INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL · 2017. 9. 2. · I 1.2.8 Diagrama Funcional del Sistema de Grabación de Vuelo. 8 I 1.2.9 Tablero de Instrumentos de la Cabina de Pilotos del Avión

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA

SECCIÓN DE ESTUDIOS DE POSGRADO E INVESTIGACIÓN PROGRAMA DE POSGRADO EN INGENIERÍA DE SISTEMAS

“ Desarrollo Integral de una Metodología para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones para Diferentes Modelos y Series de Aviones ”

T E S I S

Que para Obtener el Grado de Maestro en Ciencias en

Ingeniería de Sistemas

PRESENTA:

OSCAR ELEODORO GÓMEZ GODÍNEZ

DIRECTOR DE TESIS:

M en C. EFRAÍN JOSÉ MARTÍNEZ ORTÍZ

México, D.F. Enero de 2012

ii

iii

AGRADECIMIENTOS _________________________________________________________

A mí mamá por darme siempre el impulso y su cariño.

A Ana Isabel por darme ese aliento y consejos, así como su paciencia y amor.

A mis hijos Karen y Eric para que siempre sueñen y alcancen sus metas, con mucho cariño.

A mis hermanos Héctor, Martha y Edith por su paciencia, tolerancia y consejos.

Al M en C. Efraín José Martínez Ortiz por asesorarme a lo largo de la tesis, por su apoyo y compartirme sus conocimientos.

iv Agradecimientos ….

PÁGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO

v

ÍNDICE _______________________________________________________________

Descripción Página

ACTA DE REVISIÓN DE TESIS .................................................................. i

CARTA DE CESIÓN DE DERECHOS ......................................................... ii

AGRADECIMIENTOS .................................................................................. iii

ÍNDICE ........................................................................................................... v

ÍNDICE DE FIGURAS, GRÁFICAS Y TABLAS .......................................... vii

RESUMEN / ABSTRACT ............................................................................ ix

GLOSARIO, ABREVIACIONES Y ACRÓNIMOS ..................................... xi

INTRODUCCIÓN ......................................................................................... xv

JUSTIFICACIÓN ........................................................................................... xix

OBJETIVOS General ............................................................................................. xxi

Particulares ....................................................................................... xxi

CAPÍTULO I MARCO METODOLÓGICO Y CONCEPTUAL

1.1 Teoría General de Sistemas ..................................................... 1

1.2 El Avión como un Sistema Integral ......................................... 3

CAPÍTULO II SISTEMA DE RADAR METEOROLÓGICO “RDR‐1F” .......................... 11

CAPÍTULO III SISTEMA DE ALERTA Y PROXIMIDAD CON RESPECTO AL TERRENO

MEJORADO (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System”) ........................................................................................... 17

Índice ... vi

Descripción Página

CAPÍTULO III SISTEMA DE ALERTA Y PROXIMIDAD CON RESPECTO AL TERRENO

MEJORADO (cont.)

FUNCIONES BÁSICAS: MODO 1 ‐ Relación de Descenso Excesiva ........................................... 19

MODO 2 ‐ Relación de Acercamiento al Terreno Excesiva .............. 20

MODO 3 ‐ Pérdida de Altitud después del Despegue ...................... 22

MODO 4 ‐ Separación Insegura con Respecto al Terreno ................ 23

MODO 5 ‐ Excesiva Relación de Descenso por Debajo de la Trayectoria de Planeo .....................................................

27

MODO 6 ‐ Avisos ............................................................................... 29

FUNCIONES MEJORADAS: Envolvente de Modulación ............................................................... 31

Separación Escalonada con Respecto al Terreno ............................. 31

Alerta con Respecto al Terreno al frente del Avión ................................ 32

Indicación y Alerta con Respecto al Terreno .......................................... 33

CAPÍTULO IV METODOLOGÍA ................................................................................ 37

CONCLUSIONES .......................................................................................... 43

RECOMENDACIONES ................................................................................ 45

REFERENCIAS .............................................................................................. 47

ANEXOS 1 Diseño de la Instalción de los Indicadores de Múltiples FuncionesMFD‐640 …................................................................. 49

2 Diplomas y Reconocimientos ..................................................... 209

vii

ÍNDICE DE FIGURAS, GRÁFICAS Y TABLAS _________________________________________________________ Capítulo No. Figura Descripción Página

I 1.1.1 Un Sistema y la Relación con su Medio. 2

I 1.2.2 Sistema de Grabación de Vuelo (“FRS, Flight Recorder System”). 5

I 1.2.3 Interfaces del Sistema de Grabación de Vuelo. 5

I 1.2.4 Localización de las Grabadoras de Vuelo. 6

I 1.2.5 Localización del Módulo de Suministro de Energía Eléctrica Independiente para la Grabadora.

6

I 1.2.6 Localización del Módulo o Tablero del Micrófono del Área de la Cabina de Pilotos.

7

I 1.2.7 Localización del Transmisor Localizador Bajo el Agua y Batería. 7

I 1.2.8 Diagrama Funcional del Sistema de Grabación de Vuelo. 8

I 1.2.9 Tablero de Instrumentos de la Cabina de Pilotos del Avión B787. 9

I 1.2.10 Indicaciones en los Indicadores de Múltiples Funciones del Sistema de Indicación Primaria del Avión B787.

10

II 2.1 Relación entre la Posición del Avión y la Celda de Tormenta como se Muestra en el Indicador.

12

II 2.2 Corte del Haz de Antena de Radar a través de la Tormenta durante una Exploración Horizontal.

13

II 2.3 Niveles de Reflexión vs Diferentes Estados del Agua. 14

II 2.4 Indicación de las Condiciones Meteorológicas en los Indicadores de Radar Monocromáticos.

15

II 2.5 Indicación de las Condiciones Meteorológicas en los Indicadores de Múltiples Modos MFD‐640.

16

III 3.1 Funciones Básicas del Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS”).

18

III 3.2 Relación de Descenso Excesiva. 19

III 3.3 Modo 2A Activado durante el Ascenso, Crucero y Aproximación Inicial.

21

III 3.4 Pérdida de Altitud después del Despegue. 22

III 3.5 Modo 4A Activado durante el Crucero y la Aproximación con el Tren de Aterrizaje y los Flaps en Configuración de Aterrizaje.

24

viii Índice de Figuras, Gráficas y Tablas ...

Capítulo No. Figura Descripción Página

III 3.6 Modo 4B Activado durante el Crucero y la Aproximación cuando el Tren de Aterrizaje y los Flaps no están en Configuración de Aterrizaje.

25

III 3.7 Modo 4C Activado durante la Fase de Despegue cuando el Tren de Aterrizaje o los Flaps no están en Configuración de Aterrizaje.

26

III 3.8 Modo 5 El Avión Desciende abajo de la Trayectoria de Planeo. 27

III 3.9 Ángulo de Banqueo. 30

III 3.10 Separación Escalonada con Respecto al Terreno (“TCF, Terrain Clearance Floor”).

32

III 3.11 Alerta con Respecto al Terreno al Frente del Avión. 32

III 3.12 Indicación y Alerta con Respecto al Terreno (“TAD”). 33

III 3.13 Colores e Intensidad Representan el Terreno (Obstáculos) Abajo o Arriba de la Altitud del Avión.

34

III 3.14 Indicación de ”CAUTION TERRAIN”. 34

III 3.15 Indicación de ”WARNING TERRAIN”. 35

IV 4.1 Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones.

38

IV 4.2 Certificado Tipo Suplementario (STC No. ST01683CH). 42

Capítulo No Gráfica Descripción Página

INT I.1 Riesgos “CFIT” en Aviones Comerciales de América del Norte 1965‐2002.

xvi

INT I.2 Accidentes “CFIT” para Aviones Regionales, Privados y Pequeños con Matrícula Américana (N), de 10 a 30 Asientos de Pasajeros.

xvi

INT I.3 Tiempo de Respuesta de los Pilotos a la Alertas “EGPWS”. xvii

Capítulo No. Tabla Descripción Página

I 1.2.1 Capítulos de los Sistemas ATA. 4

III 3.1 Avisos o Tonos de Radio Altitud. 29

ix

RESUMEN / ABSTRACT _________________________________________________________

DESARROLLO INTEGRAL DE UNA METODOLOGÍA PARA LOS PROCESOS DE

DISEÑO DE NUEVAS INSTALACIONES O MODIFICACIONES PARA DIFERENTES MODELOS Y SERIES DE AVIONES

R e s u m e n

La investigación presentada aborda el desarrollo de una metodología para los procesos de diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de sistemas o equipos a bordo del avión en forma integral, los cuales deberán ser reemplazados o instalados por una regulación o norma requerida por una autoridad aeronáutica [DGAC ‐ Dirección General de Aeronáutica Civil, México o “FAA” ‐ Administración Federal de Aviación (“FAA, Federal Aviation Administration”), Estados Unidos o “JAA” ‐ Autoridades Aeronáuticas Conjuntas (“JAA, Joint Aviation Authority”), Comunidad Europea].

El resultado de esta metodología reduce los tiempos de diseño, revisión y aprobación del Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”) por parte de ingenieros y autoridades aeronáuticas debido a que estos procesos están completamente validados por cuatro años de estudio.

INTEGRAL DEVELOPMENT OF A METHODOLOGY FOR DESIGN PROCESS OF NEW INSTALLATIONS OR MODIFICATIONS FOR DIFFERENT

MODELS AND SERIES AIRCRAFT

A b s t r a c t The research presented addresses the development of a methodology for the design process of new installations or modifications of systems or equipment on board the aircraft in integral form, which must be replaced or installed by a regulation or standard required by aviation authority [“DGAC”, General Civil Aviation Bureau (“DGAC, Direccion General de Aeronautica Civil”), Mexico or FAA ‐ Federal Aviation Administration, U.S.A or JAA ‐ Joint Aviation Authority, the European Community]. The result of this methodology reduces design, review and approval times of DDP (Design Data Package) by engineers and aviation authorities because these processes are fully validated by four years of study.

x Resumen / Abstract ...


xi

GLOSARIO, ABREVIACIONES Y ACRÓNIMOS _________________________________________________________

CBIC Control e Indicación de los Ruptores de Circuito (“Circuit Breaker Indication and Control”), controla la apertura y cierre de los ruptores de circuito, así como la indicación en forma gráfica el estado de su posición.

CMCF Función de Procesamiento Central de Mantenimiento (“Central Maintenance Computing Function”).

CFIT Impacto Contra el Terreno sin Pérdida de Control (“Controlled Flight Into Terrain”), es un accidente de un avión, bajo el control de los pilotos, cuando hacen un impacto con el terreno (o agua) o con obstáculos no visibles sin que los pilotos hayan podido advertirlo antes del accidente y ocurre cuando las condiciones de visibilidad son mínimas o nulas, no obstante que muchos accidentes “CFIT” suceden en terrenos montañosos o frecuentemente ocurren en terrenos relativamente planos y lejos de las pistas de aterrizaje.

DDP Paquete de Datos del Diseño (“Design Data Package”) que reemplaza o instala nuevos indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras en un modelo y serie de avión, para obtener un Certificado Tipo Suplementario (“STC, Supplemental Type Certificate”).

DISP Indicación o Indicador (“Display”).

DGAC Dirección General de Aeronáutica Civil, rige todo lo relacionado a la seguridad del transporte aéreo y sobre todo su espacio aéreo en México.

EFIS Sistema de Instrumentos Electrónicos de Vuelo (“Electronic Flight Instrument System”), nos permite ver el comportamiento del avión, tanto de su actitud, de navegación y de los motores a través de las Pantallas de Cristal Líquido o Tubo de Rayos Catódicos instalados en los Tableros de Instrumentos de Capitán, del Primer Oficial y el Tablero Central de Instrumentos.

EGPWS Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno Mejorado (“Enhanced Ground Proximity Warning System”), tiene las mismos modos de opreración del “GPWS” pero ahora tiene los modos adicionales de:

Modo de Envolvente de Modulación

Modo de Separación Escalonada con Respecto al Terreno

Modo de Indicación y Alerta con Respecto al Terreno.

xii Glosario, Abreviaciones y Acrónimos ...

EICAS Sistema de Indicación del Motor y Alerta a los Pilotos (“Engine Indicating and Crew Alerting System”), nos proporciona la información de operación de los motores en forma pictórica, así como las indicaciones de alerta y falla de los mismos.

FAA Administración Federal de Aviación (“Federal Aviation Administration”) de los Estados Unidos de América, rige todo lo relacionado a la seguridad del transporte aéreo y sobre todo su espacio aéreo.

GPS Sistema de Posicionamiento Global o Sistema de Navegación Vía Satélite, utiliza los satélites de navegación para proporcionar la posición exacta del avión a los sistemas del avión y a los pilotos.

GPWS Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno (“Ground Proximity Warning System”), les proporciona a los pilotos tanto alertas audibles y visuales para indicar un patrón de vuelo inseguro en relación con el terreno o que el avión no está en la configuración adecuada para el descenso entre 2450 y 50 pies de altitud, y además cuenta con los siguientes modos de operación:

Modo 1, Excesiva Relación de Descenso

Modo 2, Excesiva Relación de Acercamiento al Terreno

Modo 3, Pérdida de Altitud �onfigu del Despegue

Modo 4, Separación Insegura con Respecto al Terreno

Modo 5, Excesiva Relación de Descenso por Debajo de la Trayectoria de Planeo

Modo 6, Avisos Audibles de Radio Altitud y de Ángulo de Banqueo

Modo 7, Alerta de Windshear (sí aplica en la configuración del avión).

JAA Autoridades Aeronáuticas Conjuntas (“JAA, Joint Aviation Authority”), constituyen una asociación en la que participan las autoridades nacionales de navegación aérea de 38 países europeos (entre los que figuran los 15 Estados miembros de la UE), creada para armonizar los requisitos por los que se rige la seguridad del transporte aéreo europeo.

JAR Requisitos Aeronáuticos Conjuntos (“JAR, Joint Airworthiness Requirement”), requisitos JAR‐OPS 1, adoptados por la “JAA” en 1995, la cual propone una serie de normas y requisitos de seguridad aplicables tanto para pilotos, aviones y líneas aéreas.

MFD Indicador de Múltiples Funciones (“Multi‐Function Display”), nos pueden mostrar diferente información como la indicación del Sistema de Radar Meteorológico, la indicación del Terreno y la de Ruta por donde se va volando, la indicación del Sistema de Tráfico y Evasión de Colisión (“TCAS”) entre los aviones alrededor del espacio aéreo del avión.

Glosario, , Abreviaciones y Acrónimos ... xiii

PPI Indicador de Posición en Planta (“Planned Position Indicator”).

Radar Es una contracción de las palabras en inglés “Radio Detection and Ranging, RDR”, el sistema de Radar Meteorológico nos permite ver las condiciones metereológicas adelante del avión, el cual envía una señal de radio frecuencia (Banda de Frecuencia X de 9.4 GHz) al espacio a través de una antena direccional, la cual también se utiliza para recibir el eco que se produce al reflejarse la señal de radio frecuencia transmitida en el blanco (nube), donde esta información puede ser mostrada en un Indicador de Radar o en un Indicador de Múltiples Funciones (“MFD”) o en el Sistema de Instrumentos Electrónicos de Vuelo (“EFIS”).

STC Certificado Tipo Suplementario (“Supplemental Type Certificate”) autoriza la instalación de un equipo o instrumento o indicador o computadora en un modelo y serie de avión especifico, por una autoridad aeronáutica.

TAD La Indicación y Alerta con Respecto al Terreno (“TAD, Terrain Alerting and Display”) que utilizará el Indicador de Múltiples Funciones (MFD) para proporcionar una imagen gráfica en planta alrededor del terreno como una variación de intensidad de los patrones de colores verde, amarillo y rojo.

TAWS Sistema de Alerta y Evasión con Respecto al Terreno (“Terrain Avoidance Warning System”), nos da la alerta anticipada sobre peligros relacionados con el terreno o obstáculos en el área por donde se está volando, el cual es un sistema perfeccionado y desarollado a partir del Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno (“GPWS”).

TCAS Sistema de Indicación de Tráfico y Evasión de Colisión (“Traffic Alert Collision Avoidance System”), este sistema nos permite detectar y ver los aviones que están volando alrededor del avión y además nos proporciona alarmas audibles y visuales para evadir la posible colisión con otro(s) avión(es).

xiv Glosario, Abreviaciones y Acrónimos ...


xv

INTRODUCCIÓN _________________________________________________________

Con los avances tecnológicos y los cambios en las regulaciones o normas aeronáuticas que regulan la seguridad aérea [(DGAC, Dirección General de Aeronáutica Civil ‐ México) o (FAA, Administración Federal de Aviación (“Federal Aviation Administration”) ‐ EUA) o (JAA, Autoridades Aeronáuticas Conjuntas (“Joint Aviation Authority”) ‐ Europa)] de toda la aviación a nivel mundial, es necesario el reemplazo o instalacion de nuevos indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras en aviones que tienen varias años de vida desde su fabricación inicial y cumplir con los requerimientos de las autoridades. Estos nuevos indicadores o instrumentos o pantallas cuentan una mayor resolución comparado con indicadores monocromáticos o analógicos, además nos proporcionan más horas de vida útil entre remociones y fallas, así como reparaciones y actualización de software en forma rápida y a bajo costo. Para el reemplazo o instalación de nuevos indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras en el modelo y serie de avión requerido, se hace necesario realizar todo un paquete de diseño/instalación/pruebas funcionales y presentarlo a la autoridad aeronáutica correspondiente para su revisión, verificación y autorización. Todo este proceso requiere una metodología para realizarlo. Para entender un poco mejor por que surgen las regulaciones o normas aeronáuticas, analizaremos el caso de la implementación o instalación del Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System”) en los aviones, así como su efectividad 1: Se ha avanzado considerablemente en la reducción de los incidentes de Vuelo Controlados hacia el Terreno (“CFIT *, Controlled Flight Into Terrain”), en aviones comerciales en los Estados Unidos, Europa y otros países desarollados. En el 2003, el riesgo “CFIT” en promedio es menor a la pérdida de un avión por cada 91 millones de despegues. En 1974, el riego “CFIT” en aviones comerciales era la perdida de un avión por cada 0.8 millones de vuelos. La reducción de los riegos “CFIT” ha sido alrededor de 100 veces durante 30 años, ver Gráfica No. I.1 .

* “CEFIT” ‐ es un accidente o incidente de un avión, bajo el control de los pilotos, que está volando cercano al terreno o de obstáculos o del agua sin suficiente tiempo de alerta para los pilotos y prevenir el evento.

1 http://www.egpws.com/general_information/description/effective.htm .

xvi Introducción ...

xv

Gráfica No. I.1 ‐ Riesgos “CFIT” en Aviones Comerciales de América del Norte 1965‐2002

(Fuente: http://www.egpws.com/general_information/description/effective.htm)

En la Gráfica No. I.2 se puede apreciar que en 1994 cuando la Administración Federal de Aviación (“Federal Aviation Administration”) ordenó la instalación del sistema “GPWS” en aviones de turbina de aviación general con 10 o más asientos de pasajeros. Ningún avión de esta flota de cerca de 1,600 aviones han sufrido un accidente “CFIT” en los Estados Unidos. Con más de 36 millones de despegues, el riesgo de un “CFIT” se ha reducido aproximadamente 20 veces. Estadísticamente se han producido 21 accidentes “CFIT”. El retorno de la inversión del equipo y la instalación es recuperado en un año. El total de ahorros a la fecha son por arriba de 300 millones de dólares y muchas vidas se han salvado. La aplicación de la tecnología “GPWS” a la aviación general es un ejemplo de como una simple tecnología aclopada a un procedimiento de recuperación simple pueden mejorar significativamente la seguridad del vuelo, ver Figura I.2.

Gráfica I.2 ‐ Accidentes “CFIT” para Aviones Regionales, Privados y Pequeños con Matrícula Américana (N), de 10 a 30 Asientos de Pasajero (Fuente: http://www.egpws.com/general_information/description/effective.htm)

Introducción ... xvii

El entrenamiento o capacitación para un evento “CFIT” para los pilotos ha tenido grandes resultados para ayudarlos a reconocer los riesgos de un “CFIT”. Las prácticas de recuperación en el simulador de vuelo ayudan a reducir el tiempo de reacción y mejoran la respuesta de recuperación de los pilotos para diferentes alertas del “GPWS”, los pilotos reaccionan más rápidamente. La mayoria de las respuestas a las alertas de Terreno es de aproximadamente de 2 segundos cuando se está volando en la noche en Condiciones Meteorológicas por Instrumentos (“IMC, Instrument Meteorological Conditions”), ver Figura No. I.3.

Gráfica No. I.3 – Tiempo de Respuesta de los Pilotos a la Alertas “EGPWS” (Fuente: http://www.egpws.com/general_information/description/effective.htm)

Para el desarrollo de una metodología de un sistema es necesario establecer las metodologías y conceptos que soportan científicamente la solución obtenida. En el Capitulo I están contenidas las consideraciones metodológicas de la Teoría General de Sistemas (TGS) y la sección el Avión como un Sistema Integral.

En el Capítulo II contiene la descripción del Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F”, con la finalidad de conocer de cómo funciona el sistema. Esta información es de suma importancia para saber en que forma es presentada la información climatológica en la pantalla de radar (PPI‐1L) y como será presentada en los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640.

xviii Introducción ...

El Capítulo III contiene la descripción del Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System”), con la finalidad de conocer de cómo funciona el sistema. Esta información es de suma importancia para saber en que forma será presentada la información del terreno en los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640.

El Capítulo IV se integra el desarrollo integral de la metodología de diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras para diferentes modelos y series de aviones, con el apoyo de un equipo interdisciplinario en el área de diseño y producción. Finalmente se dan las conclusiones y recomendaciones.

xix

JUSTIFICACIÓN _________________________________________________________

Existen varios problemas en la actualidad en la industria aeronáutica de nuestro país, uno de los cuales es analizado en el presente trabajo y consiste en el cambio o reemplazo de nuevos indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras, debido a: 1. La obsolescencia de los equipos de abordo del avión por falta de partes para su reparación, debido a que ya no están en producción por el fabricante. 2. Una Regulación o Normas Aeronáuticas por una autoridad aeronáutica [(DGAC, Dirección

General de Aeronáutica Civil ‐ México) o (FAA, Administración Federal de Aviación (“Federal Aviation Administration”) ‐ EUA) o (JAA, Autoridades Aeronáuticas Conjuntas (“Joint Aviation Authority”) ‐ Comunidad Europea)].

Para el cambio o reemplazo de los equipos o componentes del avión se requiere desarrollar todo un paquete de diseño/instalación/pruebas funcionales y presentarlo a la autoridad aeronáutica correspondiente para su revisión, verificación, autorización y obtención del Certificado Tipo Suplementario (“STC ‐ Supplemental Type Certifícate”) que autoriza la instalación de un equipo o instrumento o indicador o computadora en un modelo y serie de avión especifico, por dicha autoridad. Para realizar un paquete de diseño y la obtención del STC, se requiere hacer ciertos pasos o procesos, además de la interrelación de varios ingenieros de la aerolínea, de diseño, y de fabricantes de componentes y kits de modificación, así como de ingenieros de la autoridad aeronáutica los cuales verifican y autorizan la modificación. Por ello en este trabajo de tesis se desarrollará en forma integral una metodología para los procesos de diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de sistemas que aplique a diferentes modelos y series de aviones de ala fija y rotativa, contribuyendo a la seguridad y aeronavegabilidad de los mismos, así como en la reducción de costos en el proceso de diseño y certificación; sobre todo sin interferencia en los sistemas de abordo existentes.

xx Justificación ...


xxi

OBJETIVOS _________________________________________________________

General Desarrollar en forma integral una metodología para los procesos de diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras para diferentes modelos y series de aviones de ala fija y rotativa.

Particulares

Elaborar un esquema en forma sistemática de todas las actividades que intervienen en los procesos del diseño.

Crear el Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”) de la Instalación de los Indicadores de Múltiples Funciones para aviones B747‐200.

Obtener el Certificado Tipo Suplementario de los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 para aviones B747‐200.

xxii Objetivos ...


1

CAPÍTULO I _________________________________________________________

MARCO METODOLÓGICO Y CONCEPTUAL

1.1 Teoría General de Sistemas (TGS)

El desarrollo de este trabajo está sustentado en la Teoría General de Sistemas (TGS) el cual es el marco de trabajo conceptual y científico para los campos conductuales, sociales y similares. Se hace uso del enfoque de sistemas como una metodología de diseño ya que se ha considerado una nueva base del método científico la cual está relacionada a la ingeniería de sistemas, investigación de operaciones, eficiencia de costos, entre otras 2. La TGS sugiere la existencia de modelos, principios generales y leyes que se aplican a todos los sistemas independientes de la naturaleza de las entidades en ellos incorporados, del carácter de las fuerzas que actúan en ellos y del tipo de relaciones que se establecen entre los elementos, donde se trata de encontrar los principios universales que sean aplicables a los sistemas en general; el estudio de esto constituye la TGS, en la que se incorpora, inmediatamente, la noción de isomorfismo que permite que ciertos modelos puedan ser transferidos de un campo a otro sin caer en analogías arbitrarias, por tanto, no se busca solucionar un problema en específico, sino la relación al enfoque sistémico de la búsqueda de un modelo general que nos permita dar solución a mas problemas del mismo tipo (aunque en diferentes disciplinas); para este caso en particular poder implementar este trabajo en la industria aeronáutica del país. Otra característica sistémica importante del desarrollo del presente trabajo es la de conocer los elementos característicos del sistema en estudio como son las entradas y salidas o resultados, un proceso de conversión (cambio de estado), la eficiencia de la utilización paralelamente de los recursos y las entradas y finalmente, las salidas o resultados (del proceso de conversión del sistema y se cuentan como resultados o beneficios).

2 VAN, Gigch Jhon P. Teoría General de Sistemas. 2ª Edición. Ed. Trillas. México 1981.

2 Marco Metodológico y Conceptual ...

La Figura No. 1.1.1 nos muestra el diagrama general que esquematiza a un sistema y la relación con su medio, la cual muestra los elementos y sus relaciones.

Retroalimentación Entradas Salidas

Recursos Resultados Costos Beneficios

Figura No. 1.1.1 ‐ Un Sistema y la Relación con su Medio

El concepto de sistema es complejo, pero para comprenderlo se necesita conocer algunas características de los sistemas (propósitos, globalismo, entropía y homeostasis), así como de los tipos de sistemas posibles y de sus parámetros (entrada, proceso, salida, retroalimentación y ambiente). El sistema abierto permite hacer un análisis amplio y profundo de las organizaciones. Su carácter integrador y abstracto, así como la posibilidad de compresión de los efectos sinérgicos en las organizaciones son realmente sorprendentes. Con el análisis y diseño del sistema se pretende estudiar sistemáticamente la recolección de datos, el flujo de los mismos y la salida de la información; todo ello dentro del contexto del diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras en aviones de ala fija o rotativa.

El Sistema Subsistemas Programas Actividades

Autores de Decisiones

Objetivos

(Medidas de Eficacia o Índices)

Otros Sistemas

Otros Sistemas El Medio

Marco Metodológico y Conceptual ... 3

1.2 El Avión como un Sistema Integral

El avión como un sistema integral o un todo que se compone de Sistemas y Sub‐sistemas que trabajan interrelacionados entre ellos mismos, todos ellos están contenidos en las Especificaciones ATA 100 por la Asociación de Transporte Aéreo (“ATA, Air Transport Association”) las cuales contienen los formatos y las guías del contenido para la redacción de manuales técnicos para los fabricantes de aviones y de proveedores de equipo para la industria aeronáutica, los cuales son utilizados por las líneas aéreas y otros segmentos de la industria en el mantenimiento de los aviones y sus respectivos productos. Este documento proporciona un estándar para toda la industria aeronáutica con la numeración de los sistemas del avión, a menudo referido como los Capítulos de los Sistemas ATA.

La información de los Sistemas y de los Motores del Avión es presentada en forma numérica progresiva de acuerdo a los números de los Capítulos de los Sistemas ATA 3, la Tabla No. 1.2.1 nos muestra los Sistemas ATA del Avión B787, cabe aclarar que los capítulos de los sistemas de un avión de ala fija o rotativa dependen del equipo instalado en los mismos.

3 http://787mt.web.boeing.com


Capítulo ATA

Nombre del Sistema Capítulo ATA

Nombre del Sistema

05 Servicios de Mantenimiento / Tiempos

38 Agua Potable y Aguas Negras

06 Dimensiones y Áreas 42 Sistemas Modular Integrado 07 Levantamiento y Puntos de Apoyo 44 Sistemas de la Cabina de Pasajeros 08 Peso y Balance 46 Sistemas de Información 09 Remolque y Taxeo 47 Sistema de Generación de Nitrógeno

10 Estacionamiento, Anclaje, Preservación y Regreso a Servicio

49 Unidad de Potencia Auxiliar

11 Letreros y Marcas 50 Compartimientos de Carga y Accesorios 12 Servicios 51 Prácticas Estándares y Estructuras 20 Prácticas Estándares 52 Puertas 21 Aire Acondicionado 53 Fuselaje 22 Piloto Automático 54 Fuselados/Pilones 23 Comunicaciones 55 Estabilizador 24 Energía Eléctrica 56 Ventanas y Parabrisas 25 Equipo y Mobiliario 57 Alas 26 Protección de Fuego 70 Prácticas Estándares ‐ Motor 27 Controles de Vuelo 71 Planta de Energía 28 Combustible 72 Motor 29 Hidráulico 73 Control y Combustible del Motor 30 Protección de Hielo y Lluvia 74 Ignición del Motor 31 Sistema de Indicación y Grabación 75 Aire del Motor 32 Tren de Aterrizaje 76 Controles del Motor 33 Luces 77 Indicación del Motor 34 Navegación 78 Escape del Motor 35 Oxígeno 79 Aceite del Motor 36 Neumático 80 Arranque del Motor

91 Tableros, Ruteado de los Arneses Principales y Listado de Alambrado (Manual de Diagramas de Alambrado)

Tabla No. 1.2.1 ‐ Capítulos de los Sistemas ATA (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)


Para conocer como operan los sistemas de un avión analizaremos el Capítulo 31 que de acuerdo con la tabla anterior nos indica que es el Sistema de Indicación y Grabación, donde se encuentra el Sistema de Grabación de Vuelo (“FRS, Flight Recorder System”) el cual es un sistema redundante doble que combina la función de la Grabadora de Voz (“CVR, Cockpit Voice Recorder”) y la Grabadora de Vuelo (“FDR, Flight Data Recorder”), ver Figura No. 1.2.2.

Figura No. 1.2.2 ‐ Sistema de Grabación de Vuelo (“FRS, Flight Recorder System”) (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)

Las grabadoras de vuelo registran las dos últimas 2 horas de audio en la cabina de pilotos y al menos las últimas 25 horas de datos de vuelo en un dispositivo de memoria protegida contra el impacto y fuego. Las grabadoras de vuelo tienen la función de registrar los datos de vuelo. Se puede utilizar el puerto de Internet de mantenimiento o el conector de mantenimiento para descargar y analizar el Sistema de Grabación de Vuelo del avión. También se puede utilizar una computadora portátil para descargar los datos, ver Figura No. 1.2.3.

Figura No. 1.2.3 – Interfaces del Sistema de Grabación de Vuelo (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)


Las grabadoras de vuelo realizan las siguientes funciones (ver Figura No. 1.2.4):

Grabación de los Datos de Vuelo Grabación de Voz Grabación de los Datos de Enlace Adquisición de Datos de Vuelo

Figura No. 1.2.4 ‐ Localización de las Grabadoras de Vuelo (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)

El Módulo de Suministro de Energía Eléctrica Independiente para la Grabadora (“RIPS, Recorder Independent Power Supply”) proporciona 10 minutos de energía eléctrica a la grabadora de vuelo delantera y al módulo o tablero de micrófono del área de la cabina de pilotos cuando no se cuenta con energía eléctrica disponible en el avión, ver Figura No. 1.2.5.

Figura No. 1.2.5 ‐ Localización del Módulo de Suministro de Energía Eléctrica Independiente para la Grabadora (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)


El micrófono del área de la cabina de pilotos cuenta con un pre‐amplificador que registra todo el audio generado en la misma y lo envía a cada grabadora de vuelo, ver Figura No. 1.2.6.

Figura No. 1.2.6 ‐ Localización del Módulo o Tablero del Micrófono del Área de la Cabina de Pilotos

(Fuente: http://787mt.web.boeing.com)

Cada Grabadora de Vuelo cuenta con un Transmisor Localizador Bajo el Agua (“Underwater Locator Beacon”) que envía pulsos acústicos cuando es activado por el agua. Una batería interna asegura que los pulsos sean transmitidos al menos por 30 días, ver Figura No. 1.2.7.

Figura No. 1.2.7 ‐ Localización del Transmisor Localizador Bajo el Agua y Batería (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)


En la Figura No. 1.2.8 podemos observar completamente el Sistema de Grabación de Vuelo como un modelo sistémico en cual tiene entradas y salidas de diferentes sistemas y sub‐sistemas del avión por medio de barras de datos y señales analógicas, así como la redundancia de sistemas y equipos que se comparan para validar los datos del avión y retroalimentarlos a otros sistemas y sub‐sistemas con los datos correctos y hacer los ajustes pertinentes, como también su interrelación con diferentes medio ambientes.

Figura No. 1.2.8 ‐ Diagrama Funcional del Sistema de Grabación de Vuelo (Fuente: http://787mt.web.boeing.com)

La Figura No. 1.2.9 nos muestra los Tableros de Instrumentos de la Cabina de Pilotos del avión B787 (Fuente: http://787mt.web.boeing.com), donde se integran todos los sistemas, controles, luces de aviso y alerta para mantener en forma operativa y segura el avión. En la Figura No. 1.2.10 podemos observar las indicaciones de algunos sistemas del avión en los Indicadores de Múltiples Funciones para el Sistema de Indicación Primaria del avión B787 (Fuente: http://787mt.web.boeing.com).

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CAPÍTULO II _________________________________________________________

Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” 4 El Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” puede explorar el terreno y las condiciones climatológicas para aviones con motores turborreactores. El propósito del sistema es la de mostrar a los pilotos las condiciones climatológicas enfrente del avión para evitar problemas con el clima y la turbulencia asociada con el mismo. En forma secundaria el sistema puede ser utilizado para mapear el terreno tal como los lagos, orillas de costas y de playas, rios, etc, como una ayuda a la nevegación. Un indicador de tubo de rayos catódicos es utilizado para mostrar la información del radar en la forma de mapeo topográfico. Las marcas en la pantalla del indicador y sus controles en su sección frontal permiten tener un buen juicio del rango y el rumbo relativo de las indicaciones de los blancos (nubes). Un selector de tres rangos en el indicador permite la operación para vigilar solamente el área de interes. Los Circuitos de Prueba interna del transceptor “RDR‐1F” proporcionan un medio rápido para verificar que el sistema opera correctamente tanto en vuelo como en tierra. El sistema tiene la característica de que opere el transmisor en forma segura en tierra, mientras se está en modo de prueba, sin dañar al personal técnico o interferir con otros receptores del avión. La antena explora un sector de 90º hacia la izquierda y hacia la derecha de la línea central del avión (180º de ángulo total de barrido) y ±14º de inclinación de la antena (eje longitudinal del avión, cabeceo). La antena es estabilizada tanto en el eje de cabeceo de ±25º y alabeo de ±43º. El sistema es alimentado de energía eléctrica a través de las barras de alimentación de energía eléctrica de 115 V de CA y 28 V de CD. La información de la estabilización de la antena proviene de los giros verticales. El Radar Meteorológico trabaja bajo el principo de ecos. El radar envía una señal de energía electromagnética que viaja a través del espacio como ondas de radio. Cuando la onda viaja la energía golpea un blanco (nube o tormenta), la energía es reflejada al transceptor (TX/RX) de radar. Los circuitos electrónicos miden el tiempo transcurrido entre la transmisión y la recepción del eco para determinar la distancia (rango) del blanco (nube o tormenta). Por que el haz de la antena está explorando de derecha a izquierda en sincronía con el sector de barrido del indicador, el rumbo del blanco (nube o tormenta) es encontrado, como se muestra en la Figura No. 2.1.

4 “RDR‐1F Airborne Weather Radar, Pilot´s Hanbook and Operating Techniques, Bendix Avionics Division”.

12 Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” ...

Figura No. 2.1 ‐ Relación entre la Posición del Avión y la Celda de

Tormenta como se Muestra en el Indicador (Fuente: RDR‐1F Airborne Weather Radar, Pilot´s Hanbook)

Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” ... 13

El indicador (“PPI”) a bordo del avión nos muestra la figura del corte de la celda de tormenta como se muestra en la Figura No. 2.1. La Figura nos muestra el indicación con las marcas de rango semicirculares. Para aclarar el concepto de la figura que el indicador nos muestra, tenemos que la tormenta está en el rango entre 80 y 100 Millas Náuticas (MN). Sin actualizar la información de la tormenta el sistema de radar toma una sección de la tormenta, para dimensionarla y mostrarla en el indicador de radar, la altura de la sección seleccionada para su indicación depende principalmente de la altitud del avión y de la inclinación de la antena hacia arriba o hacia abajo del ajuste de la antena (“TILT”, ± 14º de inclinación de la antena), ver Figura No. 2.2.

Figura No. 2.2 ‐ Corte del Haz de Antena de Radar a través de la Tormenta durante una Exploración Horizontal (Fuente: RDR‐1F Airborne Weather Radar, Pilot´s Hanbook)


El sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” de los B747 de la Aerolínea Iberia cuenta con los siguientes componentes:

Dos Transceptores de radar “RDR‐1F”, que contienen los microcircuitos necesarios para realizar las funciones de transmisión y recepción, localizados en la sección trasera del mamparo de presión delantero.

Dos Indicadores de Radar (monocromáticos), proporcionan las indicaciones de la(s)

nube(s) o tormenta(s), localizado en el tablero lateral del capitán y primer oficial. Una Antena de Radar, proporciona la energía de transmisión en un haz de barrido de

90º hacia la izquierda y derecha del centro del avión la cual nos sirve tanto para la transmisión como para la recepción, localizada en el radomo del avión (nariz).

Tablero de Control de Radar, incluye todos los controles y ajustes necesarios para el

funcionamiento del sistema de radar, así como del interruptor de transferencia del sistema 1 ó 2, localizado en la consola de control del pedestal

El radar solamente nos muestra los patrones de tormenta de acuerdo a los diferentes estados del agua y de sus niveles de reflexión, ver Figura No. 2.3.

Figura No. 2.3 ‐ Niveles de Reflexión vs Diferentes Estados del Agua

(Fuente: RDR‐1F Airborne Weather Radar, Pilot´s Hanbook)

Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” ... 15

Un ejemplo de la indicación de las condiciones meteorológicas en forma monocromática es como se muestra en la Figura No. 2.4.

Figura No. 2.4 ‐ Indicación de las Condiciones Meteorológicas en los Indicadores de Radar Monocromáticos (Fuente: RDR‐1F Airborne Weather Radar, Pilot´s Hanbook)


Con el reemplazo de los Indicadores de Radar Meteorológico Monocromáticos por los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640, la indicación de las condiciones meteorológicas será a colores como se muesrta en la Figura No. 2.5.

Figura No. 2.5 ‐ Indicación de las Condiciones Meteorológicas en los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 (Fuente: Manual de Instalación de los MFD‐640 de la Compañía Universal Avionics)

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CAPÍTULO III _________________________________________________________

Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System”) 5 El Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS”) es un sistema que proporciona alertas y precauciones con respecto al terreno así como indicaciones del mismo.

El “EGPWS” utiliza señales de entrada incluyendo la posición geográfica, actitud, altitud, velocidad y trayectoria de planeo del avión. Toda esta información es utilizada con una base de datos interna de aeropuertos, obstáculos y del terreno para predecir un posible conflicto entre el patrón de vuelo del avión y el terreno o un obstáculo. Las bases de datos son distribuidas en tarjetas de datos del tipo de Memoria para Computadora Personal de la Asociación Internacional (“PCMCIA, Personal Computer Memory Card International Association”).

El resultado de un posible conflicto con el terreno o con un obstáculo el “EGPWS” proporciona una indicación visual y audible de precaución y alerta.

Adicionalmente, el “EGPWS” proporciona alertas para una Desviación Excesiva en la Trayectoria de Planeo, “Too Low” con Flaps o Tren de Aterrizaje en configuración de aterrizaje y opcionalmente proporciona las Alertas de Ángulo de Banqueo y de Altitud.

La mayoria de los accidentes de Vuelo Controlado hacia al Terreno (“CFIT, Controlled Flight Into Terrain”) ocurren cerca de un aeropuerto y el hecho de que el avión opera cerca de la proximidad del terreno cercano al aeropuerto, la base de datos del terreno contiene celdas de alta resolución para las áreas del aeropuerto. Las celdas de baja resolución son usadas afuera de las áreas del aeropuerto donde la altitud del avión hace que los accidentes “CFIT” sean menores y los detalles de las características del terreno no sean tan importantes para los pilotos.

Cuando se utiliza la información del Sistema de Navegación Vía Satélite (“GPS, Global Positioning System”) que es más exacto, el “EGPWS” recibe datos de la posición presente, de la trayectoria de vuelo y de la velocidad del avión. Con esta información el “EGPWS” tiene la capacidad de presentar en forma gráfica la posición relativa del avión con respecto al terreno y avisa a los pilotos de un posible conflicto con el terreno o con un obstáculo. Los conflictos son reconocidos y las alertas son generadas cuando los límites de la específica envolvente calculada entra al terreno con respecto al patrón de vuelo proyectado del avión. Las alertas son generadas en forma visual por medio de una luz anunciadora de precaución o de alerta, los mensajes de audio son generados dependiendo del tipo de conflicto y la

5 Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno (“Enhanced Ground Proximity Warning System Pilot Guide”) Rev. C

18 EGPWS ...

indicación visual es por medio de colores dependiendo del terreno o del obstáculo relativo al frente del avión. La indicación del terreno puede ser proporcionada a través de los Indicadores de Radar Meteorológico o Indicadores de Navegación (“ND, Navegation Displays”) del Sistema de Instrumentos Electrónicos de Vuelo (“EFIS, Electronic Flight Instrument System”) o a través de Indicadores Epeciales para la información del Terreno (para nuestro caso serán los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 de la compañía Universal Avionics).

La siguiente sección nos proporcionará la descripción funcional de las funciones básicas y mejoradas del Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS”). Este incluye los siguientes modos de alerta, ver Figura No. 3.1.

Figura No. 3.1 ‐ Funciones Básicas del Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS”)

(Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

MODO 2 Relación de Acercamiento al

Terreno Excesiva ”Terrain...Terrain”

“Pull Up”

MODO 1 Relación de Descenso

Excesiva ”Sinkrate” “Pull Up”

MODO 3 Pérdida de Altitud Después

del Despegue ”Terrain...Terrain”

“Pull Up”

MODO 4 Separación Insegura con

Respecto al Terreno ”Too Low Terrain”

“Too Low Gear” “Too Low Flaps”

MODO 6 Avisos

”Bank Angle” “Minimums”

Altitudes Seleccionadas

MODO 5 Excesiva Relación de

Descenso por Debajo de la Trayectoria de Planeo

”Glideslope”

EGPWS ... 19

FUNCIONES BÁSICAS:

MODO 1 El Modo 1 proporciona las alertas para una Relación de Descenso Excesiva con respecto a la altitud arriba del nivel del terreno y está activa en todas las fases Relación del vuelo. Este modo tiene límites de alerta exteriores e interiores como se de Descenso ilustra en el diagrama y la gráfica siguientes: Excesiva

Figura No. 3.2 ‐ Relación de Descenso Excesiva (Fuente: Guía para

Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno) Cuando se entra a los límites exteriores el “EGPWS” activa las luces de precaución (“GPWS” de color ámbar) y la alerta audible “SINKRATE, SINKRATE”.

Cuando se entra a los límites interiores el “EGPWS” activa las luces de alerta (“GPWS” de color rojo) y cambia la alerta audible a “PULL UP, PULL UP” la cual se repite continuamente hasta que se salga del límite interior de alerta. NOTA: “Pull Up” puede ser anunciada después de alarma “Whoop, Whoop” en algunas configuraciones basadas en las opciones de configuración seleccionadas.

20 EGPWS ...

MODO 2 El Modo 2 proporciona las alertas para ayudar a proteger el avión de un impacto con respecto al terreno cuando éste se aproxima muy rápidamente. El Relación de Modo 2 utiliza la Radio Altitud y que tan rápido la Radio Altitud disminuye Acercamiento (relación de acercamiento). En el Modo 2 existen dos modos el 2A Y el 2B. al Terreno Excesiva MODO 2A El Modo 2A es activado durante el ascenso, crucero y la aproximación inicial

(donde los flaps no están en configuración de aterrizaje y el avión no está en la línea central de la Trayectoria de Planeo). Si el avión penetra a la envolvente de precaución, el mensaje audible “TERRAIN, TERRAIN” es generado y las luces de precaución de “EGPWS” de la cabina de pilotos son encendidas. Si el avión continua penetrando en la envolvente, las luces de alarma del “EGPWS” se encenderán y el mensaje audible de alerta “PULL UP” es repetido continuamente hasta que se salga de la envolvente de alerta, ver Figura No. 3.3. NOTA: “Pull Up” puede ser anunciada después de alarma “Whoop, Whoop” en algunas configuraciones basadas en las opciones de configuración seleccionadas.

Si en la existente envolvente de alerta la separación del terreno continua disminuyendo, la alerta audible “TERRAIN, TERRAIN” permanecerá hasta que la disminución de separación del terreno se detenga. Las alertas visuales permanecerán encendidas hasta que el avión incremente su altitud barométrica a 300 pies, 45 segundos de tiempo transcurrido o los flaps estén en configuración de aterrizaje o se haya activado el Interruptor de Sobrepaso de Flaps (“Flap Override Switch”). La siguiente figura muestra el límite superior de la envolvente de alerta del Modo 2 la cual varia como una función de la velocidad del avión. Cuando la velocidad aumenta de 220 a 310 nudos, el límite se expande para proporcionar los incrementos de los tiempos de alerta a altas velocidades.

EGPWS ... 21

Figura No. 3.3 ‐ Modo 2A Activado Durante el Ascenso, Crucero y la Aproximación Inicial (Fuente: Guía para Pilotos

del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

MODO 2B El Modo 2B proporciona la baja sensibilidad de la envolvente de alerta para permitir que las maniobras de aproximación de aterrizaje normales cercanas al terreno no se tengan alertas inecesarias. El Modo 2B es automáticamente seleccionado cuando se seleccionan los flaps en configuración de aterrizaje (o cuando el interruptor de sobrepaso de flaps es activado) o cuando se está haciendo una aproximación por el Sistema de Aterrizaje por Instrumentos (“ILS, Instrument Landing System”) con la desviación de la Trayectoria de Planeo y Localizador menor de 2 puntos.

22 EGPWS ...

MODO 3 El Modo 3 proporciona las alertas para una significativa pérdida de altitud después del despegue o una Ida al Aire (menos de 245 pies arriba del nivel del Pérdida de terreno) cuando el Tren de Aterrizaje o los Flaps no estan en configuración de Altitud después aterrizaje. La cantidad de altitud pérdida que es permitida antes de que del Despegue la alerta sea emitida en es una función de la altura del avión arriba del terreno como se muestra en la Figura No. 3.4. Esta protección está disponible hasta que el “EGPWS” determine que el avión ha ganado suficiente altitud que no sea mayor a la de la fase de despegue.

La pérdida significativa de altitud después del despegue o durante Ida al Aire a baja altitud activa las luces de precaución y la alerta audible “DON´T SINK, DON´T SINK”. La alerta audible es solamente escuchada dos veces a menos de que la pérdida de altitud continue. Si se reestablece una relación de ascenso positiva, las luces de precaución y la alerta audible del “EGPWS” son canceladas.

Si la señal de la alarma audible es deshabilitada, la alerta es continuamente generada hasta que se establezca un ascenso positivo.

Figura No. 3.4 ‐ Pérdida de Altitud después del Despegue (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

EGPWS ... 23

MODO 4 El Modo 4 proporciona las alertas cuando hay poca separación con respecto al terreno para las fases del vuelo, configuración y velocidad. En el Modo 4 Separación existen 3 modos el 4A, 4B y 4C. Insegura con

Respecto al • El Modo 4A es activado durante el crucero y la aproximación con el Terreno Tren de Aterrizaje y los Flaps en configuración de aterrizaje. • El Modo 4B es activado durante el crucero y la aproximación con el Tren de Aterrizaje y los Flaps no estan en configuración de Aterrizaje. • El Modo 4C es activado durante la fase de despegue con el Tren de Aterrizaje o los Flaps no estan en configuración de Aterrizaje. El Modo 4 activa las alertas audibles y las luces de precaución del “EGPWS”.

MODO 4A El Modo 4A está activo durante crucero y aproximación con el Tren de

Aterrizaje y los Flaps arriba. Ésto proporciona las alertas durante crucero en una inadvertida aproximación al terreno, donde el terreno no aumenta significativamente o el avión no está descendiendo rápidamente. Este modo también proporciona la alerta para la protección en contra de una inadvertida retracción del Tren de Aterrizaje, ver Figura No. 3.5.

Debajo de 1,000 pies arriba del nivel del terreno y arriba de 190 nudos de

velocidad, la alerta audible del Modo 4A es “TOO LOW, TERRAIN”. Esta alerta depende de la velocidad del avión tal que la alerta se mantiene entre 500 pies a 190 nudos y para 1,000 pies a 250 nudos.

Debajo de 500 pies arriba del nivel del terreno y menos de 190 nudos de

velocidad la alerta audible del Modo 4A es “TOO LOW GEAR”. Para una o otra alerta del Modo 4A, la subsecuente alerta ocurre solamente si

la penetración de la envolvente ocurre si se incrementa en un 20%. Las alertas audibles cesan y las luces de alerta del “EGPWS” se apagan cuando se sale de la envolvente del Modo 4A.

Si la señal de la alarma audible es deshabilitada, las alertas del Modo 4A son repetidas continuamente hasta que se salga de la envolvente de este modo.

24 EGPWS ...

Figura No. 3.5 ‐ Modo 4A Activado Durante el Crucero y la Aproximación con el

Tren de Aterrizaje y los Flaps en Configuración de Aterrizaje (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

MODO 4B El Modo 4B está activo durante crucero y aproximación con el Tren de Aterrizaje y los Flaps no en configuración de aterrizaje. Abajo de 1,000 pies arriba del nivel del terreno y arriba de 159 nudos de velocidad, la alerta del Modo 4B es “TOO LOW TERRAIN”. La alerta depende de la velocidad del avión tal que la alerta es mantenida entre 245 pies a 159 y para 1,000 pies a 250 nudos.

Debajo de 245 pies arriba del nivel del terreno y menos de 159 nudos de velocidad, la alerta audible del Modo 4B es “TOO LOW FLAPS”. Si se desea, los pilotos pueden deshabilitar la alerta “TOO LOW FLAPS” por medio de la activación del interruptor de sobrepaso de flaps, lo cual ocasiona la cancelación de la alerta de flaps, ver Figura No. 3.6.

Para una o otra alerta del Modo 4B, la subsecuente alerta se presenta solamente si la penetración de la envolvente ocurre cuando se incrementa en un 20%.

EGPWS ... 25

MODO 4B Las alertas audibles cesan y las luces de alerta del “EGPWS” se apagan cuando (cont.) se sale de la envolvente del Modo 4B. Si la señal de la alarma audible es deshabilitada, las alertas del Modo 4B son repetidas continuamente hasta que se salga de la envolvente de este modo.

Figura No. 3.6 ‐ Modo 4B Activado durante el Crucero y la Aproximación con el Tren de Aterrizaje y los Flaps no están en Configuración de Aterrizaje (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno) MODO 4C El Modo 4C previene la inadvertida cercania con el terreno durante el ascenso

en el despegue, este modo está basado en la Separación Mínima con Respecto al Terreno (“MTC, Minimum Terrain Clearance”), que se incrementa con la Radio Altitud. Este modo se activa después del despegue cuando el Tren de Aterrizaje o los Flaps no estan en la configuración de aterrizaje. Éste también se activa durante una Ida al Aire (“GO‐AROUND”) a baja altitud si el avión ha descendido debajo de 245 pies arriba del nivel del terreno, ver Figura No. 3.7.

26 EGPWS ...

MODO 4C En el despegue la Separación Mínima con Respecto al Terreno (“MTC”) (cont.) es cero pies. Cuando el avión asciende el “MTC” está aumentando a un 75% de Radio Altitud (sobre el promedio de los 15 segundos anteriores). Este valor no permite que disminuya y está limitado a 500 pies sobre el nivel del terreno para velocidades menores de 190 nudos. Iniciando en 190 nudos, el “MTC” se incrementa linealmente al límite de 1,000 pies a 250 nudos.

Si la radio altitud del avión disminuye para el valor del “MTC”, el “EGPWS” enciende las luces de precaución y emite la alerta audible “TOO LOW TERRAIN”.

Las alerta audible cesa y las luces de precaución del “EGPWS” se apagan cuando se sale de la envolvente del Modo 4C.

Si la señal de la alarma audible es deshabilitada, la alerta del Modo 4C es repetida continuamente hasta que se salga de la envolvente de este modo.

Figura No. 3.7 ‐ Modo 4C Activado durante la Fase de Despegue con el Tren de

Aterrizaje o los Flaps no están en Configuración de Aterrizaje (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

EGPWS ... 27

MODO 5 El Modo 5 proporciona dos niveles de alertas para cuando el avión desciende abajo de la trayectoria de planeo activando las luces de precaución y las alarmas audibles del “EGPWS”. Excesiva Relación de El primer nivel de alerta ocurre debajo de 1,000 pies de Radio Altitud y el avión Descenso por está a 1.3 puntos o más abajo del haz de la trayectoria de planeo. Ésto Debajo de la enciende las luces de precaución y la alerta audible “GLIDESLOPE” es emitida Trayectoria al 50% del nivel de audio del “EGPWS”, a lo que se llama una alerta audible de Planeo suave. Si se incrementa la desviación de la trayectoria de planeo en un 20% causa que adicionalmente se incremente la relación de emisión en forma progresiva la alerta audible de “GLIDESLOPE”, ver Figura No. 3.8.

El segundo nivel de alerta ocurre cuando se esta abajo de 300 pies de radio altitud con 2 puntos o mayor de la desviación de trayectoria de planeo. Ésta es llamada una alerta dura debido a que la alerta “GLIDESLOPE, GLIDESLOPE” se escucha más fuerte y es emitida cada 3 segundos continuamente hasta que se salga de la envolvente del área dura. Las luces de precaución permanecen encendidas hasta que la desviación de la trayectoria de planeo sea menor de 1.3 puntos.

Figura No. 3.8 ‐ Modo 5 Avión Desciende abajo de la Trayectoria de Planeo (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

28 EGPWS ...

MODO 5 Para evitar alertas no deseadas por estar debajo de la Trayectoria de Planeo (cont.) cuando se captura la señal del localizador entre 500 y 1,000 pies arriba del nivel del terreno, las alertas son variadas de acuerdo a lo siguiente:

• Las alertas de que el avión se encuentra debajo de la Trayectoria de Planeo son habilitadas sólo si las señal del localizador se encuentra a 2 puntos, el Tren de Aterrizaje y los Flaps están seleccionados, el interruptor/luz de “GPWS/PUSH TO INHIBIT” no está activada y el curso de aproximación está determinado. • El límite superior de altitud para la alerta es modulada por la velocidad vertical. Para la relación de descenso arriba de 500 pies por minuto, el límite superior es seleccionado normalmente a 1,000 pies arriba del nivel del terreno. Para relaciones de descenso menores de 500 pies por minuto, el límite superior se reduce a un mínimo de 500 pies arriba del nivel del tereno.

Adicionalmente, ambos niveles de alerta son reducidos debajo de 150 pies arriba del nivel del terreno para permitir las variaciones del haz normalmente cerca del terreno y reduce la posibilidad de alertas innecesarias o no deseadas.

Si la señal de la alarma audible es deshabilitada, la alerta del Modo 5 es repetida continuamente hasta que se salga de la envolvente de este modo. Las alertas del Modo 5 pueden ser canceladas presionando cualquiera de los dos interruptores/luz de “GPWS/PUSH TO INHIBIT”.

Las alertas del Modo 5 del “EGPWS” son canceladas durante una aproximación de curso inverso (“Backcourse”) para prevenir alertas innecesarias debido al falso lóbulo de volar hacia arriba de la trayectoria de planeo. La “EGPWC” determina la operación de “Backcourse” si pasa lo siguiente: 1) La trayectoria magnética es mayor de 90 grados del curso de aproximación de la pista.

o

2) Si son activados los interruptores/luz “GPWS/PUSH TO INHIBIT”.

EGPWS ... 29

MODO 6 El Modo 6 proporciona los Avisos basados en la selección del menú de opciones establecidas en la instalación (seleccionados a través de alfileres de Avisos programación). Estos avisos consisten en Radio Altitudes predeterminadas basadas en voces audibles o tonos y una alerta de ángulo de banqueo excesivo. No hay indicaciones visuales para estos avisos. Avisos de La Tabla No. 3.1 nos proporciona los posibles avisos o tonos de radio altitud. Radio Altitud

Avisos Audibles de Radio Altitud Ocurre a (pies)

“RADIO ALTIMETER” 2,500

“TWENTY FIVE HUNDRED” 2,500

“FIFTEEN FIVE HUNDRED” 1,500

“ONE THOUSAND” 1,000

“FIVE HUNDRED” 500

Tono de 960 Hz para “Five Hundred” (2 segundos) 500

“FOUR HUNDRED” 400

“THREE HUNDRED” 300

“TWO HUNDRED” 200

“APPROACHING MINIMUMS” DH+80

“APPROACHING DECISION HEIGHT” DH+100

“PLUS HUNDRED” DH+100

“FIFTY ABOVE” DH+50

“MINIMUM” Altura de Desición (“DH, Decision Height”)

“MINIMUMS” Altura de Desición (“DH, Decision Height”)

“DECIDE” Altura de Desición (“DH, Decision Height”)

“ONE HUNDRED” 100

Tono de 700 Hz para “One Hundred” (2 segundos) 500

“EIGHTY” 80

“SIXTY” 60

“FIFTY” 50

“FORTY” 40

“THIRTY FIVE” 35

Tono de 1,400 Hz para “Thirty Five” (1 segundo) 35

“THIRTY” 30

“TWENTY” 20

Tono de 2,800 Hz para “Twenty” (1/2 segundo) 20 Tabla No. 3.1 ‐ Avisos o Tonos de Radio Altitud (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

30 EGPWS ...

Avisos Audibles de Radio Altitud Ocurre a (pies)

“TEN” 10

“FIVE” 5

“ZERO” 0

Tabla No. 3.1 ‐ Avisos o Tonos de Radio Altitud (cont.) (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

En algunos casos los avisos son generadas dos veces (por ejemplo, “MINIMUMS, MINIMUMS”) pero en todos los casos un aviso es emitido una vez por cada aproximación.

MODO 6 El aviso de “BANK ANGLE, BANK ANGLE” nos informa de un ángulo de banqueo excesivo, ver Figura No. 3.9.

Aviso de Ángulo de Banqueo

Figura No. 3.9 ‐ Ángulo de Banqueo (Fuente: Guía para Pilotos

del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

Si los Ángulos Banqueo se exceden de:

± 10º entre 5 y 30 pies ± 10º a 40º entre 30 y 150 pies ± 40º entre 150 y 2,500 pies

se produce el aviso de “BANK ANGLE” (área sombreada). Los avisos de ángulo de banqueo son cancelados debajo de 5 pies.

EGPWS ... 31

FUNCIONES MEJORADAS: Envolvente de Debido a las características del terreno o cerca de ciertos aeropuertos Modulación alrededor del mundo en las operaciones normales anteriormente se emitian alertas innecesarias o equivocadas en esas localizaciones. Con la introducción de la información más exacta de la posición del avión, de la base de datos de los aeropuertos y del terreno, se hace más factible identificar estas áreas y ajustar los procesos de alerta normales para evitar esta condición.

La Modulación de la Envolvente del “EGPWS” proporciona mejoras en la protección de las alertas y expande los márgenes de la alerta en un específico lugar a través del mundo. Esta característica es automática y no requiere ninguna acción de los pilotos. El Modo 4, 5 y 6 son expandidos en ciertos lugares o áreas para proporcionar protección lógica con las alertas en aproximaciones normales. En los Modos 1, 2 y 4 se cambia la sensibilidad de algunos lugares para prevenir alarmas innecesarias que resultan de procedimientos de aproximación y terrenos inusuales. En todos los casos, la información específica que es utilizada varia de acuerdo a la posición del avión y de la fase de vuelo antes de la envolvente de modulación.

Separación La función de Separación Escalonada con Respecto al Terreno (“TCF, Escalonada con Terrain Clearance Floor”) mejora los modos básicos del “GPWS” alertando a Respecto al los pilotos de un descenso debajo de la separación escalonada con respecto al Terreno terreno (“TCF”) sin hacer caso de la configuración del avión. La alerta de “TCF” está en función de la Radio Altitud del avión y de la distancia (calculada de la posición de Latitud y Longitud) relativa al centro de la pista más cercana en la base de datos (todas las pistas de superficie dura mayores de 3,500 pies de longitud). La envolvente de “TCF” es definida para todas las pistas como se ilustra en la Figura No. 3.10 y se extiende al infinito o hasta que se conozca la envolvente de otra pista. El factor de la envolvente es típicamente de ½ a 2 millas náuticas y varía como una función de la exactitud de la posición del avión.

Como resultado de una alerta “TCF” se encienden las luces de precaución del “EGPWS” y la alerta audible “TOO LOW TERRAIN” se escucha en la cabina de pilotos. La alerta audible es emitida una vez cuando se penetra a la envolvente y solamente otra vez cuando se disminuye en un 20% la Radio Altitud. Las luces de precaución del “EGPWS”permanecen encendidas hasta que se salga de la envolvente.

32 EGPWS ...

Figura No. 3.10 ‐ Separación Escalonada con Respecto al Terreno (“TCF, Terrain Clearance Floor”) (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

Alerta con Otro mejora proporcionada por la base de datos interna del terreno, la Respecto al cual tiene la habilidad de ver hacia el frente del avión y detectar algún Terreno al conflicto con respecto al terreno o un obstáculo con el mayor tiempo para frente del alertar a los pilotos. Ésto es realizado de acuerdo con la posición del Avión avión, el ángulo del patrón de vuelo, la trayectoria y la velocidad relativa para colocar la imágen de la base de datos hacia el frente del avión.

A través de algoritmos sofisticados de búsqueda hacia adelante, ambas alertas de precaución y alarma son generadas si el conflicto con respecto al terreno o con un obstáculo por medio de bandas proyectadas hacia adelante del avión, ver Figura No. 3.11.

Figura No. 3.11 – Alerta con Respecto al Terreno al Frente del Avión (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

EGPWS ... 33

Estas bandas proyectadas hacia abajo, hacia adelante y entonces después hacia arriba del avión tienen un ancho de cero grados de milla náutica y se extiende hacia el exterior lateralmente 3 grados, si el avión vira. Los ángulos de búsqueda hacia abajo y hacia arriba están en función del ángulo del patrón de vuelo del avión y la distancia de búsqueda hacia abajo está en función de la altitud del avión con respecto a la proximidad de la pista. Esta relación previene que se generen alertas innecesarias cuando se despega o se aterriza. La distancia de búsqueda hacia adelante esta en función de la velocidad del avión y de la distancia para la pista de aterrizaje más cercana.

Un conflicto con respecto al terreno en la banda de precaución activa las luces de precaución de “EGPWS” y la alerta audible “CAUTION TERRAIN, CAUTION TERRAIN” o “TERRAIN AHEAD, TERRAIN AHEAD”. Un conflicto con respecto a un obstáculo proporciona la alarma audible “CAUTION OBSTACLE, CAUTION OBSTACLE” o “OBSTACLE AHEAD, OBSTACLE AHEAD” . La alerta de precaución está dada típicamente por 60 segundos al frente del conflicto con respecto al terreno/obstáculo y es repetida cada 7 segundos a medida que el conflicto permanezca dentro del área de precaución. Cuando se introduce a la banda de alerta (típicamente 30 segundos antes del conflicto con respecto al terreno/obstáculo), las luces de alerta del “EGPWS” se encienden y se genera la alerta audible “TERRAIN, TERRAIN, PULL UP” u “OBSTACLE, OBSTACLE, PULL UP” en forma continua con la alerta “PULL UP” mientras el conflicto este dentro del área de alerta.

Indicación y La Indicación y Alerta con Respecto al Terreno (“TAD, Terrain Alerting and Alerta con Display”) será mostrada en el Indicador de Múltiples Funciones MFD‐640, Respecto al proporcionando una imágen de los alrededores del terreno representado por Terreno varios colores e intensidades.

La Indicación y Alerta con Respecto al Terreno (“TAD”) que utilizará el Indicador de Múltiples Funciones MFD‐640 nos proporciona una imágen gráfica en planta alrededor del terreno como una variación de intensidad de los patrones de colores verde, amarillo y rojo. La indicación del rango seleccionado será mostrado en el indicador, ver Figura No. 3.12.

EL TERRENO ES MOSTRADO EN SOMBRAS DE COLOR

VERDE, AMARILLO Y ROJO

Figura No. 3.12 ‐ Indicación y Alerta con Respecto al Terreno (“TAD”) (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

34 EGPWS ...

Cada color específico e intensidad representa el terreno (obstáculos) abajo o arriba de la altitud del avión basada en la posición del avión con respecto a la base de datos del terreno. Si el dato del terreno no está disponible en la base de datos del terreno, entonces esta área será mostrada en color magenta (rojo violáceo) de baja intensidad. El terreno a más de 2,000 pies abajo del avión o con 400 pies (vertical) cercanos a la elevación de la pista nos es mostrado en color negro, ver Figura No. 3.13.

Figura No. 3.13 – Colores e Intensidad Representan el Terreno (Obstáculos) Abajo o Arriba de la Altitud del Avión (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

Cuando una alerta de precaución es generada, el terreno (obstáculo) que generó la alerta cambia a amarillo sólido (100 % de densidad), ver Figura No. 3.14.

60 SEGUNDOS DEL IMPACTO PROYECTADO ”CAUTION TERRAIN” ”CAUTION TERRAIN” ES DE COLOR AMARILLO SÓLIDO

Figura No. 3.14 – Indicación de ”CAUTION TERRAIN” (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

EGPWS ... 35

Cuando una alerta de alarma es generada, el terreno (obstáculo) que generó la alerta cambia a rojo sólido (100 % de densidad), ver Figura No. 3.15.

30 SEGUNDOS DEL IMPACTO PROYECTADO ”TERRAIN TERRAIN ‐ PULL UP”

”WARNING TERRAIN” ES DE COLOR ROJO SÓLIDO

Figura No. 3.15 ‐ Indicación de ”WARNING TERRAIN” (Fuente: Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno)

36 EGPWS ...


37

Capítulo IV _________________________________________________________

Metodología para Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones

El proceso de diseño es realizado por un grupo interdisciplinario entre Ingenieros de la Aerolínea, Ingenieros de Avionics de la compañía manufacturera del equipo, Ingenieros de Avionics y Estructuras e Ingenieros Representantes Designados (“DER, Designated Engineering Representative”) de Avionics y Estructuras de la compañía que realizará el diseño, así como de su personal de producción que se encarga de manufacturar los Kits de instalación para esta modificación, así como del Ingeniero Representante de Aeronavegabilidad de “FAA” (“DAR, Designated Airworthiness Representative”) o autoridad aeronáutica. Todo este Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”) es adicionado en el Anexo 1, para tener una mejor comprensión de los procesos de diseño de nuevas instalaciones o modificaciones de indicadores o instrumentos o pantallas o computadoras para diferentes modelos y series de aviones de ala fija y rotativa. La Metodología propuesta en la Figura No. 4.1 tiene como fundamento presentar tantas pasos como sea posible para el desarrollo de una metodología integral en los procesos de diseño.

38 Metodología para Procesos de Diseño ...

1. Recopilación de Información Inspección de los Aviones:

a. Verificar la Longitud del Alambrado, nos permite conocer la longitud de los nuevos arneses necesarios para esta instalación.

b. Medir los Espacios Disponibles, nos permite saber si los nuevos componentes van a poder ser instalados en la posición de los antiguos componentes o si es necesario retrabajar los tableros o estantes (“Racks”).

c. Revisar Conectores y Bloques de Conexiones (“TBs, Terminal Blocks”) disponibles o espacios para la instalación de nuevos conectores o “TBs”, ésto nos da la oportunidad de utilizar los conectores existentes del avión y reducir el precio del kit de instalación para esta modificación.

d. Tomar Fotografías, nos permite ver las veces que se requieran los espacios donde van a ser instalados los componentes, así como la posición de espacios de los nuevos conectores o bloques de conexiones (“TBs”) que se requeriran en la modificación.

Especificaciones Técnicas:

a. De los nuevos componentes, Tipo de Conectores, Sujeciones Especiales (si aplica), Tipo de Cables requeridos, etc. (para el diseño del Anexo 1 se utilizó Manual de Instalación de los MFD‐6406).

Manual de Diagramas de Alambrado:

a. Revisar el Manual de Diagramas de Alambrado de los aviones a modificar, para conocer si existen alfileres (“pins”) disponibles en la Lista de Conectores y si tenemos cables disponibles o de “spare” en la La Lista de Alambrado (para el diseño del Anexo 1 se utilizó Manual de Diagramas de Alambrado del B747 7).

Continua en Pág. No. 39

Figura No. 4.1 ‐ Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones

6 Manual de Instalación de los MFD‐640 de la Compañía Universal Avionics. 7 Manual de Diagramas de Alambrado del B747.

Metodología para Procesos de Diseño ... 39

Proviene de la Pág. 38

2. Procesamiento de la Información Elaboración de Diagramas Preliminares:

a. Diagramas de Instalación del Equipo, estos diagramas nos proporcionan en forma rápida lo que se va ha modificar en el avión (para el diseño del Anexo 1 se realizaron los Diagramas No. 100‐86806).

b. Diagramas de Modificación de los Tableros de los Ruptores de Circuito (“CBs, Circuit Breakers”), nos proporcionan la información para modificar dicho tablero para alimentar de energía eléctrica a los nuevos equipos (para el diseño del Anexo 1 se realizaron los Diagramas No. 100‐86807).

c. Diagramas de Alambrado y Ruteado de Alambrado, nos permiten ver en forma gráfica la instalación eléctrica, así como por donde se deberán pasar los arneses en el avión (para el diseño del Anexo 1 se realizaron los Diagramas No. 100‐86808, 700‐86800, 700‐86812).

d. Modificaciones Estructurales, nos permiten ver la modificación estructutal que se debe de realizar para la modificación (para el diseño del Anexo 1 se realizaron los Diagramas No. 100‐86828 y 100‐88164).

e. Kits de Instalación, nos permite conocer que partes se utilizarán en cada kit para dicha modificación (para el diseño del Anexo 1 se realizaron los Diagramas No. 120‐86799, 120‐86801, 120‐86853).

3. Retroalimentación de Cambios Envio de Diagramas Preliminares:

a. A la Aerolínea y al Fabricante del (los) componente(s), para su revisión y comentarios.

b. Realizar una Teleconferencia con la Aerolínea y el Fabricante, para analizar los posibles cambios en el diseño (“PDR, Preliminary Design Review”).

c. Efectuar los cambios en los Diagramas y Documentos correspondientes de acuerdo con la Teleconferencia.

Revisar el Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”)

a. Por otro ingeniero, para encontrar Errores o Cambios para mejorar el diseño.

b. Efectuar los cambios necesarios en toda la documentación afectada en el paso anterior, remover la leyenda de Preliminar y Firmar todos los documentos del Paquete de Datos de Diseño (“DDP”).

Continua en Pág. 40

Figura No. 4.1 ‐ Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones (cont.)

PASO 2


Proviene de la Pág. 39

4. Aprobación del Paquete de Diseño Enviar el Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”)

a. Al Ingeniero Representante Designado (“DER, Designated Engineering Representative”) para el área eléctrico/electrónica (“Avionics”) como para el área de estructuras, para su revisión y aprobación.

b. La Generación de la forma 8110‐3 de “FAA” (ver Anexo 1) que aprueba el paquete de diseño para esta modificación, si el “DER” encuentra algún cambio o modificación, se actualizan los documentos involucrados y se le reenvian.

c. El Ingeniero Representante Designado (“DER”) tanto de “Avionics” como de Estructuras envían copia del paquete de diseño y de la forma 8110‐3 debidamente firmada a las oficinas centrales de la Administración de Aviación Federal (“FAA”) para su revisión y aprobación.

d. Cuando se recibe la aprobación de la Administración de Aviación Federal (“FAA”), se envía una copia a la aerolínea de todo el Paquete de Datos de Diseño (“DDP”).

5. Instalación/Pruebas del Sistema Programación de la Fecha de la Primera Instalación con la Aerolínea:

a. Para enviar al Ingeniero que apoyará a los técnicos e ingenieros de la aerolínea en la modificación de su primer avión.

b. Al terminar la instalación del nuevo sistema, el ingeniero que apoya la primera instalación realizará todos los cambios encontrados en las Notas de Cambios de Ingeniería (“ECN, Engineering Change Notice”) (ver formato de Anexo 1).

c. Se envía al Ingeniero Representante de Aeronavegabilidad (“DAR, Designated Airworthiness Representative”) a la aerolínea, para verificar que todo está de acuerdo con el “DDP” y que el nuevo equipo o sistema no afecta la Aeronavegabilidad del avión, si el “DAR” encuentra algún cambio le avisa al ingeniero que apoya la instalación, para que éste informe al personal técnico de la aerolínea para su correción.

d. Se envía al Ingeniero Representante Designado (“DER, Designated Engineering Representative”) a las instalaciones de la aerolínea, para efectuar las pruebas del nuevo equipo o sistema conjuntamente con el ingeniero del fabricante del equipo y verifica que todo se encuentre de acuerdo al “DDP”. Si el “DER” encuentra algún cambio, el personal técnico lo corregirá.

Figura No. 4.1 ‐ Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones (cont.)

Metodología para Procesos de Diseño ... 41

5. Instalación/Pruebas del Sistema (cont.) Programación de la Fecha de la Primera Instalación con la Aerolínea:

e. Se efectua el Vuelo de Prueba (si es requerido), para verificar que el nuevo sistema no afecta a los sistemas existentes y que todo opera correctamente, en el cual van el “DAR”, el “DER” , el ingeniero del fabricante del equipo y del diseño de la modificación, así como personal de la aerolínea.

f. Si se encuentra algún cambio o modificación del nuevo equipo se efectua una Nota de Cambios de Ingeniería (“ECN, Engineering Change Notice”) donde se incluirán los cambios en los Diagramas o Documentos afectados y se corrigen en el avión.

g. Tanto el “DAR” como el “DER” envían su reporte de la instalación conjuntamente con todas las Notas de Cambios de Ingeniería (“ECNs”) a las oficinas centrales de “FAA”.

6. Obtención del Certificado Tipo Suplementario

Actualización del Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”)

a. Se actualiza todo el Paquete de Datos de Diseño con todos los cambios de las Notas de Cambios de Ingeniería (“ECNs”) y se envia a los “DERs” y “DAR”, para su aprobación.

Aprobación del “DDP”

a. Se espera la aprobación de todo el “DDP” para obtener el Certificado Tipo Suplementario (“STC, Supplemental Type Certificate”) y cuando es recibido se envía una copia de este documento a la aerolínea para que verifique que la instalación está aprobada (ver Figura No. 4.2 donde podemos ver el STC No. ST01683CH del diseño del Anexo 1).

Figura No. 4.1 ‐ Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones

La Figura No. 4.2 nos muestra el Certificado Tipo Suplementario (“STC, Supplemental Type Certificate”) No. ST01683CH con fecha del 22 de Julio del 2002 del diseño del Anexo 1, el cual ha tenido enmiendas (6 de Mayo del 2009), donde se incluyen los siguientes aviones:

747‐100 Series; 747‐100B Series; 747‐200B Series; 747‐200C Series; 747‐200F Series; 747‐300 Series; 747SR Series; 747SP Series.

PASO 2


Figura No. 4.2 ‐ Certificado Tipo Suplementario (STC No. ST01683CH)

43

CONCLUSIONES _________________________________________________________

El objetivo general planteado en este trabajo se ha concluido en su totalidad y favorablemente el cual se describe en el Capítulo IV de la Figura No. 4.1 que es la Metodología Integral para los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones, donde se desarrollaron los 6 pasos de ésta:

1. Recopilación de la Información.

2. Procesamiento de la Información.

3. Retroalimentación de Cambios.

4. Aprobación del Paquete de Diseño.

5. Instalación/Pruebas del Sistema.

6. Obtención del Certificado Tipo Suplementario

NOTA:

Retroalimentación por cambios en el diseño. Los objetivos específicos planteados se concluyeron en su totalidad y se exponen a continuación: El primer objetivo específico se cumplió según se indica en el Capítulo IV donde se presenta el esquema en forma sistemática de todas las actividades que intervienen en los procesos del diseño. El segundo objetivo planteado es la creación del Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”) en la Instalación de los Indicadores de Múltiples Funciones para aviones B747‐200 y se muestra en el Anexo 1. El último objetivo se cumplió con la obtención del Certificado Tipo Suplementario (STC No. ST01683CH) para los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 para aviones B747‐200 según se observa en el Capítulo IV de la Figura No. 4.2.

44 Recomendaciones ...


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REFERENCIAS _________________________________________________________

1. Sistema de Alerta y Proximidad con Respecto al Terreno Mejorado (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System”) ‐ Efectividad: http://www.egpws.com/general_information/description/effective.htm .

2. VAN, Gigch Jhon P. Teoría General de Sistemas. 2ª Edición. Ed. Trillas. México 1981. 3. Sistemas ATA y Sistema de Grabación en Vuelo: http://787mt.web.boeing.com .

4. Sistema de Radar Meteorológico “RDR‐1F” (“RDR‐1F Airborne Weather Radar,

Pilot´s Hanbook and Operating Techniques, Bendix Avionics Division”).

5. Guía para Pilotos del Sistema de Alarma de Proximidad al Terreno (“Enhanced Ground Proximity Warning System Pilot Guide”) Rev. C.

6. Manual de Instalación de los MFD‐640 de la Compañía Universal Avionics, No. 34‐20‐02 .

7. Manual de Diagramas de Alambrado del B747.

8. http: //europa.eu.int/smartapi/cgi/sga_doc (celex‐txt‐52004PC0073).

48 Referencias ...


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RECOMENDACIONES _________________________________________________________

Una de las recomendaciones principales es la implementación de esta metodología para la capacitación a distancia, utilizando tecnologías de comunicación e información para cualquier tipo de avión de ala fija o rotativa, tanto para aerolíneas privadas o comerciales como para estaciones reparadoras y de mantenimiento. Otra recomendación es la elaboración de un formato de verificación (“Checklist”) para todos los Procesos de Diseño de Nuevas Instalaciones o Modificaciones, donde se revisen todos los pasos de la metodología y así se asegure de no omitir ningún paso; además de reducir el tiempo de aprobación y certificación.

46 Recomendaciones...


49

ANEXO 1 _________________________________________________________

Diseño de la Instalación de los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 *

Este diseño fue realizado por un grupo interdisciplinario entre Ingenieros de la Aerolínea Iberia, Ingenieros de Avionics de la compañía Universal Avionics, Ingenieros de Avionics y Estructuras e Ingenieros Representantes Designados (“DER, Designated Engineering Representative”) de Avionics y Estructuras de la compañía Electronic Cable Specialists, así como de su personal de producción que se encarga de manufacturar los Kits de instalación para esta modificación, asi como del Ingeniero Representante de Aeronavegabilidad de “FAA” (“DAR, Designated Airworthiness Representative). Debido a la regulación o norma de las Autoridades Aeronáuticas Conjuntas † (“JAA, Joint Aviation Authority”) de la Comunidad Europea emitieron la norma de Requisitos Aeronáuticos Conjuntos (“JAR, Joint Airworthiness Requirement”) JAR ‐ OPS 1.665 Clase A ‡ 8 §, la cual especifica que se requiere la instalación del Sistema de Alerta y Evasión con Respecto al Terreno (“TAWS, Terrain Avoidance Warning System”) para los aviones que tengan los siguientes pesos o número de pasajeros:

• Aviones con Peso Máximo de Despegue mayor a 15,000 Kg o mayor de 30 pasajeros

‐ Toda la Nueva Producción de Aviones deberá estar modificados para el 1ero. de Octubre del 2001.

‐ Todos los Aviones existentes deberán estar modificados para el 1ero. de Enero del 2005.

• Aviones con Peso Máximo de Despegue entre 5,700 Kg a 15,000 Kg o entre 9 y 30 pasajeros

‐ Toda la Nueva Producción de Aviones deberá estar modificados para el 1ero. de Enero del 2003.

* “Installation of Universal MFD‐640 Multi‐Function Display DDP – Electronic Cable Specialists”. † Las Autoridades Aeronáuticas Conjuntas (“JAA, Joint Aviation Authority”) constituyen una asociación en la que participan las autoridades nacionales de navegación aérea de 38 países europeos (entre los que figuran los 15 Estados miembros de la UE), creada para armonizar los requisitos por los que se rige la seguridad del transporte aéreo. ‡ 8 http: //europa.eu.int/smartapi/cgi/sga_doc (celex‐txt‐52004PC0073). § Los requisitos JAR‐OPS 1, adoptados por la “JAA” en 1995, la cual propone una serie de normas y requisitos de seguridad aplicables tanto para pilotos, aviones y líneas aéreas.

50 Anexo 1 ...

‐ Todos los Aviones que no han sido modificados con el Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno (“GPWS, Ground Proximity Warning System“) deberán ser modificados con el Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno Mejorado (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System“) para el 1ero. de Octubre del 2001.

Debido a esta norma (JAR‐OPS 1.665) la Línea Aérea Iberia realizó su análisis técnico‐económico sobre que equipo sería el adecuado para cumplir con esta norma y cambiar su antiguo Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno (“GPWS, Ground Proximity Warning System “) por el Sistema de Alerta de Proximidad al Terreno Mejorado ** (“EGPWS, Enhanced Ground Proximity Warning System“) y para además contar con la información o indicación con respecto al terreno proporcionada por el sistema “EGPWS”, se debe contar con un nuevo indicador o a través de indicadores de Radar Meteorológico a colores para interpretar la indicación del terreno, pero los aviones B747‐200 de la Línea Aérea Iberia cuentan con indicadores monocromáticos (PPI‐1L) para el Sistema de Radar Meteorológico RDR‐1F Bendix en el tablero lateral del Capitán y Primer Oficial los cuales proporcionan la información del radar meteorológico en forma monocromática; por tal motivo Iberia también toma la decisión de reemplazar los existentes indicadores de radar meteorológico (PPI‐1L) †† por los Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640 de la compañía Universal Avionics, los cuales tienen la característica de presentar la información o indicación de Radar Meteorológico a colores, así como también la indicación del Terreno y de Navegación (para esta configuración).

Todo este Paquete de Datos del Diseño (“DDP, Design Data Package”) es adicionado en este anexo para tener una mejor comprensión de los procesos de diseño de la instalaciones de los nuevos Indicadores de Múltiples Funciones MFD‐640, en el Capítulo IV se describe toda esta metodología.

Para el diseño de este Anexo solamente se encontró un cambio en el diagrama de instalación No. 100‐86806 en la coordenada E6, se cambió la REF. DWG de 100‐86828 a 100‐88164 y se elaboró una Nota de Cambio de Ingeniería (“ECN, Engineering Change Notice”).

** Ver Capítulo III. †† Indicador de Posición en Planta, contracción de las palabras en inglés “Planned Position Indicator, PPI”.

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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL · 2017. 9. 2. · I 1.2.8 Diagrama Funcional del Sistema de Grabación de Vuelo. 8 I 1.2.9 Tablero de Instrumentos de la Cabina de Pilotos del Avión