1. PAGINA DEJADA EN BLANCO INTENCIONALMENTE

2. OBJETIVOAL FINALIZAR EL CURSO,EL PARTICIPANTE SERA CAPAZ DE RECONOCER LA OPERA CION YFUNCIONAMIENTO DE LOS SITEMAS CUBIERTOS EN EL PRESENTE MANUAL *00.00pag.1 AGOSTO DE 2002 3. PAGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO. 00.00 pag.2 AGOSTO DE 2002 4. iND| CE TEMATICOContenido Seccin Pa'gina ADVERTENCIA ' 00.00 1 INDICE TEMATICO 00.00 31 INSTRUMENTOS DE INDICACION DE RUMBO 01.00 1 1.1 Brujulas magnticas de lectura directa.01.00 1 1.2 Propiedades magnticas.01.00 1 1.3 Magnetismo terrestre.- 01.00 4 1.4 Tipos de brujulas de Iectura directa.01.00 6 1.5 Sistema magntico. . 01.00 8 1.6 Liquido para amortiguacin.01.00 10 1.7 Compensacin de expansin del Iiquido.01.00 10 - 1.8 Brjula de indicacin remota.01.00 12 1.9 Elementos detectores de flujo.01.00 14 1.10 Verificacin de girscopo e indicador.01.00 24 1.11 Elementos del girscopo direccional.01.00 28 1.12 lndicador de rumbo.01.00 30 2. SISTEMA DE NAVEGACION | NERC| AL_(lNS).02.00 1 2.1 Descripcin.02.00 1 2.2 Principio ba'sico de operacin del INS:Acelermetros.02.00 3 2.3 Giros de INS.02.00 7 2.4 Plataforma | nercia| . 02.00 9 2.5 Computadora del INS. 02.00 11 2.6 Unidad de Referencia lnercial.02.00 15 00.00 pag.3AGOSTO DE 2002 5. 3.1 3.2 3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 3.8 3.9 3.10 3.114.4,1 4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8 4.9Contenido SISTEMA ADF. lntroduccin. (,Qu es el ADF ? g,Porqu es utilizado el ADF?Componentes del ADF.Receptor. Unidad de control.lndicadores. Antenas. Instalaciones de tierra.Operacin tipica. Principio de operacin del ADF. SISTEMA VOR. 3, Qu es el VOR ? (;Para qu se utiliza el VOR ?Componentes del sistema.Receptor. Unidad de control.Indicadores del sistema VOR.Antena. lnstalaciones de tierra. Como determina el VOR el rumbo. 4.10 Como trabaja el sistema VOR. 'iNDICE TEMATICO (continuacin)Seccin03.0003.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.00 03.0004.0004.00 04.00 04.00 04.00 04.00 04.00 04.00 04.00 04.00 04.00Pgina_ OGJOUOV-B-Ii-kl! k_n__s (.0-UI(~)(a>(A)-| akI00.00pag.4 AGOSTO DE 2002 6. lNDlCE TEMATICO (contlnuacion)Contenido Seccin Pgina 5. SISTEMA ILS.05.00 1 5.1 4; Qu es el ILS ?05.00 1 5.2 g_ Para qu se utiliza el lLS ?05.00 1 5.3 Componentes del sistema.05.00 1 5.4 Receptor.05.00 1 5.5 Unidad de control.05.00 3 5.6 lndicadores.05.00 3 5.7 Antenas 05.00 5 5.8 lnstalaciones de tierra.05.00 7 5.9 Operacin del ILS.05.00 9 5.10 Operacin.tipica del sistema.05.00 17 5.11 g, Como determina el sistema lLS el curso de aproximacin ?05.00 18 5.12 Como trabaja el ILS.05.00 19 5.13 Frecuencias VORIILS.05.00 21 6. SISTEMA MEDIDOR DE DISTANCIA,DME.06.00 1 6.1 lntroduccin.06.00 1 62 El interrogador DME.06.00 4 6.3 El equipo DME de tierra.06.00 10 7. SISTEMA DE RAD| OALTlMETRO.07.00 1 7.1 lntroduccin.' 07.00 1 7.2 g,Qu es un radioaltimetro ?07.00 1 00.00 pag.5AGOSTO DE 2002 7. iNDlCE TEMATICO (continuacin)Contenido Seccin Pglna 7. SISTEMA DE RADlOALTlMETRO (continuacin).05.00 1 7.3 ', Para qu se utiliza el radioaltimetro ?07.00 1 7.4 Componentes del sistema.07.00 1 7.5 Receptor-Transmisor.07.00 3 7.6 lndicador.07.00 3 7.7 Antenas.07.00 5 7.8 Operacin tlpica.07.00 5 7.9 Como determina el sistema de radioaltimetro la altitud.07.00 5 7.10 Como trabaja el radioaltlmetro.07.00 7 8. SISTEMA DE CONTROL DE TRAFICO AEREO (ATC).08.00 1 8.1 lntroduccin.08.00 1 8.2 Operacin del sistema ATC.08.00 3 9. SISTEMA DE ALERTA DE TRAFICO Y EVASION DE COLISION,TCAS.09.00 1 9.1 lntroduccin.09.00 1 9.2 TCAS l.09.00 1 9.3 TCAS ll.09.00 1 9.4 TCAS Ill.09.00 1 9.5 Descripcin del sistema.09.00 3 9.6 Computadora.09.00 3 9.7 Antenas.' 09.00 3 00.00 pag.6AGOSTO DE 2002 8. lNDlCE TEMATICO (continuacion)Contenido Seccin Pgina 9. SISTEMA DE ALERTA DE TRAFICO Y EVASION DE COLISION,TCAS.09.00 3 (continuacin) 9.8 Transponder mode 3. 09.00 3 - 9.9 Operacin bsica.09.00 5 9.10 lndicaciones de trafico de TCAS.09.00 5 10. SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL.10.00 1 10.1 lntroduccin.10.00 1 10.2 5 Qu es GPS ?10.00 1 10.3 1, Porqu usar GPS ?10.00 1 10.4 El sistema GPS.10.00 3 10.5 El segmento control.10.00 5 10.6 El segmento usuario.10.00 5 10.7 Principios del GPS.10.00 9 10.8 Como determina su posicion el receptor de GPS.10.00 9 10.9 Errores del GPS.10.00 15 10.10 Disponibilldad selective.10.00 15 1011 Error del reloj del satlite.10.00 15 00.00 pag.7AGOSTO DE 2002 9. PAGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO. 00.00pag.8 AGOSTO DE 2002 10. 1 INSTRUMENTOS DE INDICACION DE RUMBO 1.1 BRUJULAS MAGNETICAS DE LECTURA DIRECTALas bnijulas magnticas de la lectura directa fueron de las primeras ayudas a la navegacion.introducidas en un avibn.Su principal funcion es demostrar la direocion que esta llevando el avin con respecto al meridiano magntico de la Tierra. Sin embargo,respecto a los aviones y a las ayudas a la navegacin actuales,tal referencia de direccin Ia proporcionan con mas exactitud los sistemas de brdjula (comps) de lectura remote,por lo que las brjulas de lectura directa han sido relegadas a un papel de reserva. El principio de operacin de estas bnijulas,y de hecho de los sistemas a los que nos acabamos de referir,se basa en los fundamentos establecidos del magnetismo,y en la reaccion entre el campo magntico de un elemento magntico suspendido adecuadamente y el campo circundante de la Tierra.Por consiguiente,es conveniente estudiar brevemente estos fundamentos. 1.2 PROPIEDADES MAGNETICAS. Las tres propiedades principales de un imn permanente son: 1.- atrae otras piezas de hierro y acero2.- su poder de atraccin est concentrado en cada extremo. 3. cuando est suspendido de modo que se mueva horizontalmente siempre descansara en unadireccion norte-sur aproximadamenteLa segunda y tercera propiedades estn relacionadas con lo que se denominan los polos de un imn;al extremo del ima'n que busca el None se le llama polo Norte y al extrema que busca el Sur el polo Sur. Cuando a dos de tales imanes se les junta de forma que ambos polos norte o ambos polos sur estn uno frente al otro,se crea una fuerza que los mantiene separados.Cuando a cualquiera de los imanes se le da Ia vuelta de forma que su polo norte est enfrente de su polo sur,se vuelve a crear de nuevo a una fuerza,pero ahora este hace que se acerquen los imanes.Por tanto,polos iguales se repelen y polos diferentes se atraen.Esta es una de las leyes fundamentales del magnetismo.La fuerza de atraccion o repulsion entre los dos polos varia inversamente con el cuadro de la distancia que los separa. La region en la que puede detectarse la fuerza ejercida por un imn se conoce con el nombre de campo magntico.Tal campo contiene flujo magntico,cuya direccion y densidad puede representarse por lineas de flujo.La direocin convencional de las lineas de flujo fuera de un imn es de polo norte a polo sur. Las lineas son continuas e interrumpidas,de modo que en el interior del iman su direccin es de polo sur a polo norte.Si se juntan dos campos magnticos,sus lineas de flujo no se cruzan sino que forman una imagen distorsionada,aunque consiste en lazos cerrados. 01.00pag.1 AGOSTO DE 2002 11. El simbolo del flujo magntico es y su unidad es el Weber (Wb).A la cantidad de ujo a travs de un area,indicada por la separacion de las lineas de flujo magntico,se le conoce como densidad de flujo magntico (B),su unidad es Weber/ m,o Telsa (T). El ujo magntico se establece con mas facilidad en unos materiales que en otros,en particular se establece con mas facilidad en materiales magnticos que en el aire.Todos los materiales,sean o no magnticos,tienen una propiedad llamada reluctancia que resiste el establecimiento de campo magntico,y es equivalente a la resistencia de un circuito elctrico.Si se coloca un material de baja reluctancia en un campo magntico,la densidad de flujo en el material ser mayor que la existente en el aire circundante. La intensidad de campo magntico H,es la fuerza de un campo magntico en cualquier punto.se mide por la fuerza F,ejercida sobre un polo magntico en ese punto.La fuerza depende de la intensidad del polo , esto es ,del flujo que emana del polo,asi como de la intensidad del campo. En simbolos: H =F / ;Newtons por Weber01.00pag.2 ' AGOSTO DE 2002 12. Polo sealando al norteEstablecimlento do puslcion' P' "'"d norte-sur aproximadamente al sur/ Camps l bl d me an 0 Arc de mamconummcin d."50 blando Aplnlallumianm magnticoPropiedades Magnticas Fundamentales Fig.1.101.00pag.3 AGOSTO DE 2002 13. 1.3 MAGNETISMO TERRESTRE. La superficie de la tierra esta rodeada por un campo magntico dbil que culmina en dos polos magnticos intemos,situados cerca de los polos None y Sur verdaderos o geograficos.Que esto es asi,es evidente por el hecho de que un imn suspendido libremente en varias partes de la supercie de la Tierra se fijar en una direccin deterrninada,direccion que varia con la localidad.Un piano que pase a travs del iman y el centre de la Tierra recorreria sobre la supercie de la misma una linea imaginaria llamada meridiano magntico,segun se muestra en la figura 1.2Asi,pareceria que el campo magntico de la Tierra es similar at que podria esperarse en la superficie si una barra corta,pero muy magnetizada estuviera situada en el centro.Esto explica en parte el hecho que los polos magnticos sean areas relativamente grandes,debido a la difusin de las lineas de fuerza y tambin de una razon del porque la direccin del campo es horizontal en las proximidades del Ecuador.Sin embargo,el origen del campo no se conoce todavia,pero para fines de explicacion,Ia suposicin de un iman recto en el centre de la Tierra es am at considerar la forma general del campo magntico como se supone que es. El campo magntico de la tierra se diferencia de un imn ordinario en varios aspectos.Sus puntos de maxima intensidad,o fuerza,no estn en los polos magnticos (teoricamente deberia ser asi) sino que se dan en otras cuatro posiciones,dos cerca de cada polo,conocidas como focos magnticos.Ademas los mismos polos estn cambiando continuamente sus posiciones;en cualquier puntosobre la superficie de la Tierra el campo no es simtrico y esta sujeto a cambios peridicos e irregulares. 01.00pag.4 AGOSTO DE 2002 14. Angulo de inclinacin magntica aumentando desde el Ecuador Nona fnagncoNorte verdade roI-.... .Declrnacion magneuca en el luger PAngulc da', incl irinclbn magntico caro, , / II Meridlano magntico .3 7* Meridlnno magntico hipottico realMagnetismo Terrestre.l_'as lines AA,BB y CC son isoclinas.Fig.1.201.00pag .5 AGOSTO DE 2002 15. 1.4 TIPOS DE BRUJULAS DE LECTURA DIRECTA. Las brjulas tienen las caracteristicas siguientes:un sistema magntico alojado en una taza;liquido para amortiguacion;y compensacion para la expansion del liquido.La mayoria de las brL'ijuIas que se usan actualmente son del tipo de graduacion vertical,como se muestran en la figura 1.301.00pag.6 AGOSTO DE 2002 16. Bnijulas de Iectura vertical.a) Montura suspendida.b) Montura en panelFig.1.3 pag. ? AGOSTO DE 2002 17. 1.5 SISTEMA MAGNETICOEn la figura 1.4 se muestra un ejemplo de un sistema magntico.Consta (Jnicamente de un solo imn anular de acero al cobalto,al cual va fija una rosa de brujula.La suspension consiste en un pivote de punta de iridio sujeto at centre del sistema magntico,y descansa en un recipiente de zafiro en forma de copa sostenida en un portador o vstago.La combinacion del lridio y el zafiro proporciona resistencia al desgaste y reduce la friccion del pivote al minimo.La rosa o carta se consulta contra una linea de referencia fijada al interior de la taza y que se encuentra sobre o paralela al eje longitudinal cuando la brLijula esta instalada en un avion. 01.00pag .8 AGOSTO DE 2002 18. Pivots y copa~." ,1: H 3 I do zaliro 'Ron do X ;' la brfuula. I 0 Partacopa . / pg ,Z _y vslago /r Imn de soportaSoporte que suieta todo el sistema a In lateSistema tipico de brujula de ima'n.Fig.1.401.00pag.9 AGOSTO DE 2002 19. 1.6 LlQU| DO PARA AMORTIGUACICN. La razon principal para llenar las tazas de las brojulas con liquido es hacer la brojula aperiodica.Este es un trmino que se aplica a una brojula cuyo sistema magntico,despus de ser desviado,vuelve a su posicion de equilibrio directamente sin oscilar o rebasar.Otra razon para utilizar un liquido es que estabiliza el sistema magntico y le da cierta flotacion,reduciendo asi el peso sobre el pivote y disminuyendo,por lo tanto los efectos de friccion y desgaste. Los liquidos,que pueden ser del tipo mineral 0 alcohol,deben reunir requisitos tales como bajo punto de congelacion,baja viscosidad,gran resistencia a la corrosion y no decolorarse. 1.7 COMPENSACION DE EXPANSION DEL Llouloo. Los liquidos de las brujulas estn sujetos a expansion y contraccion en funcion de las variaciones de la temperature;los cambios resultantes en su volumen pueden tener efectos indeseables.For ejemplo,con la reduccion de temperature el liquido se contraeria y dejaria un espacio de aire en la taza,reduciendo el efecto amortiguador.Por el contrario,cuando las temperaturas fueran altas,el liquido se expanderia hacia afuera,dando lugar a fugas alrededor de las juntas de la taza.Por consiguiente ,es preciso incorporar un dispositivo dentro de la taza que absorba los cambios volumtricos y,de este modo,compense sus efectos. El compensador toma la forma de un elemento flexible,como un fuelle 0 un diagrama ondulado que forma la parte posterior de la taza.Cuando la taza esta Ilene,el elemento flexible se oomprime una cantidad especifica por medio de unaherramienta especial,el efecto de esta comprension es aumentar el volumen de la taza.Si en ese momento la taza compensada es sometida a una temperatura baja,el liquido se contraera,pero al mismo tiempo el elemento flexible respondera a la disminucion de volumen expandindose y evitanclo formacion de burbujas.Con un aumento de temperatura.el volumen del liquido aumenta mas debido a la expansion y,por eso,el elemento flexible se comprimira mas para absorber el aumento de volumen. 01.00pag.10 AGOSTO DE 2002 20. IIENTE EN BLANCO. 01.00pag.1 1 AGOSTO DE 2002 21. 1.8 BRUJULA DE INDICACION REMOTA. En su forma basica las brajulas de indicacion remota que se utilizan actualmente son sistemas en los que un elemento de deteccion magntica vigila un elemento de indicacion giroscopico. Esta combinacion virtual de las funciones de la brujula magntica y el giroscopo direccional fue un paso logico en la evolucion de la instrumentacion para indicacion de rumbo y llevo al use a gran escala de sistemas tales como la brujula de lectura remota y la brujula magnesym en la aviacion militar.Aunque contribuyeron con xito a la navegacion de los aviones,estos sistemas no estaban totalmente libres de ciertos errores asociados con las brojulas magnticas y los giroscopos direccionales y,adems,habia ciertas dificultades practicas con los mtodos de sincronizacion adoptados.Por consiguiente,con el fin de reducir todas las fuentes posibles de error y proporcionar diseos posteriores de brajulas con propiedades autosincronas,se tuvieron que adopter tcnicas nuevas.Las mas notables fueron:el cambio de un tipo de lmn permanente de elemento detector a uno que utiliza induccion electromagntica como parte de un sistema de transmision sincrona de corriente alterna;la aplicacion de la electronica;y la utilizacion de elementos giroscopicos mejorados y mtodos de control de precesion. El grado en que se aplican esta tcnicas a los sistemas que se usan actualmente depende del fabricante en particular y,por la misma razon el nilimero de componentes que comprende un sistema puede variar.Sin embargo,los principios fundamentales de funcionamiento de los componentes principales,que se muestran en el diagrama debloques de la figura 1.5, no varian. 01.00pag.12 AGOSTO DE 2002 22. sistema denivelacion Compansador de desviacion I isposrt.do - recesion Sistema sclav. Amplifi- ' caclorElemento detector ' de flujoServo- l _Componentes fundamentales de un sistema de brojula de indicacion a distancia.Fig.1.501.00pag.13 AGOSTO DE 2002 23. 1.9 ELEMENTOS DETECTORES DE FLUJO. A diferencia del elemento detector de la brojula magntica simple,el elemento utilizado en todas las brtijulas de indicacion remota,es del tipo jo que detecta el efecto del campo magntico de la tierra como un voltaje inducido electromagnticamente para comandar a un indicador de mmbo,por medio de una seal de voltaje de salida secundario.En otras palabras,el detector acttia como un sincrotransmisor de corriente alterna y es,por consiguiente,otra utilizacion especial del principio del transformador. En general,el elemento esta construido como puede verse en la figura 1.6. Tienen la forma de una rueda metalica de tres radios;la rueda esta dividida por los radios de fonna que estos y su seccion actuan como tres colectores de flujo individuales. Alrededor del cubo de la rueda hay una bobina que corresponde al devanado primario de un transformador,mientras que las bobinas alrededor de los radios corresponden a los devanados secundarios.La razon para adopter un sistema de tres radios es para detectar con precision las lineas de flujo magntico de la Tierra. 01.00pag.14 AGOSTO DE 2002 24. Bbi" '" Cuornos colectores secundanes hminados Bobina axcitadoru (primario)Construccion general de un elemento detector de flujo. Fig.1.6 pag.15AGOSTO DE 2002 25. 01 .00 pag 16 AGOSTO DE 2002Posicion angular 70 360 de la bobina lb) Bobina en un campo magntico.a) Componentes b) Flujo total Fig 1 7 26. 311109 13''''i''5d Cuernos colectores M F3930 Iaminado:AislamiantoBobina excitadara Bobina Bum" .. Ialimentadu a 23,5 V,400 HzSeccion vertical de un radio de un elemento detector.Fig.1.801.00pag.17 AGOSTO DE 2002 27. Components H de la Tierra Voltaja de la bobina excitadora Flujo en el brazo superior El flujo total es cero2 semiciloFlujo total cuando el radio del detector esta en angulo recto01 .00 pag.18 AGOSTO DE 2002con el campo de la tierra Fig.1.9 28. Components H do la Tierralllll lo)Dosptazamlontn del oja dobldo a la componente do la Tierra___L_Tismpo->lblEfecto de la componente H de la Tierra.a) Detector en angulo con la componente H b) Desplazamiento del eje debido al flujo estatico.Fig.1.1001.00pag.19 AGOSTO DE 2002 29. Se emplean tres detectores de flujo situados entre si a angulos de 120.las trayectorias tomadas por el campo de la Tierra a travs de ellos,y para una rotacion de 360,son como se muestran en la figura 1.11. Por Io tanto pueden obtenerse magnitudes variables y voltajes inducidos con relacion a todos los rumbos del elemento detector sin ambigiiiedad de referencia direccional.El voltaje resultante de los tres detectores en cualquier momento puede representarse con un solo vector que es el paralelo a la componente H de la Tierra. 01.00 *pag.20 AGOSTO DE 2002 30. componente H do la Tierra270 090 Trayectorla del campo de la Tierra a travs de Lin detector y seales01 .00 pag.21 AGOSTO DE 2002inducidas en las bobinas Fig.1.11 31. En la figura 1.12 so tiene una vista en corte de un elemento detector tipico.Los radios y los conjuntos de bobinas estn suspendidos pendularrnente de una union universal que permite una cantidad limitada de libertad en cabeceo y alabeo,para que el elemento pueda detectar el efecto maximo del elemento H de la Tierra.No tiene libertad en azimut.La caja en la que va montado el elemento est cerrada hermticamente y parcialmente llena de fluido para amortiguar las oscilaciones excesivas del elemento.La unidad completa esta sujeta a la estructura del avion (en un ala 0 en la punta del estabilizador vertical) por medio de una pestaa de montaje que tiene tres ranuras para los tomillos de montaje.Una de las ranuras est a un nilmero limitado en grades en cada lado de una posicion cero que corresponde a un punto de referencia de instalacion en el avion.En la parte superior de la caja se tienen las conexiones elctricas y la fijacion de un dispositivo de compensacion de desviacion. 01.00pag.22 AGOSTO DE 2002 32. 1.-pestafla de montaje.2.-conjunto de contacto.3.-tenninal.4.-tapa.5.-pivote.6.taza.7.-peso pendular.8.-bobina primaria (excitacion).9.-brazo. _ 10.-bobina secundaria.11.-cuemos colectores.12.-pivote. Elemento detector de ujo tipico 01 00Fig.1.12 pag.23AGOSTO DE 2002 33. 1.10 VERIFICACION DE GIROSCOPO E INDICADOR. La voricacion so rofiero al proceso do reproducir las roferoncias direccionales establecidas por ol elemento detector do flujo como indicaciones cuantitativas en ol indicador do rumbo.El principio do la verificacion es bsicemonto ol mismo para todos los tipos do sistema do brtijulas y puede compronderse focilmonto analizando tofigure 1.13Cuando el detector do flujo so posiciona firmomento en un rumbo,por ejemplo,000,so inducira' ontonces una soal do voltaje mximo en la bobina selectora A mientras que en la bobinas B y C so inducirn seales do la mitad do la amplitud y fase opuesta.Estas soalos so envian a las tomas correspondientes del estator del sincrorreceptor,y los flujos producidos so combinan para establecer un campo resultante atravs del centro dol estator:esta resultante esta alineada exactamente con la resultante del campo do la Tierra que atraviesa ol detector. Si segifin so muestra en la gura 1.13 a) el rotor del sincrorrocoptor est on a'ngulo recto al flujo resultante,no so puede inducir ningiiin voltaje en los devanados.En esta posicion,ol sincro esta en nulo y el giroscopo direccional so alinear tambin con el vector del campo resultante do la Tierra;do esto modo,ol elemento indicador do rumbo indicara 000 . Ahora bien,consideremos lo que ocurre cuando el elemento detector do flujo gira 90;la disposicion do las bobinas selectoras del detector sora la que so muestra on 1.13 b).No so inducira voltaje do la serial en la bobina A,poro las bobinas B y C tionon soales do voltaje aumentadas, teniendo to serial on C fase opuesta a la que tonla en la posicion "nula".El flujo resultante a travs dol estator dol sincro del receptor habr girado 90,y suponiendo por un momento que el giroscopo y ol sincro siguen en su posicion original,ol flujo estar ahora alineando con ol rotor del sincro y,por consiguiente,inducir un voltaje mxima on ol rotor. 01.00pag.24 AGOSTO DE 2002 34. ll)Rosultanto do to componente Flasultanto del-campo debido del campo do la Tierra a a las sollalos do voltaje inducidas travs dot dotoctor ' - - Campo do In TlorroSoflolos do voltalo inducido:lblverificacion del giroscopo direccional.a) Rumbo =000b) Rumbo =090 01 F" .1.13 '9 pag.25AGOSTO DE 2002 35. Esta seal do voltaje do error so envia a un amplificador osclavo en el que so detecta su fase,y dospus do su ampllcacion,a un motor do torsion osclavo,ol cual impnme precosion al giroscopo y al rotor del sincro en la direccion apropiada hasta que el rotor alcanza la posicion nula,do nuevo en a'ngulo recto al campo resultante.En otras palabras,las condicionos sorn igualos a las que so muestran en ol diagrama a) pero en el nuevo rumbo do 090. En la prctica la rotacion del campo en ol sincro del receptor,y la osclavizacion dol giroscopo,so producen simultneamonte con ol giro del detector do flujo do modo que so mantenga continuamente un sincronismo entre ol detector y el giroscopo. 01.00pag.26 AGOSTO DE 2002 36. Dotoclor do flulo FLUJO DE SENALESFtoloroncia |de direccion . 29 Error do rumbaVorificocion y Drecotlon3+ Servo 3-D Error do Iazo *D(> Sorvomondol>>It Soflslu do darn:do rumbo o otros mto~ mas,vuolo automotico por oiomplolndlcador- Amplilicndor asclaviz ur ' ' *11_. ._. JosclovCT oscla- vilador1 Amorlinuocibn do roolimantaciori . _. CX do data!do rumbo solactadoDiforoncill amen as Baton do giuslg dg rumba sincronizacionverificacion del indicador y giroscopo maestro.Fig.1.14Motor do parGiroscono moostro izodor- / ' cx SENDCX data:do rumbo01.00pag.27 AGOSTO DE 2002 37. 1.11 ELEMENTOS DEL GIROSCOPO DIRECCIONAL. El elemento del giroscopo direccional puede ir dentro de un indicador montado en el panel,0 puede formar una unidad maestra independiente situada en un punto remoto y transmitir la informacin a un indicador esclavo,segun el tipo de sistema de bnljula y la apiicacin de la informacin de rumbo sincronizada.Los sistemas que adoptan Ia tcnica de referencia de giroscopo maestro son,sin embargo,los ma's empleados,porque al servir como fuente de datos de rumbo,proporcionan una transmision mas eficaz de los datos,particularmente a los sistemas directores de vuelo automtico con los que estn ahora estrechamente relacionados. En la figura 1.15 se muestra un ejemplo de una unidad de giroscopo maestro El rotor del giroscopo tiene forma esfrica y esta sostenido en la cuna interior,que esta provista de tapas hemisfricas que encierran el motor del giroscopo.En la parte superior de la cuna exterior van montados los rotores del sincro de rumbo esclavo principal y un sincro de datos adicional.El estator de un motor de par de niveiacin va sujeto a la parte inferior de la cuna exterior y su rotor va unido a la caja del giroscopo.un interruptor de nivel liquido sujeto at eje de la cuna interior controla el motor. Una esfera de rumbo va tambin sujeta a la cuna exterior y se lee contra una escala vernier fija.Ambas escalas se ven a travs de una ventanilla de inspeccin existente en la cara exterior del giroscopo,y su finalidad es proporcionar una indicacion de rumbo arbitraria cuando se prueba el sistema en un avion.Todo el conjunto va montado en soportes antivibratorios contenidos en una base que proporciona Iafijacion de la posicion requerida,y tambin la conexion de los circuitos elctricos necesarios. Tambin hay un sistema de freno de parada de giro" para impedir ei efecto oscilador del giroscopo (llamado nutacion) sujetando la cuna exterior durante un corto periodo de tiempo despus de aplicar la energia.El freno se aplica tambin 30 segundos aproximadamente despus de que se haya desconectado Ia alimentacin de energia para impedir que el giroscopio gire alrededor de su eje durante la parada. 01.00pag.28 AGOSTO DE 2002 38. 1- U O 1 .00 pag.29 AGOSTO DE 2002Ejemplo de elemento de giroscopo direccional maestro.Fig.1.15 39. 1.12 INDICADOR DE RUMBO. En la figura 1.16 se muestra un ejemplo de la presentacion en la esfera de un indicador utilizando oomo un ejemplo de giroscopo direccional maestro.Ademas de presentar los datos de rumbo magntico,tambin presenta Ia marcacin de un avion con respecto a las estaciones terrestres de los sistemas de radionavegacion ADF (Automatic Direction Finder 0 radiogonimetro automtico) y VOR (Radiofaro Omnidireccional de muy alta frecuencia).Por esta razon,al indicador se le conoce generalmente como indicador radiomagntico (RMI). 01.00pag.30 AGOSTO DE 2002 40. Saflalodor do rumbo Avixodor Baton selector Z :33}:garra Agulo do uno solo barra Rosa do Io B, " ": ' _ brow. sincronizacion Baton do alusto do rumbo Lfnoo do rofnroncinCoda ogulo roupondo a Codo ogujo rospondosoflolos procodantos do a soflalos prooodontoauno onocin VOR do una ostocin ADF La agujo do uno solo borro Ln oguio do uno solo barra rospondo a los soolos do una rospondo a los soilolos proco- ostocin ADF;Io do doblo dontos do uno onocion VOR; barra a las do uno ostocion VOR la aguio do doblo barra o lo:procodonvol do una astocion ADFindicador do Rumbo.Fig.1.1601.00pag.31 AGOSTO DE 2002 41. Las indicaciones de marcacion las proporcionan dos agujas montadas concntricamente,una denominada aguja do doble barra" y la otra aguja de una so| a barra.Ambas sealan contra la carta do brujula principal,y son situadas por sincros conectados a los receptores ADF y VOR a bordo del avin. La presentacin se controla mediante ajuste manual de un mando selector en las posiciones mostradas en el diagrama.Las seales transmitidas a los sistemas de sincros son tales que las agujas siempre sealan a las estaciones de las que se reciben las seales.Esto puede verse en la figura 1.17, que es una representacion de como puede determinarse la posicin de un avion por los tres fuentes de informacin de navegacion. El piloto,mediante un botn de rumbo ajustado,puede ajustar el rumbo en el que desea volar el avin.Este botn est acoplado mecnicamente a un ser'1a| ador' de rumbo,de forma que cuando se gira con respecto a la carta de la brujula. Entonces se hace que el avion viro hasta que se registre contra el sealador el nuevo rumbo deseado.Para virar en condiciones de vuelo controlado automticamente,el giro del botn de rumbo ajustado situa tambin el rotor de un sincro CX,que suministra ontonces al sistema de piloto automatico seales do orden de viraje. 01.00pag.32 AGOSTO DE 2002 42. Ejemplos do indicaciones del RMI. Fig.1.17 pag.33AGOSTO DE 2002 43. 2. SISTEMA DE NAVEGACION INERCIAL (ms) 2.1 DESCRIPCION. El sistema de navegacion inercial (INS),es un concepto avanzado do navegacion,diseado para ser parte integral do los sistemas avionics". Este sistema no solo sirve para asistir en la navegacion,sino que tambin puede proporcionar comandos al sistema depiloto automatico,para conducir ol avion a su destino a travs do puntos determinados. La unidad INS tambin contiene un conjunto do giros,arroglados do tal forma,que la unidad puede sentir' los movimiontos dol avion en los ojes do cabeceo,alabeo y guiada,con lo que se puede establecer cual es la condicin do actitud del avion,cual es la situacion horizontal del avion con respecto al norte magntico;y por lo tanto,enviar esta informacin al sistema do instrumentos del avion. La unidad inercial cuenta tambin con acelormotros para poder sontir las aceleracionos verticales y horizontales (cambios do volocidad),y con esta informacion so resuelvon las ecuaciones de navegacion para conducir al avion a travs de la trayectoria desoada. Un Sistema do Navegacin inercial (INS) tendra' las caracteristicas siguientes: 1. Alineamiento y calibracion automticas cada vez que so alimenta olctricamente a la unidad. 2. El INS no requiero do ninguna ayuda a la navegacion exterior al avion. 3. El sistema verificara continuamente su propio funcionamiento y gonerara seales do alerta cuando alguno do los paramotros que entrega no sea confiable. 4. La insercion do datos de la posicion presente,lospuntos en ruta,y la informacin del lugar do destino;so realiza facilmente utilizando un teclado.Es posible desde un solo teclado cargar las coordenadas correspondientes a los diferentes puntos que forman la ruta,a todas las unidades inerciales que tonga el avion. 02.00pag,1 AGOSTO DE 2002 44. Componentes de un Sistema de Navegacin Inercial.F .2.1 ' .lg pag.2 AGOSTO DE 2002 45. 2.2 PRINCIPIO BASICO DE OPERACION DEL INS:ACELEROMETROS. Un acelermetro es un componente esencial de cualquier sistema de navegacion inercial,por ser un dispositivo que puede senlir los cambios en la velocidad del avion. En su fonna mas simple,un aoelerometro consiste en un peso pequeo suspendido entre dos resortes.La aceleracin que es senlida en la direccion horizontal.provoca que el peso comprima a uno de los resortes y estire al otro. La fuerza de comprension,y la idntica pero opuesta fuerza de tension,son proporcionales a la aceleracion del avion en ese eje.El desplazamiento de los resorles es directamante proporcional a las fuerzas de aceleracion 0 de desaceleracion. Mientras el acelermetro permanezca con su eje de sensacin perpendicular a la componente vertical del campo gravitacional de la Tierra,en un punto determinado,Linicamente sern sentidas las aceleraciones debidas a los cambios de la velocidad horizontal del avion. Por otra parte,el acelerometro deber oonservar su nivel para no mal interpretar la fuerza de gravedad como una aceleracin. De esta forma es posible obtener matemlicamente las funciones de velocidad y de distancia,de la funcion original de aceleracin,a travs de integracion sucesiva para obtener la dislancia recorrida. 02.00pag.3 AGOSTO DE 2002 46. PAGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO. 02 .00 pag.4 AGOSTO DE 2002 47. sin movimientoacelerando (incrementando la velocidad a 32 pies/ seg)ZERO Gfuerza deaceleracin d ( empu j e)manteniendo la velocidad desacelerando (disminuyendo la velocidad en 16 pies/ seg)zznoo fuerza de 3 moooam 252 E35: mocnoo.933520 an >~.039. E5 mom:no Niaa ZEN G: ~3 mmwm Hmma OmoEm.8Hmcsnmoaamu .mccnamwgo an >H .Wnomuo E Bomiwdn no w= &o no >m.muim E5 mnmi an :38 KEN 8:5 mom no E83 E 93332 no >H>5 tO0 maanemssowoaomn .macnamsio an >~ .me?E mnnoan an mnnnsosm N N m.m= _.Wanna Hm mom.>_u0 uwam goon oonooomobom an +. _m EN 130. >5 oicmmwowm wvqnrnamonmcbomoua .m= co= mwBEo no >N .we?5 minnow?an mdnsnaomm N N m.mus. E5 mom MPH EN 5% no E mdocnnaw maonaonwmm E 73..23232 an >N>~o mucosa E93 Hadomou mooomcuowouomu .m= _uo= mmBEo an >n.Gonna E5 mama an no.0 ZEN En. Emo: E._w E no.Zauoron no >N 131. >2 mmwm Ema OmoEm.8~mcnomoaomu .msconmaugm no >~.Wmnwco E Bommnas 9.5&0 an >m.main EB mom:so am:ZEN ooBo Rma an vdvm up_u8mmoo_.no >N 132. 6 SISTEMA MEDIDOR DE DISTANCIA D M E 6.1 INTRODUCCION. El DME ("Distance Mensurement Equipment) es un sistema de radar con respuesta activa,en el que el interrogador es equipo de a bordo,y el respondedor es la ayuda a la navegacin. Funciona en la banda de frecuencias de 960 a 1215 MHz,es decir,en UHF,con polarizacin vertical.La frecuencia con la que se interroga selecciona el DME que se desea que conteste,y oonstituye un "cana| . La respuesta de tierra al avin,retrasada 50 useg desde la pregunta,se hace a 63 MHz por arriba (canales X) o por debajo (canales Y) de la frecuencia de interrogacin. Tanto Ia interrogacin como la respuesta consisten en pares de impulsos de 3.5 microsegundos y distanciados 12 6 36 microsegundos (segtiln si e!canal es de tipo X 0 Y) para la pregunta,10 6 30 microsegundos (segdn el tipo de canal) para la respuesta. Todas las especificaciones del sistema,asi como la especificacin de los canales X 0 Y vienen dadas por el anexo 10 de la OACI. Generalmente se asocia al DME con el VOR,fonnando asi una estacin combinada que da al avin Ia informacin deradio y azimut.La distancia la proporciona el DME,que por ser un equipo de radar es de linea directa. Las guras 6.1 y 6.2 son dos instalaciones combinadas VOR/ DME y VOR Doppler/ DME,respectivamente. 06.00pag.1 AGOSTO DE 2002 133. Instalacin VOR/ DME.06.00 Fig 6.1 pag.2 AGOSTO DE 2002 134. lnstalacin VOR Doppler/ DME. Fig.5.2 pag 3 AGOSTO DE 2002 135. A cada frecuencia de VOR corresponde un canal DME detenninado en el anexo 10. El piloto no tiene que seleccionar el DME sino que esto se hace aulomticamente al seleccionar el VOR. El DME smile una identificacion cada 30 segundos,en forma independiente 0 en forma asociada con el VOR. La identificacion de la respuesta que corresponde a cada avion se hace por la frecuencia de repeticin de pulsos,o mejor dicho,por la sincronizacin con los impulsos del avin.La frecuencia de repeticin de impulsos varia de 150 mximo hasta unos 25 pares de impulsos por segundo,reduciendo la frecuencia desde su valor maximo en el modo de bsqueda 0 search hasta el minimo,que debe ser inferior a 30, en el modo de seguimiento (tracking).El paso de uno a otro se hace cuando la respuesta llega sincronizada con la pregunta en un gran ndmero de preguntas sucesivas. La medida de la distancia,como es obvio,se hace una vez identificada la respuesta correcta,midiendo el tiempo entre la pregunta y la respuesta restando 50 microsegundos (retardo inducido en el respondedor) y convirliendo el tiempo en distancia,a la escala del radar,12.6 microsegundos por milla. La indicacion de DME se utiliza para la navegacion en ruta,para determinadas maniobras de aproximacion y aterrizaje (como por ejemplo,dar vueltas alrededor de un VOR/ DME a distancia constants,en circulo) y tambin para actualizar la medida del sistema de navegacion inercial. 6.2 EL INTERROGADOR DMEEl equipo de a bordo del DME es el interrogador.Es un transmisor de radar de UHF,de una potencia de hasta 1 kilovatio pico,seguido del receptor y del equipo de presentacin de datos.Con potencias de unos cientos de vatios se cubre fcilmente al alcance del VOR asociado,de unos 300 Km. , dependiendo de la altura. En la figure 65 se muestra el diagrama a bloques del transmisor-receptor de a bordo o interrogador. 06.00pag.4 AGOSTO DE 2002 136. DIAI GROUND FACILITVPrincipio de operacion del sistema DMEFig.6.3 pag_ 5 AGOSTO DE 2002 137. lecturaen millas 1 |2l3 5NAUTICAL MILES Tn lndicltnr svantenas del DMECnnlrnl Pnnllvur MAV N 0 onm m1 pares de pulsos (espaciados aleatoriamente) tablero dela estacin contesta despues de control50 microsegundos,a 63 MHz arriba o abajo de la frecuencia recibida instalaciones de tierra del DEESeales utilizadas por el sistema DME.Fig.6.406.00pag.6 AGOSTO DE 2002 138. Generador PAH Modulador impulses I 5""3 Generador canal H F_Buscadar lTiempo variable) Mas de 30 res- puesras s cronizadas. Menus de 30 saguir bsqDiagrama a bloques del interrogador DME Fig.6.5 06.00pag.7 AGOSTO DE 2002 139. El sincronizador es un generador de impulsos que normalmente 0 en modo de btisqueda,funciona a 150 impulsos por segundo y marca asi el ritmo de interrogacin normal de reposo.Este ritmo baja a unos 30 impulsos por segundo cuando se pasa a seguimiento,por haber una respuesta utilizable a la pregunta. El sincronizador dispara un generador de par de impulsos que genera dos impulsos de 3.5 useg. , separados 12 6 36 useg.(segun el canal seleccionado por el piloto. e| canal X los separa 12 useg. , el canal Y los separa 36 useg. )Estos impulsos modulan la radiofrecuencia genereda en el bloque "RF",seleccionada por el piloto.Al mismo tiempo,esta misma frecuencia de RF sirve de oscilador local del receptor;como la respuesta viene desplazada 63 MHz respecto a la pregunta,al mezclarse con la RF se obtendra una frecuencia intermedia de precisamente 63 MHz. El receptor puede considerarse que empieza en el mezclador,al que sigue la frecuencia intermedia.La antena es comL'in con el transmisor.Como la longitud de onda esta alrededor de los 30 cm,Ia antena puede estar constituida por un ma'stiI vertical de unos 7 cm (Ia polarizacin es vertical) en un cuarto de onda,montando sobre la parte inferior del fuselaje,o bien puede ser una antena de ranura horizontal,de aproximadamente las mismas dimensiones.El ancho de banda de la frecuencia intermedia se ajusta al inverso del ancho del impulso,es decir,de unos 0.3 MHz.Detrs de la frecuencia intermedia se filtran las seales de impulsos que no correspondan a la distancia del DME.Para ello se coloca un filtro digital que elimine los impulsos que no venganapareados a la distancia de 12 6 30 useg. , conmutable por el sdelector,segun el canal elegido X 0 Y. La parte inferior de la figura es el sistema de biisqueda y seleccin de respuesta,que incluye tambin la presentacin visual de la distancia.El sincronizador genera una puerta un tiempo " t despus del impulso de sincronia,de forma que el tiempo t va cambiando (en el modo de busqueda) desde 50 microsegundos hasta el tiempo que corresponda al alcance maximo,Ienlamente. La velocidad a la que se mueve esta calculada para que el impulso del DME se repita unas 30 veces los 25 useg.que cubre la puerta.Los dems impulsos,contestacin del DME a otros aviones no colncidiran con la puerta,solo de vez en cuando (por no estar sincronizados) y,desde luego menos de 30 veces en un barrido. El interrogador cuenta esta repeticion de la respuesta dentro de la puerta y decide si es la propia.Si lo es,detiene el barrido de busqueda,baja la frecuencia de repeticin de impulsos (esto se hace para saturar el espacio y dejar sitio para preguntas de otros aviones) e indica directamente la posicion del avion,que es el tiempo t "menos de 50 microsegundos (es un relardo fijo de la respuesta) en escala de radar. 06.00pag.8 AGOSTO DE 2002 140. Flespuestas propiaK. >T ,, Puerta ' Sincronismo propio Puerta del DMEFig.6.6pag.9 AGOSTO DE 2002 141. 6.3 EL EQUIPO DME DE TIERRA. El equipo de tierra es un respondedoi",que consta de un receptor y un transmisor que emite la respuesta.La potencia suele ser de algunos kilovatios,lo que da el alcance de sobra para contestar a todos los aviones en un radio de unos 300Km. Se calcula para que pueda contestar a unos 100 aviones simultneamente,en cuyo caso,y con todos ellos en el modo de seguimiento,a unas 30 p. r.f.(frecuencia de repeticin de pares de impulsos) el equipo de tierra tiene que radiar unos 3,000 pares de impulsos por segundo. Si no hubiese ningun avin a la vista,el equipo no radiar: -'1 nada,lo que no es conveniente para el transmisor,por lo que se hace que el receptor tenga una sensibilidad tal que sea disparado" por el ruido,y el transmisor se conserve funcionando a una p. r.f.de unos 3,000 por segundo. ; con lo que no cambia su ciclo de funcionamiento cuando,en lugar de contestar el ruido,lo hace a un numero de aviones variable,de 1 a 100.La figura 6.7 es un esquema del equipo de tierra del DME.La antena suele ser un mastil vertical,centrado con el VOR (por encima de las antenas de este,cuando se usa una estacion comun) o a corta distancia del VOR,cuando es una estacion separada (Ia OACI admite hasta 80 m de distancia). El generador de RF es comun al transmisor y al receptor,como oscilador local de este ultimo.La pregunta se mezcla con la seal de RF pare dar una frecuencia intermedia de 63 MHz.A continuacin pasara por el filtrado digital,ademas del filtrado propio del ancho de banda deI. amplificador de F l.Losimpulsos se retrasan 50 microsegundos y disparan al generador de par de impulsos que modula la RF y se emite por la misma antena. 06.00pag.10 AGOSTO DE 2002 142. Generador R . F.eneraor Moduladur Diagrama esquematico del equipo de tierra DME. F .6.7 '9 pag.11AGOSTO DE 2002 143. 7 SISTEMA DE RAD| OALTlMETRO.7.1 INTRODUCCICN. El sistema de radioaltimetro es uno de los muchos sistemas de avionics" instalados abordo del avion,y que tiene una funcion importante para tener seguridad en el aterrizaje del avion. 7.2 5 QUE ES UN RAD| OALTlMETRO ? El radioaltimetro es un equipo de abordo que opera con onda continua de frecuencia modulada (FMCW),y se utiliza para medir la altitud sobre el terreno,en el rango de 0 a 2500 pies.Algunos sistemas de radioaltimetro pueden tener rangos mayores,pero la funcion primaria seguira siendo Ia informacion en el rango de 0 a 2500 pies. 7.3 g,PARA QUE SE UTILIZA EL RADlOALTlMETRO '? El radioaltimetro se utiliza para que el piloto tenga una informacion exacta de la altitud del avion sobre el terreno,durante la fase de aproximacion para el aterrizaje.La informacion precisa de la altitud durante la aproximacion al aterrizaje tambien es crucial para los sistemas de piloto automatico y aterrizaje automatico,los cuales requieren una informacion precisa de la altitud del avion. 7.4 COMPONENTES DEL SISTEMA. El sistema de radioaltimetro consiste de un receptor- transmisor (rt),un indicador,una antena transmlsora y una antena receptora.El sistema de radialtimetro no necesita ayuda de equipo de tierra para operar. El sistema ha sido optimizado para mostrar altitudes de 0 y 2500 pies,porque en este rango de operacion las computadoras del piloto automatico necesitan Ia mas alta precision en la informacion. En la figura 7.1 se muestra el equipo tipico de radioaltimetro. 07.00pag.1 AGOSTO DE 2002 144. RECEIVER TRANSMITTERINDICATOR TRANSMIT ANTENNA RECEIVE ANTENNA Componentes del sistema de radioaltlmetro.Hg 7, 07.00pag.2 AGOSTO DE 2002 145. 7.5 RECEPTOR-TRANSMISOR. El receptor-transmisor (rt) produce y transmite una seal y procesa el regreso de esta seal para proporcionar la informacion de altitud.La seccion transmisora contiene los circuitos necesarios,para producir,modular,y transmitir una seal FMCW. La seccion del receptor contiene los circuitos necesarios para la recepcion de la seal de regreso FMCW.La seccion receptora tambin contiene los circuitos para la filtrar,amplificar,y determinar la frecuencia de la seal de regreso. El rt tambin contiene circuitos monitores para determinar Ia validez y conabilidad de la informacion de altitud que se envia al indicador.La informacion de radio altitud tambin es enviada al sistema de vuelo automatico. 7.6 INDICADOR. El indicador muestra la altura del avion sobre el terreno,y tambin puede remarcar altitudes que sean de inters para el piloto,durante el aterrizaje. El indicador puede ser de tipo analogico,o puede mostrar la altitud en forma digital.El indicador tiene los circuitos necesarios para convertir seales analogicas o digitales en informacion visual para el piloto. El indicador tambin tiene circuitos anunciadores para mostrar Ia altura de decision (DH),y para mostrar banderas de alerta de falla.El rango del indicador es normalmente de 0 a 2,500 pies. En los aviones que utilizan el sistema de instrumentos electronico (EFIS),las pantallas pueden mostrar la radioaltitud como parte de un conjunto de indicaciones.En tal caso,un indicador especifico para mostrar la radioaltitud seria un indicador de respaldo. 07.00pag.3 AGOSTO DE 2002 146. lndicadores del sistema radioaltlmetro. Fig.7.2 pag.4 AGOSTO DE 2002 147. 7.7 ANTENASSe requieren dos antenas para la operacion del sistema de radioaltimetro.Una antena es utilizada para la transmision y la otra para la recepcion.Las antenas son del tipo de cono y estn instaladas en la parte inferior del fuselaje del avion,de tal forma que no exlsta obstruccion para la transmision de la seal7.3 OPERACION TlPlCA. 1. El avion se aproxima a la pista a lo largo de la trayectoria deseada. 2. El piloto selecciona la DH al valor deseado. 3. El rt transmite y recibe las seales FMCW,y continuamente actualiza la indicacion. 4. El indicador continuamente muestra la altitud durante toda la trayectoria do descenso. 5. El avion continua descendiendo:Se ilumina la luz DH y el piloto oomienza el procedimiento de aterrizaje. 6. El avion toca la pista y el indicador marca 0 pies. 7. Tan pronto el peso del avion descanse sobre todos los trenes de aterrizaje,el indicador mostrara' una lecture por debajo de cero pies. 7.9 COMO DETERMINA EL SISTEMA DE RAD| OALTlMETRO LA ALTITUD. Un radioaltimetro mide el tiempo que le toma a una onda de radio viajar desde el avion hacia el terreno y regresar.Como las ondas de radio tienen una velocidad conocida,se puede calcular la distancia que viaja la onda en un cierto tiempo. Para medir este tiempo,el radioaltimetro modula en frecuencia a una onda continua,a un rgimen fijo.Considerar el tiempo T1 en el que se envia una seal a la frecuencia F1. Esta seal viaja hacia el terreno,se refleja y regresa en el tiempo T2.En este tiempo T2 la seal que esta siendo transmitida tiene Ia frecuencia F2. Como la frecuencia esta siendo modulada a un rgimen jo,el tiempo requerido para incrementar (disminuir) frecuencia es tambin el tiempo que tardan las ondas de radio en ir hacia el terreno y reresar. El tiempo tambin es proporcional al cambio en la frecuencia (F2-F1).el radioaltimetro deterrnina este cambio de frecuencia y produce una seal analogica 0 digital,que representara la altitud del avion sobre el terreno. 07.00pag.5 AGOSTO DE 2002 148. low lllnyu India Altimeter lleceivuITun: mittu| .__YIAIISMITTEH RECEIVER/ MIXERI (I IndicatorOperacion del sistema de radioaltimetro.Fig.7.3 ' pag.6 AGOSTO DE 2002 149. 7.10 COMO TRABAJA EL RADIOALTlMETRO. El receptor del sistema radioaltimetro realiza tres funciones:1. Transmite una seal FMCW.2. Recibe la seal reflejade en el terreno. 3. Determine la altitud en base a la diferencia de frecuencia entre la serial recibida y la que esta transmitiendo en ese momento. El receptor-transmisor genera una seal CW de 4,250 a 4,350 MHz,de frecuencia modulada a un rgimen de 10 Hz.Esto significa que se requiere de 0005 segundos para que el transmisor vaya de 4,250 a 4,350 Hz.Este periodo de tiempo es el adecuado para los propositos del radioaltimetro. Las ondas viajando a la velocidad de la luz cubren 931 millas (1,498 Km. ) en este periodo de tiempo:De esta forma,para el rango de operacion del altimetro (2,500 pies),el sistema puede calcular cientos de veces la altitud del avion sobre el terreno,en ese periodo de 0.005 segundos. 07.00pag.7 AGOSTO DE 2002 150. V?TFIANSMIT SIGNAL - -- RECEIVE SIGNALFREQUENCY (MHZ)TIME (sec)2 TRANSMIT SIGNAL ---- ~ RECEIVE SIGNALFREQUENCY (MHZ) TT IS TUFIN~/ AROUND TIME.OT IS OPERATIONAL TIMESeal FMCW.Fig.7.407.00pag.8 AGOSTO DE 2002 151. La seal CW es generada en el oscilador de la seccion de transmision y modulada por la seal de 100 Hz.La serial FMCW es aplicada al amplicador de potencia para incrementar la potencia de transmision.Del amplificador de potencia pasa al acoplador en el cual se toma una muestra de la serlal transmitida.Esta muestra de la serial transmitida es aplicada al decodificador de frecuencia,junto con la serial recibida,para determinar Ia altitud. Tambin del acoplador,la serial FMCW es aplicada a un aislador protege a los circuitos de transmision de cualquier fuga de rf que regrese de la antena. La serial FMCW es emitida por la antena y golpea el terreno debajo del receptor depende de la naturaleza del terreno- agua,terreno abieito,0 un area boscosa.En agua o en areas de follaje espeso no proporcionan una serial de regreso intensa. La seal de regreso Ia recibe la antena reoeptora y se aplica a un mezclador a travs de un aislador.En el mezclador,la frecuencia de la serial de regreso es reducida a frecuencia intermedia (if).La serial es amplificada y aplicada a un filtro seguidor.El filtro seguidor opera como una ventana angosta que permite que unicamente pasen seales que tengan una frecuencia similar a la serial previa. Esto elimina seales no deseadas y previene que pasen serlales que se han reejado mas de una vez.Despus se envia la seal a un ltro de ruido para eliminar posibilidades de error;y de ahi se envia a un circuito decodificador de frecuencia. El decodificador podria contar la frecuencia y compararla con la que se esta transmitiendo en ese momento;o podria ser del tipo computarizado que calculara directamente la altitud en base e la diferencia de frecuencia. En cualquier caso,la altitud calculada es aplicada a un circuito convertidor,el cual convertira la informacion a un formato analogica 0 digital,segon se requiere,y la compensara por el tipo y el modelo de avion especifico (altura AID),para enviarla al sistema de instrumentacion del avion. 07.00pag.9 AGOSTO DE 2002 152. TO INDICATOR AUX ALT A/ P ALTNOISEFILTER TRACKINGFILTERINSTRUMENT ALTITUDE AUXILIARY ALTITUDE AUTOPILOT ALTITUDE MODULATOR I00 HZ OSCILLATOR POWER AMPLIFIER COUPLERALTITUDE CONVERTER FREQUENCYDECODER RCVD FREQUENCY REFERENCE TRANSMIT FREQUENCYISOLATOR TRANSMIT RECEIVE ANTENNA ANTENNA 4 4 4 4 4 4 4 4 1 4 1 4 TERRAIN Diagrama a bloques del sistema de radioaltimetro Fig.7.5 pag.10 AGOSTO DE 2002 153. La altura ADI representa Ia altura que tiene el fuselaje del avin (en donde est Ia antena) cuando el tren de aterrizajehace contacto con la pista,pero antes de que el peso del avin este soportado por el propio tren de aterrizaje. Esta altura AID se resta automticamente de la altitud calculada por las seales de radio,antes de que la informacin se envie al indicador. 07.00pag.11 AGOSTO DE 2002 154. ANTENNAAltura AID.07_()()Fig.7.6 pag.12 AGOSTO DE 2002 155. 8 SISTEMA DE CONTROL DE TRAFICO AEREO (ATC) 8.1 INTRODUCCION. En Ios sistemas de control de tra'fico areo,se cuenta con un radar primario de vigilancia,el cual proporciona al controlador de tierra una referencia visual de cada avion que este en suarea.El radar primario de vigilancia es un sistema del tipo de reflexion y no requiere de ningL: n tipo de respuesta del avion. Tambin se tiene un radar de vigilancia secundario,el cual necesita de un equipo de a bordo llamado ATC transponder". Las antenas de los sistemas de radar primario y secundano estn instaladas en el mismo conjunto giratorio,de tal forma que ambas estn apuntando siempre en las misma direccion. El equipo ATC transponder es un transmisor/ receptor,y el cual contesta las interrogaciones de la estacion de tierra (radar secundario). La respuesta del Iransponder del avion puede incluir un cdigo especial,el cual identificara al avion en particular en la pantalla del radar.Si el piloto recibe instrucciones de la estacion de tierra,oprimira el boron de identificacion (ident") del tablero de control.Esto produce que cambie Ia imagen en la pantalla del radar,de tal forma que el controlador de tierra estara' seguro de la Iocalizacion de este avion en la pantalla del radar. El transponder tambin puede transmitir Ia informacion de la altitud del avion,Ia cual podria ser mostrada en Ia pantalla. EI sistema de control de trafico areo (ATC) permite a los controladores de vuelo seguir Ia trayeotoria del avion,a travs de las pantallas de radar. La estacion de tierra verifica Ia identificacion y la altitud del avion y calcula Ia distancia,rumbo y velocidad. La identificacion y el valor de la altitud son transmitidos a la estacion de tierra por el transpondedor de a bordo.Esta informacion se envia en respuesta a las seales de interrogacin de Ia estacion de tierra. 08.00pag.1 AGOSTO DE 2002 156. Vigilancia (ATC) C Control de Trfico AereoA . respuesta " del ATC ' f S w Aimagen conpsn Radar Primario de Vigilancissn___ Radar Secundario deantenas deradar .respuesta _del ATCimagen sinrespuestatransmisor y receptor del ATC de radar del centro de control Pantalla de radar del centro de control Operacion del sistema de control de trafico areo (ATC) Fig.8.1 ' pag.2AGOSTO DE 2002 157. 8.2 OPERACION DEL SISTEMA ATC. En la figura 8.2 se muestra el tablero de control del sistema,el cual es utilizado por los pilotos.El interruptor en la esquina inferior izquierda marcado altitude source,es un interrupter de dos posiciones,el cual le pennite al piloto seleccionar la computadora central de datos de aire No.1 o No.2, como fuente de informacion de la altitud del avion. Se tienen dos juegos de perillas (dobles) para poder seleccionar el codigo de operacion.Cada perilla controla un digito.Se tiene un total de 4,096 cdigos posibles. Cuando la estacion de tierra realiza la interrogacion,el piloto ya tiene seleccionado un cdigo particular.La perilla selectora de la esquina superior izquierda,es utilizada para seleccionar el sistema ATC que se desea operar.Con la perilla en la posicion de standby,se elimina el periodo de calentamiento del equipo,para que el sistema opera todo el tiempo. El boton marcado ident,que esta abajo de la lectura digital,es utilizado por el piloto para contestarle a la estacion de tierra con la identificacion del avion,Ia cual sera mostrada en la pantalla del radar.Cada avion tendra su propia indicacion en la pantalla. El interruptor de la esquina superior derecha es el selector de modo.El modo A se utiliza comunmente para vuelos domsticos_ y el modo B se utiliza para vuelos en Europa.Los equipos modernos operan en el modo S,el cual permite implementar una comunicacion digital bidireccional,aire-aire,o aire-tierra.El transponder modo 8 es una pane importante del sistema para evita colisiones (TCAS Traffic Alert and Collision Avoidance System) -La estacion de tierra transmitira interrogaciones de 1.030 MHz.Si el piloto ha seleccionado el modo A,el transpondedor unicamente contestar a interrogaciones que consistan de dos pulsos con una separacion de 8 microsegundos. Si el piloto ha seleccionado el modo B,el transpondedor unicamente contestar a interrogaciones que consisten de dos pulsos con una separacion de 17 microsegundos. 08.00pag.3 AGOSTO DE 2002 158. lj 20.3 -4 pulse de Interrogacin 2 pulsos - 1,030 MHZl: t 8II CONTROL microsegundos PA" All DATA 17 cuwursn microsegundos barra de supreaidn Respuesta . altitud o identificacion 2 a 14 pulsos -1,090 M112microsegundos identificacin tablero de control (tipico)Tablero de control, esquematico del transpondedor,y formato de las interrogaciones y de la respuesta.Fig 82 08.00 Pa9- 4 AGOSTO DE 2002 159. En la figura 8.2 se muestra el formato digital de la respuesta,para la altitud 0 para el cdigo de identificacion del avion.Se muestran los 14 pulsos posibles y el pulso de identificacion. El primer y el ultimo pulsos son de marcacin y siempre debern estar presentes.Los otros pulsos pueden o no estar presentes (no se permiten pulsos a medic espacio) en las posiciones asignadas,dependiendo del codigo de la altitud (suministrada por la computadora central de datos de aire),0 del codigo de identificacion del avion (suministrado por el tablero de control). La estacion de tierra puede distinguir entre informacion de altitud e identificacion por la temporizacin del grupo de pulsos que genera el transpondedor. En la figura 8.2 se muestra un diagrama a bloques simplificado del transpondedor del avion.En este caso solo se utiliza una sola antena,tanto para la recepcion como para la transmision. El circuito duplexor conmuta la conexion de la antena con la parte de transmision 0 con la parte de recepcion.La informacion del receptor pasa a un decodificador y despus a un codificador,con Io cual se determina cuando debe operar el transmisor. La computadora de datos de aire proporciona el valor codificado de la altitud,y el tablero de control proporciona el codigo de identificacion al codificador. El sistema DME y el sistema de transponder estn interconectados a travs de una barra de supresion,con Iocual se evita que los dos sistemas transmitan al mismotiempo. 08.00 pag.5 AGOSTO DE 2002 160. PAGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO. 08.00pag.6 AGOSTO DE 2002 161. 9 SISTEMA DE ALERTA DE TRAFICO Y EVASION DE COLISION TCAS. 9.1 INTRODUCCION. El Sistema de Alerta de Trfico y Evasion de Colision (Traffic Alert and Collision Avoidance System, TCAS),est diseado para alertar a los pilotos sobre un conflicto potencial con otros aviones,que estn equipados con transponders para reporte de altitud y que estn volando en la misma area.El TCAS utiliza el sistema actual ATCRBS,y el transponder modo S de los aviones intrusos.Si adema's estos tuvieran TCAS,entonces se podria establecer una comunicacion digital TCAS-TCAS.9.2 TCAS ITCAS I unicamente proporciona Alertas de Trco (TAs),y no puede dar avisos de resolucin (RA's). 9.3 TCAS llTCAS II proporciona dos tipos de indicaciones a los pilotos.Una de las indicaciones es llamada Aviso de Trafico (TA),la cual le dice a los pilotos que existen otros aviones en el area que podrian ser una amenaza potencial para su propio avion.El otro tipo de indicacion es llamado Aviso de Resolucion (RA),la cual le indica a los pilotos la maniobra preventive o correctiva vertical que se tiene que hacer,para evitar una posible colision.TCAS ll tambin proporciona a los pilotos alertas audibles.'9.4 TCAS Ill. TCAS Ill todavia esta en desarrollo.Tendra todas las capacidades de TCAS ll,mas la adicin de maniobrasevasivas en el plano horizontal. 09.00pag.1 AGOSTO DE 2002 162. 4' ,gT: .affic_aLert & @oLl.1'sionAvoidance SystemSistema de Alerta de Trafico y Evasion de Colision.Fig.9.1 pas) 2 AGOSTO DE 2002 163. 9.5 DESCRIPCION DEL SISTEMA. Los componentes utilizados en el sistema TCAS son:una computadora,una antena superior direccional,una antena inferior que podria ser direccional o no.La interfase con el sistema ATC requiere el uso de un transponder modo S,can sus correspondientes antenas.Se utilizara un tablero de control comon para TCAS y Transponder.La indicacion se podria proporcionar en el indicador de la velocidad vertical,0en EFIS. 9.6 COMPUTADORA. La computadora de TCAS es un transmisor/ receptor,que tendra los procesadores necesarios para determinar si el patron de vuelo actual del avion intersectar al patron de vuelo de otros aviones. 9.7 ANTENAS. Las antenas superior 9 interior proporcionaran las seales a la computadora de TCAS,la cual determinar el rumbo,la altitud,velocidad vertical,distancia y rgimen de acercamiento,de otros aviones equipados con el transponder,los cuales han contestado a las interrogaciones de la computadora de TCAS.El transponder modo S utilizar sus propias antenas para transmitir o recibir. 9.8 TRANSPONDER MODO S. El transponder modo S proporciona la capacidad de comunicacion que requiere TCAS,asi como tambin las funciones de transponder ATCRBS (operacion en mode A,an modo C,o en modo S). 09.00Pa9- 3 AGOSTO DE 2002 164. DIRECTIONAL ANTENNAANTENNAAUDIO ALERTSATC/ MODE S TRANSPONDERATC/ TCAS CONTROL PANELRESOLUTION ADVISORY DISPLAY BOTTOM ANTENNA TCAS COMPUTEREFIS EADINAVIGATION SYSTEMSTRAFFIC ADVISORY DISPLAYBOTTOM ANTENNAEFIS EHSIDiagrama a bloques del TCAS.09_00 Fig.9.2 pag,4 AGOSTO DE 2002 165. 9.9 OPERACION BASICA. TCAS es un sistema que opera sin necesidad de equipo ATC de tierra.El TCAS detecta la presencia de aviones intrusos en la cercania del avion,al obtener las respuestas de lostransponders (modo C o modo S) de los aviones intrusos,que han contestado a las interrogaciones generadas por el TCAS. TCAS calcula permanentemente la trayectoria de los aviones y evaltiia la amenaza potencial de esos aviones para su propio avion.TCAS proporciona indicaciones de trfico de los aviones que estn cercanos y que tienen transponder.Para situaciones de peligro de colision,TCAS proporciona avisos de alerta y de maniobras de resolucion verticales,para asistir a los pilotos en evitar una colision en el aire. 9.10 INDICACIONES DE TR/ F| CO DE TCAS. Las indicaciones de tra'fico informan a los pilotos,de la posicion relativa (distancia y rumbo) de los aviones que estn cerca ,y que podrian ser 0 no son una amenaza potencial de colision.Como parte de la indicacion se muestra el nomero de intrusos,sus altitudes,si estn ascendiendo o descendiendo,y la clasificacion como intruso. (sin peligro,trafico cercano,o amenaza de colision a nivel TA y RA).La indicacion le sirve a los pilotos para visualizar Ia posicion de los intrusos antes de responder a la alerta RA. Las indicaciones estandar de TCAS son las siguientes: Un diamante azul (cyan) vacio,para traficos que estn a mas de 1,200 pies de altitud,por arriba o por abajo de avion. Un diamante azul (cyan) lleno,para traficos que no son una amenaza,pero que estn a no mas de 1,200 pies de altitud,por arriba o por abajo del avion. Un circulo de color amarillo para intrusos que todavia no son una amenaza,pero que lo podrian Ilegar a ser. Un cuadrado de color rojo,para intrusos que son una amenaza potencial de colision,se acompaara con la indicacion de la maniobra evasiva y las voces correspondientes (ejemplo:i climb.c| imb. , climb I). 09.00pag.5AGOSTO DE 2002 166. OWNAIRCRAFT TCASEOUIPPEDINTRUDERNON-TCAS EOUIPPED INTRUDEROperacion del TCAS.Fig.9.3 pas;6 AGOSTO DE 2002 167. 1o SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL (GPS) 10.1 INTRODUCCIONLa necesidad de reporter con exactitud posicion y navegacion ha sido siempre requerido para viajar por aire.A medida que se incrementa el tra'fico areo.se vuelve mayor la necesidad de una informacion mas exacta de posicion y navegacion.Se han desarrollado dos sistemas de navegacion satelital que proporcionan posicion y tiempo a los usuarios alrededor del mundo.EL SISTEMA GLOBAL DE POSICION (GPS) proporciona posicion y tiempo con exactitud alrededor de la Tierra,24 hrs at dia.EL GLONASS (Global Navigation satlite System) es un sistema ruso similar al GPS. 10.2 ',QUE ES GPS 7Es un sistema de navegacion satelital que proporciona con exactitud: 1. Poslcion tridimensional 2. Velocidad 3. TiempoEl GPS es una red de satlites que emiten informacion de distancia,a dema's de la posicion del satlite y transmision de tiempo.Un receptor GPS utiliza la informacion transmitida desde al menos cuatro satlites para determinar la posicion actual,velocidad y tiempo del receptor. El departamento de Defensa de los EE. UU.comenzo el GPS para permitir a los aviones,barcos,y vehiculos terrestres determinar su localizacion en cualquier lugar del mundo.Losbeneficios para uso comercial eran obvios asi que se hicieron los arreglos para usar una seal de exactitud reducida.Los avances de ingenieria han logrado que el uso de esta seal sea mas exacto que los censores de navegacion de tierra.Hay tres segmentos en el GPS: 1. Espacio 2. Control 3. UsuarioEl segmento espacio consta de 24 satlites que garantizan ver 5 o mas satlites en cualquier lugar a cualquier momento .El segmento control consiste en varias estaciones de tierra que monitorean los satlites y periodicamente actualizan los satlites con datos nuevos.El segmento usuano consiste de un receptor,antena,y usuarios GPS. 10.3 3, PORQUE USAR GPS '2La exactitud incrementada de la posicion de un avion usando GPS tiene varios beneficios: 1. Reducir la separacion entre aviones sin comprometer la segundad2. Optimizar las rutas3. Mejorar las salidas y llegadas4. Mejorar el control de trafico areo. Todo esto reduce costos e incrementa la seguridad area. 10.00pag.1 AGOSTO DE 2002 168. USER SEGMENTCONTROL SEGMENT1 0.00 pag.2 AGOSTO DE 2002Segmentos del sistema GPS Fig 10 1 169. 10.4 EL SISTEMA GPS. El GPS fue fundado y es controlado por el Depto.de Defensa de U. S.Segmento Espacio (Satlites)Hay 24 satlites GPS en orbita al rededor de la Tierra.De estos 21 estn activos y 3 son reemplazados activos.Los satlites orbitan la tierra 12 horas y repiten el mismo tramo terrestre una vez cada dia.Hay 6 pianos orbitales a una altitud de 10,898 NM (20,183 km. ). Cada plano esta inclinado 55 y contiene 4 satlites.La constelacion proporciona visibilidad de 6 a 11 satlites a 5 0 ma's del horizonte a los usuarios,en cualquier lugar y momento.Los satlites tienen una vida de diseo de 7.5 aos. Los satlites transmiten a 2 frecuencias en banda L (1575.42 MHz y 1227.6 MHz) para permitir Ia deteccion del retraso de propagacion de la seal en la ionosfera.Los satlites transmiten una portadora RF modulada con un codigo de adquisicion burdo (C/ A code),un codigo de precision (P code),y un mensaje de navegacion de 50 bits por segundo.El codigo onico es una secuencia seudo-aleatoria que permite a todos los satlites transmitir en la misma frecuencia sin crear radio interferencia. 10.00pag.3 AGOSTO DE 2002 170. LATITUDE 16012080400 (EQUATOR)320280240 200 SATELLITE PREFIXQ .3. N o17 77 137 197 257ggggggg RIGHT ASCENSIONDiagrama simplificado de la constelacion GPS Fig.10.2 1 pag.4 AGOSTO DE 2002 171. 10.5 EL SEGMENTO CONTROLEl segmento de control consta de 5 estaciones de tierra.(Antenas transmisoras y receptoras) y una estacion maestra de control en varios lugares del mundo.Las estaciones de monitoreo esta'n equipadas con un estandar de tiempo preciso y un receptor de codigo P que mide el seudorango a todos los satlites visibles.Monitorean a los satlites y las seales transmitidas:Esta informacion es enviada a la estacion maestra de control (en Colorado E. U.) que calcula las orbitas de los satlites y las correcciones de los relojes satelitales.Tres de las estaciones terrestres tienen capacidad de enviar datos a los satlites.Esta informacion sirve para actualizar los mensajes de navegacion de cada satlite con su correccion orbital y de tiempo. 106 EL SEGMENTO USUARIOEl uso original de GPS era militar.Hay varios usos militares que no sera'n discutidos.Nos enfocaremos a aplicaciones civiles. El segmento usuario consiste de el receptor GPS,la antena y los usuarios del receptor.El receptor utiliza la seal de los satlites para calcular la posicion.velocidad y tiempo (PVT).El receptor puede ser parte de los sistemas del avion que requieren esta informacion.Estos sistemas incluyen navegacion sistemas de salida y llegada,y ATC. La principal funcion del GPS es navegacion.Cuando se requiere una posicion mas exacta,el usuario puede usar GPS Diferencial (DGPS) que utiliza un receptor de referenciaestacionaria en un lugar del mundo que calcula la correccion de datos para cada satlite visible.Esta correccion se les comunica a los usuarios a travs de un enlace de datos. EL GPS,puede ir acoplado a otros sistemas o sensores (ACARS,ATC,Rad Alt,DMEs,etc. ) para proporcionar una situacion con mayor detalle en una ruta y aproximacion.Los Sistemas Futuros de Navegacion Area (FANS) requeriran tambin de reporte automatico de posicion. Los usuarios pueden usar el servicio de posicion estndar (SPS) o el servicio de posicion precisa (PPS).El PPS esta disponible sin restricciones,es usado para propositos comerciales pero puede ser degradado usando Ia Disponibilidad Selectiva.La disponibilidad selectiva es un funcion controlada por el Depto.de Defensa de EE. UU.El PPS es una serial codificada para el use no comercial. 10.00pag.5 AGOSTO DE 2002 172. GPS ANTENNAARINC 429WIRING COAXGPS RECEIVER CABLEIQDUJDDDDDDDDDD D Representative User Aircraft Installation Figure 3instalacion tipica del sistema GPS en un avion.Fig.10.310.00pag.6 AGOSTO DE 2002 173. El equipo Tipico del Segmento Usuario.Las unidades enlistadas son ejemplos de equipo: GNSS Sensor. El sensor GNSS usa GPS y/ o GLONASS para calcular posicion y GDPO. GNLU. Es una FMS que usa datos del GPS.Provee de waypoints,navegacion lateral y vertical,guia de aproximacion y aterrizaje,y plan de vuelo. GPS Unidad de Navegacion. Es una unidad basada en satlite que provee datos para navegacion y aproximaciones de no precision. Computadora de Aproximacion.Provee aproximacion de precision y guia. MCDU Proporciona la interfase con el sistema FMS. AntenaTipo banda L operando a 1575.42 Mhz. 10.00pag.7 AGOSTO DE 2002 174. PAGINA INTENCIONALMENTE EN BLANCO. 10.00pag.8 AGOSTO DE 2002 175. 10.7 PRINCIPIOS DEL GPS. La operacion GPS esta basada en el principio que la posicion de un objeto (receptor) puede detemrinarse midiendo la distancia a tres o mas objetos (satlites) de conocida posicion. Satlites: - A| titud:10,898 nm (20,183 Km. )- Periodo orbital:11 hrs 57 min. - Datos transmitidos:Posicion de satlite,tiempo de transmision,y seal C/ A usada para determinar la distanciaentre receptor y satlite. El codigo C/ A es un codigo de pseudo ruido aleatorio (PRN) que consta de 1023 valores binarios que tienen la apariencia de estar arreglados en fonna aleatoria.El patron de 1023 hits se repite cada milisegundo.Cada satlite tiene un codigo PRN CIHICO,el cual sirve para identificarlo. El usuario puede recibir la seal de cualquier satlite visible,donde debido a la posicion de los satlites,debe encontrar al menos cinco.Sin embargo,se requieren solo 4 satlites GPS para determinar la posicion./10.8 COMO DETERMINA SU POSICION EL RECEPTOR GPSEl receptor usa un proceso llamado Medicion de Distancia (ranging).Consiste bsicamente en medir Ia distancia entre el receptor y los satlites visibles.Si la localizacion del satlite es conocida y la distancia al satlite tambin se conoce,elreceptor esta en una esfera con centro en el satlite.El dia'metro de la esfera es igual a la distancia del receptor al satlite (rango). Se calcula la distancia a un segundo satlite.El receptor estar en una circunferencia donde se intersectan las esferas.Una tercer distancia a otro satlite se requiere para encontrar 2 puntos de interseccion a esta circunferencia.Uno de los puntos estara muy lejos de la tierra o bien dentro de ella,por lo tanto se descartara. Para detenninar la posicion de un receptor,las posiciones de los tres satlites deben conocerse y las distancias de estos satlites se deben determinar.La localizacion (x,y,2) se puede detenninar resolviendo tres ecuaciones de rango con tres incognitas. 10.00pag.9 AGOSTO DE 2002 176. SATELLITE B Determinacion de la posicion,por medicion de distancias.Hg,,0_, , 10.00 pag.10AGOSTO DE 2002 177. La detemrinacion de la distancia a cada satlite es critica.Para esto,el receptor usa el mensaje de posicion y tiempo de transmision que envia el satlite.Estas ondas de radio viajan a la velocidad de la luz,determinando hace cuanto se mando el mensaje,se puede calcular la distancia. El receptor encuentra la distancia a cada satlite midiendo el tiempo requerido por la serial para viajar al receptor.El satlite GPS genera un codigo inico pseudo aleatorio (mismo al de la seal satelital ) sincronizado con el reloj del receptor,y comparando el codigo del satlite contra el del receptor puede calcular el tiempo transcurrido entre dos eventos con codigo de posicion idnticos.La medida de este tiempo transcurrido es importante porque aiiin una pequea cantidad ser un error de varios metros.Un error de un nanosegundo equivale a 0.3 metros. El UTC es una referencia de tiempo de 24 hrs. mantenida por el National Bureau of Standars.La numeracion comienza en el 0000 (para media noche en meridiano Greenwich).El sistema GPS difiere del UTC el cual es ajustado en periodos del final de ao.Estos tipos de ajustes interrumpirian la continuidad del GPS para propositos de navegacion. Este proceso requiere que los relojes del receptor y de los satlites estn sincronizados,de manera que las diferencias en tiempo de la seilal se refleja en medidas precisas de distancia.Sin embargo,el reloj del receptor no esta sincronizado con los relojes de los satlites.Para compensar esto,los calculos deben asumir que el reloj esta fuera de sincronia por alguna diferencia llamada clock bias. 10.00pag.11 AGOSTO DE 2002 178. CODE SENT BY SATELLITEl-m~lRECEIVER I I I I I II IINTERNAL CODEMedicion de la diferencia en tiempo. Fig.10.5 pag.12AGOSTO DE 2002 179. El rango medido puede dividirse en dos panes,el rango verdadero y el rango debido a la discrepancia del reloj (clock bias).Debido a que el rango medido no es el verdadero se Ie conoce como pseudo rango. Una cuarta incognita se ha introducido al calculo de posicion.Para determinar Ia discrepancia del reloj y determinar la posicion real del receptor,se mide el rango a un cuaito satlite.Los cuatro pseudo rangos corresponden a cuatro esferas imaginarias que debern intersectarse en un (inico punto.Pero como el receptor y los satlites no esta'n sincronizados no se obtiene ese punto.Las esferas seran demasiado grandes si el reloj receptor esta adelantado,o muy pequeas si esta retrasado.Pero,la posicion exacta puede determinarse calculando la discrepancia del reloj que haria que las cuatro esferas se intersectaran en un mismo punto.Vea la figura 10.6.La ilustracion muestra que se usan tres satlites para resolver el problema en dos dimensiones.Para tres dimensiones se usa un cuarto satlite.Como se menciono previamente,el error en el reloj ocasionara' que la distancia medida sea inexacta,En la figura 10.6, las lineas gruesas representan los rangos determinados sin la compensacion por discrepancia de reloj.Como se puede ver,los tres rangos no se juntan en un punto preciso.Ajustando el reloj del receptor,se hace que las esferas de rango se unan en un punto preciso (lineasdelgadas)10.00pag.13 AGOSTO DE 2002 180. --- PSEUDO RANGE CORRECTED CLOCK BIASError clock bias" 1 Fig.10.6 pag 14AGOSTO DE 2002 181. 10.9 ERRORES GPS. La medicion del rango es la base para detenninar Ia localizacion del receptor.Hay otros errores que contribuyen a reducir Ia exactitud del rango medido.Estos son: Disponibilidad SelectivaErrores en el reloj del satlite Error EfmerisError de receptorError de propagacion atmosfrica Error de rebote10.10 DISPONIBILIDAD SELECTIVAEs una degradacion intencional de la seal SPS introduciendo una variacion en la frecuencia del reloj del satlite.La exactitud potencial del codigo CIA de 30 m,se reduce a 100m.La Disponibilidad Selectiva (SA) es controlada por el Depto.de Defensa de EE. UU. : La SA es diferente en cada satlite.La posicion calculada del receptor depender de la SA impuesta a los satlites que est monitoreando.Debido a que la SA es un cambio en la seiial las soluciones de posicion con respecto a satlites individuales no pueden promediarse no hacerse correccionescon DGPS. 10.11 ERROR DEL RELOJ DEL SATELITEEste error resulta de una prdida de sincronizacion del reloj con respecto a la constelacion GPS.Los relojes pueden restablecerse desde tierra,pero se introducir un pequeo error si el reloj se encuentra mal an algunos nanosegundos. 10.12 ERROR EFEMERISEs el error que resulta porque el satlite no est en la exacta posicion reportada.Debido a que la posicion del receptor depende de la distancia medida a un punto conocido,los errores en la posicion del satlite introduciran errores en elreceptor. 10.00pag.15 AGOSTO DE 2002