wiki/Estaci%C3%B3n_de_radiotelegraf%C3%ADa_de_Varberg



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



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.



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.



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.



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



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.



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



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.



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.



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.





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:



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.



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



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



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.



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.



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.



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

http://www.aviaciond.com/wp-content/uploads/2012/01/50.jpg



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,



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).



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



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,



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



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



- 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,


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

http://es.wikipedia.org/wiki/CDI



(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

http://es.wikipedia.org/wiki/Radial



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



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.



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.



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



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



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

http://es.wikipedia.org/wiki/Douglas_DC-3

http://es.wikipedia.org/wiki/Mecanismo

http://es.wikipedia.org/wiki/Aeronave

http://es.wikipedia.org/wiki/Piloto_de_aviaci%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Avi%C3%B3nica



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Anem%C3%B3metro

http://es.wikipedia.org/wiki/Veloc%C3%ADmetro

http://es.wikipedia.org/wiki/Velocidades_caracter%C3%ADsticas

http://es.wikipedia.org/wiki/Velocidades_caracter%C3%ADsticas

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Envolvente_de_vuelo&action=edit&redlink=1

http://es.wikipedia.org/wiki/Velocidad_de_entrada_en_p%C3%A9rdida

http://es.wikipedia.org/wiki/Velocidad_de_entrada_en_p%C3%A9rdida

http://es.wikipedia.org/wiki/Presi%C3%B3n_est%C3%A1tica

http://es.wikipedia.org/wiki/Presi%C3%B3n_din%C3%A1mica

http://es.wikipedia.org/wiki/Sistema_pitot-est%C3%A1tica

http://es.wikipedia.org/wiki/Nudo_(unidad)

http://es.wikipedia.org/wiki/Milla_por_hora

http://es.wikipedia.org/wiki/Flap

http://es.wikipedia.org/wiki/Turbulencia



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Instrumentos_de_vuelo#cite_note-1

http://es.wikipedia.org/wiki/Vuelo_301_de_Birgenair

http://es.wikipedia.org/wiki/Boeing_757

http://es.wikipedia.org/wiki/Rep%C3%BAblica_Dominicana

http://es.wikipedia.org/wiki/Tubo_Pitot

http://es.wikipedia.org/wiki/Vuelo_2553_de_Austral_L%C3%ADneas_A%C3%A9reas

http://es.wikipedia.org/wiki/Vuelo_2553_de_Austral_L%C3%ADneas_A%C3%A9reas

http://es.wikipedia.org/wiki/DC-9

http://es.wikipedia.org/wiki/Fray_Bentos

http://es.wikipedia.org/wiki/Tubo_Pitot

http://es.wikipedia.org/wiki/Vuelo_AF_447

http://es.wikipedia.org/wiki/Caja_negra_(navegaci%C3%B3n)

http://es.wikipedia.org/wiki/Altitud

http://es.wikipedia.org/wiki/Pie_(unidad)

http://es.wikipedia.org/wiki/Alt%C3%ADmetro

http://es.wikipedia.org/wiki/Pie_(unidad)

http://es.wikipedia.org/wiki/Metro

http://es.wikipedia.org/wiki/Presi%C3%B3n_barom%C3%A9trica

http://es.wikipedia.org/wiki/Presi%C3%B3n_barom%C3%A9trica

http://es.wikipedia.org/wiki/Bar%C3%B3metro



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

http://es.wikipedia.org/wiki/Radar



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Gir%C3%B3scopo

http://es.wikipedia.org/wiki/Tac%C3%B3metro



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)

http://es.wikipedia.org/wiki/Helic%C3%B3ptero

http://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_explosi%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Turboh%C3%A9lice

http://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactor

http://es.wikipedia.org/wiki/Turbof%C3%A1n

http://es.wikipedia.org/wiki/Tac%C3%B3metro

http://es.wikipedia.org/wiki/Carga_motor

http://es.wikipedia.org/wiki/Man%C3%B3metro

http://es.wikipedia.org/wiki/Culata_(motor)

http://es.wikipedia.org/wiki/Term%C3%B3metro

http://es.wikipedia.org/wiki/Alcance_(aeron%C3%A1utica)

http://es.wikipedia.org/wiki/Br%C3%BAjula

http://es.wikipedia.org/wiki/Rumbo

http://es.wikipedia.org/wiki/Gir%C3%B3scopo



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Cessna_172

http://es.wikipedia.org/wiki/Campo_magn%C3%A9tico_terrestre

http://es.wikipedia.org/wiki/Campo_magn%C3%A9tico_terrestre

http://es.wikipedia.org/wiki/Precesi%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Piloto_autom%C3%A1tico

http://es.wikipedia.org/wiki/Comp%C3%A1s_(n%C3%A1utica)

http://es.wikipedia.org/wiki/Baliza_no_direccional

http://es.wikipedia.org/wiki/Se%C3%B1al

http://es.wikipedia.org/wiki/Baja_frecuencia

http://es.wikipedia.org/wiki/Baliza_no_direccional

http://es.wikipedia.org/wiki/Equipo_medidor_de_distancia

http://es.wikipedia.org/wiki/HF



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Radiofaro_omnidireccional_VHF

http://es.wikipedia.org/wiki/VHF

http://es.wikipedia.org/wiki/VHF

http://es.wikipedia.org/wiki/Radiofaro_omnidireccional_VHF

http://es.wikipedia.org/wiki/Sistema_de_aterrizaje_instrumental


http://es.wikipedia.org/wiki/Reglas_de_vuelo_instrumental


http://es.wikipedia.org/wiki/Alabeo_(navegaci%C3%B3n)

http://es.wikipedia.org/wiki/Ejes_del_avi%C3%B3n#Eje_lateral

http://es.wikipedia.org/wiki/Altitud


http://es.wikipedia.org/wiki/Elmer_Sperry

http://es.wikipedia.org/wiki/Elmer_Sperry



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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Sistema_de_gesti%C3%B3n_de_vuelo

http://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_A320

http://es.wikipedia.org/wiki/Sistema_de_gesti%C3%B3n_de_vuelo

http://es.wikipedia.org/wiki/Cartograf%C3%ADa

http://es.wikipedia.org/wiki/Carta_de_navegaci%C3%B3n



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.



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.



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.



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



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)



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.



· 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



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



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



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.



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.



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



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).



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



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,



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



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.



(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,



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,


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.



(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.



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,



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.



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,


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 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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Avi%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Alabeo_(navegaci%C3%B3n)

http://es.wikipedia.org/wiki/Cabeceo

http://es.wikipedia.org/wiki/Vari%C3%B3metro



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

http://es.wikipedia.org/wiki/Giroscopio_de_control_de_momento

http://es.wikipedia.org/wiki/Omega


http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Director_de_vuelo&action=edit&redlink=1

http://es.wikipedia.org/wiki/Pantalla_principal_de_vuelo

http://es.wikipedia.org/wiki/Cabina_de_cristal

http://es.wikipedia.org/wiki/Sistemas_de_Referencia_de_Actitud_y_Rumbo




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.

http://es.wikipedia.org/wiki/Vuelo_recto_y_nivelado

http://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_A380

http://es.wikipedia.org/wiki/Eclipse_500



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

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Garmin_G1000&action=edit&redlink=1

http://es.wikipedia.org/wiki/Diamond_DA42

http://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_ingl%C3%A9s

http://es.wikipedia.org/wiki/Cabina_de_vuelo



http://es.wikipedia.org/wiki/Pantalla_multifunci%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Sistema_de_indicaci%C3%B3n_de_motor_y_aviso_a_la_tripulaci%C3%B3n&action=edit&redlink=1

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http://es.wikipedia.org/wiki/Tubo_de_rayos_cat%C3%B3dicos

http://es.wikipedia.org/wiki/LCD

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Indicador_de_situaci%C3%B3n_horizontal&action=edit&redlink=1

http://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Indicador_de_situaci%C3%B3n_horizontal&action=edit&redlink=1

http://es.wikipedia.org/wiki/Avi%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Cabina_de_Cristal

http://es.wikipedia.org/wiki/Cabina_de_Cristal

http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Da42cockpit.jpg



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).

http://es.wikipedia.org/wiki/Tiempo_real

http://es.wikipedia.org/wiki/Tiempo_real

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6 GUIA DE ESTUDIO INSTRUMENTOS II PILOTO COMERCIAL 1-1.pdf