jueves, 26 de marzo de 2009
EL TRANSPONDEDOR ATC
Con el rápido crecimiento del transporte aéreo civil internacional y domestico desde la segunda guerra mundial, el control del trafico aéreo mediante el radar primario de vigilancia (PSR) y los procedimientos no era adecuado para mantener la seguridad en el aire.
Con este sistema solo los objetivos especialmente equipados provocan un retorno en tierra. Desde entonces este sistema se ha desarrollado y extendido para cubrir el trafico aéreo civil además del militar; el equipo especial que lleva el avión es el transpondedor de control de trafico aéreo (ATC).
Principios básicos
El radar de vigilancia secundario forma parte del sistema de vigilancia radar ATC; siendo el PSR la otra parte.
Se montan dos antenas coaxialmente, una para PSR y la otra para SSR, y se les hace girar a la vez radiando direccionalmente. El SSR por si mismo es capaz de proporcionar información de distancia y marcación, por lo que el PSR podría parecer redundante; no obstante, debemos tener en cuenta aviones que no incorporen transpondedor ATC o posibles problemas.
El transmisor SSR radia impulsos de energía desde una antena direccional. La dirección y temporización de la transmisión SSR va sincronizada con la del PSR. Un avión equipado con un transpondedor que se halle en el camino de la energía radiada responderá con impulsos de r.f. especialmente codificados si reconoce como valida la interrogación. La antena del avión e omnidireccional. La respuesta codificada recibida en tierra es decodificada y se proporciona una indicación apropiada sobre una pantalla al controlador de tráfico aéreo. La respuesta llevara información relativa a identificación, altitud o uno ovarios mensajes de emergencia.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-43-00 paginas: 178 y 179
Con este sistema solo los objetivos especialmente equipados provocan un retorno en tierra. Desde entonces este sistema se ha desarrollado y extendido para cubrir el trafico aéreo civil además del militar; el equipo especial que lleva el avión es el transpondedor de control de trafico aéreo (ATC).
Principios básicos
El radar de vigilancia secundario forma parte del sistema de vigilancia radar ATC; siendo el PSR la otra parte.
Se montan dos antenas coaxialmente, una para PSR y la otra para SSR, y se les hace girar a la vez radiando direccionalmente. El SSR por si mismo es capaz de proporcionar información de distancia y marcación, por lo que el PSR podría parecer redundante; no obstante, debemos tener en cuenta aviones que no incorporen transpondedor ATC o posibles problemas.
El transmisor SSR radia impulsos de energía desde una antena direccional. La dirección y temporización de la transmisión SSR va sincronizada con la del PSR. Un avión equipado con un transpondedor que se halle en el camino de la energía radiada responderá con impulsos de r.f. especialmente codificados si reconoce como valida la interrogación. La antena del avión e omnidireccional. La respuesta codificada recibida en tierra es decodificada y se proporciona una indicación apropiada sobre una pantalla al controlador de tráfico aéreo. La respuesta llevara información relativa a identificación, altitud o uno ovarios mensajes de emergencia.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-43-00 paginas: 178 y 179
EQUIPO MEDIDOR DE DISTANCIA (DME)
El equipo medidor de distancia (DME) es un sistema de impulsos de radar secundario que funciona en la banda de 978-1213 MHz El cual proporciona una indicación continúa y exacta, en la cabina, de la distancia existente entre un avión y el transmisor terrestre (millas náuticas), el sistema básico de radar de abordo consta de: un interrogador (receptor y transmisor combinados), un indicador y una antena omnidireccional, capaz de recibir señales polarizadas verticalmente. La distancia es medida y determinada por el interrogador. Cuando una frecuencia de VOR es seleccionada, la frecuencia DME es automáticamente seleccionada.
Aplicaciones del DME
· Proporciona una línea de posición circular cuando se usa un solo DME. Se obtienen posiciones si se emplea junto con el VOR.
· Su indicación de distancia es muy útil cuando se realiza aproximación con instrumentos.
· Facilita la tarea del ATC en la identificación de radar cuando un avión informa de su posición en función de distancia y dirección desde una estación VOR/DME.
· Cuando dos aviones usan DME y vuelan en la misma vía, las distancias positivas de ambos permiten al ATC mantener una separación segura.
· Las distancias precisas para el descenso se tienen cuando una transpondedor funciona junto con ILS.
· Proporciona la base para mejores patrones de acercamiento.
· Con un computador adicional puede llevarse a cabo la navegación por zonas con gran exactitud.
Principio de funcionamiento
El sistema de tierra se llama "transpondedor" y consta también de un receptor y un transmisor. El interrogador del avión pregunta al transpondedor en una frecuencia portadora determinada, enviando una serie continua de impulsos en pares. La distancia entre los dos impulsos de cada par es de 12_s y el intervalo de tiempo entre los pares se altera al azar, técnica denominada transmisión al azar, PRF. Al mismo tiempo que se efectúa la interrogación, el receptor del avión empieza a computar el tiempo y a buscar la respuesta del transpondedor.
Este replica a la interrogación enviando pares de impulsos en una portadora separada de la interrogación en 63 MHz El receptor capta todas las respuestas que envía el transpondedor a los diferentes aviones, pero solo acepta la que corresponde a su propia PRF.
El receptor busca las respuestas en la gama máxima de 200 mn en cuestión de segundos, durante ese tiempo la aguja o los contadores del indicador se mueven con rapidez. Si no se obtiene una respuesta en el tiempo que se tarda en alcanzar la distancia máxima, la aguja (o los contadores) volverá a la distancia cero y empezara una nueva búsqueda.
Una vez encontrada una respuesta, el receptor se "enclava" en ella y empieza el seguimiento. Se llama así a la situación existente cuando el interrogador ha conseguido respuesta a su propia interrogación y muestra constantemente la distancia a que se encuentra la estación terrestre. Esta distancia se calcula basándose en el conocimiento de la velocidad de las ondas de radio y el tiempo invertido por los impulsos en ir y volver.
Durante el periodo de exploración, el interrogador transmite con una gran velocidad (impulsos por segundo) con el fin de conseguir rápidamente una condición de enclave. Pero si esta no se alcanza al cabo de 15.000 pares de impulsos por segundo, la PRF se reduce a 60 pares de impulsos por segundo y se mantiene esta velocidad hasta que se completa la exploración satisfactoriamente.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-45-00 páginas: 226 a 228
Aplicaciones del DME
· Proporciona una línea de posición circular cuando se usa un solo DME. Se obtienen posiciones si se emplea junto con el VOR.
· Su indicación de distancia es muy útil cuando se realiza aproximación con instrumentos.
· Facilita la tarea del ATC en la identificación de radar cuando un avión informa de su posición en función de distancia y dirección desde una estación VOR/DME.
· Cuando dos aviones usan DME y vuelan en la misma vía, las distancias positivas de ambos permiten al ATC mantener una separación segura.
· Las distancias precisas para el descenso se tienen cuando una transpondedor funciona junto con ILS.
· Proporciona la base para mejores patrones de acercamiento.
· Con un computador adicional puede llevarse a cabo la navegación por zonas con gran exactitud.
Principio de funcionamiento
El sistema de tierra se llama "transpondedor" y consta también de un receptor y un transmisor. El interrogador del avión pregunta al transpondedor en una frecuencia portadora determinada, enviando una serie continua de impulsos en pares. La distancia entre los dos impulsos de cada par es de 12_s y el intervalo de tiempo entre los pares se altera al azar, técnica denominada transmisión al azar, PRF. Al mismo tiempo que se efectúa la interrogación, el receptor del avión empieza a computar el tiempo y a buscar la respuesta del transpondedor.
Este replica a la interrogación enviando pares de impulsos en una portadora separada de la interrogación en 63 MHz El receptor capta todas las respuestas que envía el transpondedor a los diferentes aviones, pero solo acepta la que corresponde a su propia PRF.
El receptor busca las respuestas en la gama máxima de 200 mn en cuestión de segundos, durante ese tiempo la aguja o los contadores del indicador se mueven con rapidez. Si no se obtiene una respuesta en el tiempo que se tarda en alcanzar la distancia máxima, la aguja (o los contadores) volverá a la distancia cero y empezara una nueva búsqueda.
Una vez encontrada una respuesta, el receptor se "enclava" en ella y empieza el seguimiento. Se llama así a la situación existente cuando el interrogador ha conseguido respuesta a su propia interrogación y muestra constantemente la distancia a que se encuentra la estación terrestre. Esta distancia se calcula basándose en el conocimiento de la velocidad de las ondas de radio y el tiempo invertido por los impulsos en ir y volver.
Durante el periodo de exploración, el interrogador transmite con una gran velocidad (impulsos por segundo) con el fin de conseguir rápidamente una condición de enclave. Pero si esta no se alcanza al cabo de 15.000 pares de impulsos por segundo, la PRF se reduce a 60 pares de impulsos por segundo y se mantiene esta velocidad hasta que se completa la exploración satisfactoriamente.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-45-00 páginas: 226 a 228
EQUIPO MEDIDOR DE DISTANCIA (DME)
El equipo medidor de distancia (DME) es un sistema de impulsos de radar secundario que funciona en la banda de 978-1213 MHz El cual proporciona una indicación continúa y exacta, en la cabina, de la distancia existente entre un avión y el transmisor terrestre (millas náuticas), el sistema básico de radar de abordo consta de: un interrogador (receptor y transmisor combinados), un indicador y una antena omnidireccional, capaz de recibir señales polarizadas verticalmente. La distancia es medida y determinada por el interrogador. Cuando una frecuencia de VOR es seleccionada, la frecuencia DME es automáticamente seleccionada.
Aplicaciones del DME
· Proporciona una línea de posición circular cuando se usa un solo DME. Se obtienen posiciones si se emplea junto con el VOR.
· Su indicación de distancia es muy útil cuando se realiza aproximación con instrumentos.
· Facilita la tarea del ATC en la identificación de radar cuando un avión informa de su posición en función de distancia y dirección desde una estación VOR/DME.
· Cuando dos aviones usan DME y vuelan en la misma vía, las distancias positivas de ambos permiten al ATC mantener una separación segura.
· Las distancias precisas para el descenso se tienen cuando una transpondedor funciona junto con ILS.
· Proporciona la base para mejores patrones de acercamiento.
· Con un computador adicional puede llevarse a cabo la navegación por zonas con gran exactitud.
Principio de funcionamiento
El sistema de tierra se llama "transpondedor" y consta también de un receptor y un transmisor. El interrogador del avión pregunta al transpondedor en una frecuencia portadora determinada, enviando una serie continua de impulsos en pares. La distancia entre los dos impulsos de cada par es de 12_s y el intervalo de tiempo entre los pares se altera al azar, técnica denominada transmisión al azar, PRF. Al mismo tiempo que se efectúa la interrogación, el receptor del avión empieza a computar el tiempo y a buscar la respuesta del transpondedor.
Este replica a la interrogación enviando pares de impulsos en una portadora separada de la interrogación en 63 MHz El receptor capta todas las respuestas que envía el transpondedor a los diferentes aviones, pero solo acepta la que corresponde a su propia PRF.
El receptor busca las respuestas en la gama máxima de 200 mn en cuestión de segundos, durante ese tiempo la aguja o los contadores del indicador se mueven con rapidez. Si no se obtiene una respuesta en el tiempo que se tarda en alcanzar la distancia máxima, la aguja (o los contadores) volverá a la distancia cero y empezara una nueva búsqueda.
Una vez encontrada una respuesta, el receptor se "enclava" en ella y empieza el seguimiento. Se llama así a la situación existente cuando el interrogador ha conseguido respuesta a su propia interrogación y muestra constantemente la distancia a que se encuentra la estación terrestre. Esta distancia se calcula basándose en el conocimiento de la velocidad de las ondas de radio y el tiempo invertido por los impulsos en ir y volver.
Durante el periodo de exploración, el interrogador transmite con una gran velocidad (impulsos por segundo) con el fin de conseguir rápidamente una condición de enclave. Pero si esta no se alcanza al cabo de 15.000 pares de impulsos por segundo, la PRF se reduce a 60 pares de impulsos por segundo y se mantiene esta velocidad hasta que se completa la exploración satisfactoriamente.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-45-00 páginas: 226 a 228
Aplicaciones del DME
· Proporciona una línea de posición circular cuando se usa un solo DME. Se obtienen posiciones si se emplea junto con el VOR.
· Su indicación de distancia es muy útil cuando se realiza aproximación con instrumentos.
· Facilita la tarea del ATC en la identificación de radar cuando un avión informa de su posición en función de distancia y dirección desde una estación VOR/DME.
· Cuando dos aviones usan DME y vuelan en la misma vía, las distancias positivas de ambos permiten al ATC mantener una separación segura.
· Las distancias precisas para el descenso se tienen cuando una transpondedor funciona junto con ILS.
· Proporciona la base para mejores patrones de acercamiento.
· Con un computador adicional puede llevarse a cabo la navegación por zonas con gran exactitud.
Principio de funcionamiento
El sistema de tierra se llama "transpondedor" y consta también de un receptor y un transmisor. El interrogador del avión pregunta al transpondedor en una frecuencia portadora determinada, enviando una serie continua de impulsos en pares. La distancia entre los dos impulsos de cada par es de 12_s y el intervalo de tiempo entre los pares se altera al azar, técnica denominada transmisión al azar, PRF. Al mismo tiempo que se efectúa la interrogación, el receptor del avión empieza a computar el tiempo y a buscar la respuesta del transpondedor.
Este replica a la interrogación enviando pares de impulsos en una portadora separada de la interrogación en 63 MHz El receptor capta todas las respuestas que envía el transpondedor a los diferentes aviones, pero solo acepta la que corresponde a su propia PRF.
El receptor busca las respuestas en la gama máxima de 200 mn en cuestión de segundos, durante ese tiempo la aguja o los contadores del indicador se mueven con rapidez. Si no se obtiene una respuesta en el tiempo que se tarda en alcanzar la distancia máxima, la aguja (o los contadores) volverá a la distancia cero y empezara una nueva búsqueda.
Una vez encontrada una respuesta, el receptor se "enclava" en ella y empieza el seguimiento. Se llama así a la situación existente cuando el interrogador ha conseguido respuesta a su propia interrogación y muestra constantemente la distancia a que se encuentra la estación terrestre. Esta distancia se calcula basándose en el conocimiento de la velocidad de las ondas de radio y el tiempo invertido por los impulsos en ir y volver.
Durante el periodo de exploración, el interrogador transmite con una gran velocidad (impulsos por segundo) con el fin de conseguir rápidamente una condición de enclave. Pero si esta no se alcanza al cabo de 15.000 pares de impulsos por segundo, la PRF se reduce a 60 pares de impulsos por segundo y se mantiene esta velocidad hasta que se completa la exploración satisfactoriamente.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-45-00 páginas: 226 a 228
SISTEMA DE RADIOFARO OMNIDIRECCIONAL (VOR)
Teoría general de los sistemas VOR
El sistema de radiofaro omnidireccional (conocido por su sigla inglesa VOR) es usado para llevar a cabo el seguimiento de la ubicación y el rumbo actuales, o como auxiliar de navegación.
El sistema VOR está integrado por sistemas en tierra y a bordo del avión que suministran una indicación de la marcación con respecto a una estación terrestre cuya posición es conocida.
Marcación
Se llama marcación al ángulo entre el Norte magnético y la línea que une al avión con la estación VOR sintonizada. El avión es el vértice de dicho ángulo, el que es medido en dirección horaria (es decir, en el sentido de las agujas del reloj) desde el Norte magnético.
La marcación es el curso, relativo al Norte magnético, al que debe dirigirse el avión para llegar a la estación VOR.
El rumbo es el ángulo entre el Norte magnético y el eje longitudinal del avión, medido en dirección horaria.
Cada sistema VOR en tierra incluye un transmisor y un juego de antenas.
Para comprender el principio de funcionamiento del sistema VOR, pensemos en un faro que posee una linterna titilante que ilumina uniformemente en todas las direcciones (OMNIDIRECCIONAL), y un potente foco que gira a una velocidad constante mientras emite un haz de luz angosto.
Si la linterna omnidireccional se ilumina cada vez que el foco apunta al Norte magnético, un observador situado en un punto cualquiera podrá medir el tiempo entre el paso del haz giratorio y el encendido de la linterna omnidireccional.
Así, el observador puede calcular fácilmente el ángulo entre la línea que lo une al faro y el Norte magnético.
Este ángulo puede ser medido desde cualquier punto iluminado por el faro.
La señal así medida es la marcación (bearing). En la figura podemos ver la diferencia entre marcación y rumbo
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-31-00 páginas: 1 y 2
El sistema de radiofaro omnidireccional (conocido por su sigla inglesa VOR) es usado para llevar a cabo el seguimiento de la ubicación y el rumbo actuales, o como auxiliar de navegación.
El sistema VOR está integrado por sistemas en tierra y a bordo del avión que suministran una indicación de la marcación con respecto a una estación terrestre cuya posición es conocida.
Marcación
Se llama marcación al ángulo entre el Norte magnético y la línea que une al avión con la estación VOR sintonizada. El avión es el vértice de dicho ángulo, el que es medido en dirección horaria (es decir, en el sentido de las agujas del reloj) desde el Norte magnético.
La marcación es el curso, relativo al Norte magnético, al que debe dirigirse el avión para llegar a la estación VOR.
El rumbo es el ángulo entre el Norte magnético y el eje longitudinal del avión, medido en dirección horaria.
Cada sistema VOR en tierra incluye un transmisor y un juego de antenas.
Para comprender el principio de funcionamiento del sistema VOR, pensemos en un faro que posee una linterna titilante que ilumina uniformemente en todas las direcciones (OMNIDIRECCIONAL), y un potente foco que gira a una velocidad constante mientras emite un haz de luz angosto.
Si la linterna omnidireccional se ilumina cada vez que el foco apunta al Norte magnético, un observador situado en un punto cualquiera podrá medir el tiempo entre el paso del haz giratorio y el encendido de la linterna omnidireccional.
Así, el observador puede calcular fácilmente el ángulo entre la línea que lo une al faro y el Norte magnético.
Este ángulo puede ser medido desde cualquier punto iluminado por el faro.
La señal así medida es la marcación (bearing). En la figura podemos ver la diferencia entre marcación y rumbo
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-31-00 páginas: 1 y 2
BUSCADOR DE DIRECCION AUTOMATICO (ADF)
El sistema ADF es el nombre que recibe el radiogoniómetro en el avión y sus componentes principales son:
-1antena de cuadro, fija o giratoria
-1 antena de orientación omnidireccional capacitiva
-Unidades acopladoras de antena para evitar errores
-Receptor
-Panel de control y sintonización
-Conexión con ICS (sistema de intercomunicación.) y conmutador o interruptor para los indicadores.
Actualmente los ADF trabajan con antenas de cuadro fijas, posicionadas entre si en forma perpendicular alineadas con los ejes longitudinal y transversal respectivamente, el voltaje inducido en las diferentes bobinas dependerá de igual forma a la dirección de incidencia de la onda, el voltaje inducido en las bobinas pasara a través de unos conductores a las bobinas del estator de un goniómetro, creando aquí un campo electromagnético con las mismas características y dirección del campo de la onda de radio, el rotor o bonina de búsqueda del goniómetro es el elemento conectado al receptor (a través de sus devanados acopladores).
La antena de búsqueda se hace girar a través de un servo-motor el cual se detiene solo cuando detecta un cero en la salida de la antena de búsqueda previamente conmutada con la antena de orientación para deshacer la ambigüedad de los 180°, este servo motor mueve a su vez un sistema sincro responsable de mover y posicionar el puntero del indicador dando la ubicación de la estación NDB.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-37-00 páginas: 111 y 112
-1antena de cuadro, fija o giratoria
-1 antena de orientación omnidireccional capacitiva
-Unidades acopladoras de antena para evitar errores
-Receptor
-Panel de control y sintonización
-Conexión con ICS (sistema de intercomunicación.) y conmutador o interruptor para los indicadores.
Actualmente los ADF trabajan con antenas de cuadro fijas, posicionadas entre si en forma perpendicular alineadas con los ejes longitudinal y transversal respectivamente, el voltaje inducido en las diferentes bobinas dependerá de igual forma a la dirección de incidencia de la onda, el voltaje inducido en las bobinas pasara a través de unos conductores a las bobinas del estator de un goniómetro, creando aquí un campo electromagnético con las mismas características y dirección del campo de la onda de radio, el rotor o bonina de búsqueda del goniómetro es el elemento conectado al receptor (a través de sus devanados acopladores).
La antena de búsqueda se hace girar a través de un servo-motor el cual se detiene solo cuando detecta un cero en la salida de la antena de búsqueda previamente conmutada con la antena de orientación para deshacer la ambigüedad de los 180°, este servo motor mueve a su vez un sistema sincro responsable de mover y posicionar el puntero del indicador dando la ubicación de la estación NDB.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación, 34-37-00 páginas: 111 y 112
SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL
Funcionamiento
La idea que hay detrás del sistema GPS es la de utilizar satélites en el espacio como puntos de referencia para localizaciones terrestres. Mediante la medición muy precisa de las distancias a tres de estos satélites, lo cual se realiza a partir de las medidas de los retardos que han sufrido las señales provenientes de estos satélites, se puede calcular por triangulación la posición en cualquier lugar de la Tierra. Esto mismo se representa de forma esquemática en la figura 1.
Fig. 1. Localización de la posición mediante tres satélites.
Si se utiliza un solo satélite y conocemos su posición y la distancia que nos separa del mismo, nuestra posición se encontrará en un área de incertidumbre que es geométricamente una esfera. Si a continuación añadimos otro satélite con sus correspondientes datos de posición y distancia, ahora nuestra posición se encontrará sobre una circunferencia intersección de ambas esferas. Por último, si disponemos de tres satélites nuestra posición se reduce a dos puntos en el espacio, de los cuales uno de ellos se puede rechazar por ser una posibilidad incoherente (ya sea por encontrarse a gran distancia de la superficie de la Tierra o moviéndose a una velocidad imposible). Así pues, 3 satélites son suficientes para determinar nuestra posición. No obstante, existen una serie de factores que afectan a la medida de la distancia: errores en el reloj del satélite, desfase en el reloj del receptor o retardo introducido por la propagación ionosférica. Por estas razones, las distancias calculadas por el receptor GPS incluyen un término de error constante, denominándose pseudodistancias, y se hace necesaria la obtención de una cuarta medida para determinar su posición exacta. Así pues, existe un sistema de 4 ecuaciones que debe resolver el receptor para obtener su posición, así como la corrección que debe aplicar a su reloj para estar perfectamente sincronizado con el reloj atómico de referencia situado en Colorado Springs.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-59-00 paginas 257 a 259.
La idea que hay detrás del sistema GPS es la de utilizar satélites en el espacio como puntos de referencia para localizaciones terrestres. Mediante la medición muy precisa de las distancias a tres de estos satélites, lo cual se realiza a partir de las medidas de los retardos que han sufrido las señales provenientes de estos satélites, se puede calcular por triangulación la posición en cualquier lugar de la Tierra. Esto mismo se representa de forma esquemática en la figura 1.
Fig. 1. Localización de la posición mediante tres satélites.
Si se utiliza un solo satélite y conocemos su posición y la distancia que nos separa del mismo, nuestra posición se encontrará en un área de incertidumbre que es geométricamente una esfera. Si a continuación añadimos otro satélite con sus correspondientes datos de posición y distancia, ahora nuestra posición se encontrará sobre una circunferencia intersección de ambas esferas. Por último, si disponemos de tres satélites nuestra posición se reduce a dos puntos en el espacio, de los cuales uno de ellos se puede rechazar por ser una posibilidad incoherente (ya sea por encontrarse a gran distancia de la superficie de la Tierra o moviéndose a una velocidad imposible). Así pues, 3 satélites son suficientes para determinar nuestra posición. No obstante, existen una serie de factores que afectan a la medida de la distancia: errores en el reloj del satélite, desfase en el reloj del receptor o retardo introducido por la propagación ionosférica. Por estas razones, las distancias calculadas por el receptor GPS incluyen un término de error constante, denominándose pseudodistancias, y se hace necesaria la obtención de una cuarta medida para determinar su posición exacta. Así pues, existe un sistema de 4 ecuaciones que debe resolver el receptor para obtener su posición, así como la corrección que debe aplicar a su reloj para estar perfectamente sincronizado con el reloj atómico de referencia situado en Colorado Springs.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-59-00 paginas 257 a 259.
SISTEMA DE NAVEGACION INERCIAL (INS)
El INS, es un concepto avanzado de la navegación diseñado como parte integral de los sistemas de aviónica.
Este sistema le asistirá no sólo en el Curso de la navegación, sino también proporcionará comandos de manejo al piloto automático para dirigir el aeroplano con los puntos de ruta predeterminados a su destino Además de comandos de manejo, la unidad de navegación del INS contiene un GIROCOMPÁS GYMBAL montado que detecta cambios en la actitud del aeroplano en sus ejes de pitch, roll y yaw, para mantener estabilizado el aeroplano y de igual forma el azimut del radar meteorológico; además estas señales también llegan a los instrumentos que muestran la actitud de vuelo de la aeronave. Los acelerómetros, montados, detectan todas las aceleraciones verticales y horizontales (cambios de velocidad).
El INS esta caracterizado por las siguientes características:
1. Alineación y calibración automática son efectuadas cada vez que el INS es encendido.
2. El INS no requiere ninguna entrada auxiliar de navegación externa al avión.
3. El INS continuamente monitorea su propio funcionamiento y suministra indicaciones de alerta y/o señales de indicación de alerta cuando las señales de salida y los datos mostrados son erróneos.
4. Inserción de posición actual, puntos de ruta, y datos de destino son fácilmente insertados usando un teclado. Cada INS puede ser usado separadamente para insertar datos de puntos de ruta latitud y longitud.
5. Las características del INS pueden ser mejoradas durante el vuelo haciendo un arreglo de la posición cuando un punto de referencia exacto este disponible.
Principio básico del INS: Acelerómetros
Un acelerómetro es un componente esencial del sistema inercial de navegación el cual detecta los cambios de velocidad en la aeronave. En una forma simple, un acelerómetro consta de un pequeño peso suspendido entre dos resortes. La aceleración censada en una dirección horizontal causa que la masa comprima uno de los resortes que la soporta y estira el otro.
La fuerza de compresión, igual pero opuesta a la fuerza de tensión son proporcional a los grados de aceleración censados en los ejes del avión. El desplazamiento del resorte es directamente proporcional a las fuerzas de aceleración o desaceleración. El acelerómetro permanece perpendicular al eje vertical local del campo gravitacional de la tierra, sólo las aceleraciones debido a los cambios horizontales de la velocidad del aeroplano se detectan. Por lo tanto el acelerómetro debe mantener siempre el nivel para no mal interpretar la fuerza de gravedad como una aceleración.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-70-00 paginas 304 y 305.
Este sistema le asistirá no sólo en el Curso de la navegación, sino también proporcionará comandos de manejo al piloto automático para dirigir el aeroplano con los puntos de ruta predeterminados a su destino Además de comandos de manejo, la unidad de navegación del INS contiene un GIROCOMPÁS GYMBAL montado que detecta cambios en la actitud del aeroplano en sus ejes de pitch, roll y yaw, para mantener estabilizado el aeroplano y de igual forma el azimut del radar meteorológico; además estas señales también llegan a los instrumentos que muestran la actitud de vuelo de la aeronave. Los acelerómetros, montados, detectan todas las aceleraciones verticales y horizontales (cambios de velocidad).
El INS esta caracterizado por las siguientes características:
1. Alineación y calibración automática son efectuadas cada vez que el INS es encendido.
2. El INS no requiere ninguna entrada auxiliar de navegación externa al avión.
3. El INS continuamente monitorea su propio funcionamiento y suministra indicaciones de alerta y/o señales de indicación de alerta cuando las señales de salida y los datos mostrados son erróneos.
4. Inserción de posición actual, puntos de ruta, y datos de destino son fácilmente insertados usando un teclado. Cada INS puede ser usado separadamente para insertar datos de puntos de ruta latitud y longitud.
5. Las características del INS pueden ser mejoradas durante el vuelo haciendo un arreglo de la posición cuando un punto de referencia exacto este disponible.
Principio básico del INS: Acelerómetros
Un acelerómetro es un componente esencial del sistema inercial de navegación el cual detecta los cambios de velocidad en la aeronave. En una forma simple, un acelerómetro consta de un pequeño peso suspendido entre dos resortes. La aceleración censada en una dirección horizontal causa que la masa comprima uno de los resortes que la soporta y estira el otro.
La fuerza de compresión, igual pero opuesta a la fuerza de tensión son proporcional a los grados de aceleración censados en los ejes del avión. El desplazamiento del resorte es directamente proporcional a las fuerzas de aceleración o desaceleración. El acelerómetro permanece perpendicular al eje vertical local del campo gravitacional de la tierra, sólo las aceleraciones debido a los cambios horizontales de la velocidad del aeroplano se detectan. Por lo tanto el acelerómetro debe mantener siempre el nivel para no mal interpretar la fuerza de gravedad como una aceleración.
Bibliografía: manual básico de sistemas de navegación 34-70-00 paginas 304 y 305.
SISTEMA DE ATERRIZAJE POR INSTRUMENTOS (ILS)
El Sistema de Aterrizaje por Instrumentos ILS (Instrument Landing System) es un sistema que asiste en la ejecución de la aproximación a la pista y el aterrizaje por medio de instrumentos.
El sistema provee datos de asistencia a la aproximación y al aterrizaje sin intervención humana, hasta el momento en que el piloto toma contacto visual con la pista de aterrizaje.
El sistema ILS posee distintas categorías de operación, que determinan las condiciones permitidas de aterrizaje en condiciones de visibilidad reducida. La diferencia entre las distintas categorías viene dada por la distancia y la altura por debajo de las cuales el piloto debe poder ver la pista con el fin de ejecutar un aterrizaje visual.
El sistema ILS puede ser dividido, de acuerdo a la ubicación de los equipos, en dos partes: por un lado un conjunto de antenas transmisoras y transmisores fijos en tierra, y, por el otro lado, antenas receptoras y receptores ubicados en el avión.
Desde el punto de vista funcional, los sistemas ILS abarcan tres subsistemas:
1. Subsistema de Radiobaliza (Marker Beacon) que provee tres puntos de referencia sobre el eje de aproximación a la pista de aterrizaje, indicando la distancia al extremo, o umbral, de la pista.
2. Subsistema de Pendiente de Planeo (Glide Slope), que provee la indicación del ángulo de planeo deseado.
3. Subsistema de eje de aproximación o Localizador (Localizer), que nos da la ubicación del avión respecto a la continuación imaginaria del eje de la pista.
SISTEMA DE RADIOBALIZA (MARKER BEACON - MB) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 61-64)
Las señales de radiobaliza son tres haces verticales generados por sendos transmisores situados en tierra, sobre la continuación del eje de la pista, que sirven para indicar a los pilotos la distancia del avión al umbral de la pista.
Si bien el receptor de MB forma parte del receptor VOR, pertenece funcionalmente al sistema ILS. Por ello la estudiaremos como parte del sistema ILS, y no como parte del sistema VOR. En el curso correspondiente al sistema VOR se estudian los componentes específicos de dicho sistema.
El subsistema de radiobaliza de a bordo está compuesto de:
Un receptor de MB localizado, como ya fue explicado, en el receptor VOR izquierdo
Antenas de MB ubicadas en la parte inferior del avión
Las lamparillas indicadoras de MB ubicadas en los paneles de instrumentos del capitán y del oficial primero
El receptor de MB es controlado por el panel de control de ILS, situado en el Panel de Control Electrónico Posterior (AECP).
Subsistema de radiobaliza en tierra:
El subsistema de radiobaliza en tierra está compuesto de tres transmisores llamados balizas que emiten haces verticales en la frecuencia de 75 MHz.
Los transmisores se hallan a distancias preestablecidas del umbral de la pista. Cada haz es modulado por una señal de audio que lo identifica. Al identificar la frecuencia de audio, el receptor determina cuál de los haces es captado, indicando al piloto a qué distancia se halla de la pista.
SISTEMA DE PENDIENTE DE PLANEO (GLIDE SLOPE - GS) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 72-75)
La pendiente de planeo (llamada también pendiente o ángulo de descenso) es el ángulo medido en un plano vertical entre la trayectoria de vuelo durante el descenso y la horizontal.
Generalmente, este término es usado para describir el plano de descenso generado por un sistema de vuelo por instrumentos y está compuesto por:
1. Un receptor de GS ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de GS ubicadas en la cúpula "Radome" en la proa del avión.
Los datos captados por GS son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en tierra:
Incluye un transmisor y dos antenas. Cada antena emite un haz: un haz es emitido por encima del ángulo deseado, y el otro por debajo. El haz superior es modulado por una frecuencia de 90 Hz, mientras el haz inferior es modulado por una frecuencia de 150 Hz. Los ángulos suelen ser de 2 a 4 grados (tomados desde la horizontal).
Las antenas transmisoras de GS se hallan al borde de la pista, y los haces son enviados en el eje del centro de la pista. La frecuencia portadora de transmisión es de 329.3 MHz a 335.0 MHz; cada pista hace uso de otra frecuencia.
En el sistema de a bordo, la frecuencia de recepción es fijada automáticamente una vez seleccionada la frecuencia de localizador, que es determinada en la “Sección de Control de ILS”. Cada frecuencia de localizador se halla "apareada" con una frecuencia de GS afín. Este arreglo tiene por fin evitar errores al aterrizar en aeropuertos que poseen más de un sistema ILS.
SISTEMA LOCALIZADOR (LOCALIZER - LOC) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 83-85)
El localizador es una referencia imaginaria de la continuación del eje de la pista. Esta referencia es suministrada por dos haces emitidos a izquierda y a derecha de dicho eje. La comparación de las intensidades de ambos haces permite calcular la corrección necesaria.
El sistema de localizador tiene por fin mostrar, durante la aproximación a la pista de aterrizaje, la ubicación del avión en relación a la pista. Sabremos si el avión se halla a izquierda o a derecha del eje de la pista.
Cada uno de los sistemas de localizador a bordo del avión incluye:
1. Un receptor de LOC ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de LOC ubicadas a ambos lados de la cola del avión.
Los datos captados por el receptor de localizador son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en tierra:
Incluye un transmisor y una antena la cual emite dos haces: un haz a derecha del eje (el que es modulado con una señal de audio de 150 Hz), y el otro a izquierda (modulado con audio a 90 Hz).
El sistema de localizador en tierra usa frecuencias portadoras de 108.1 MHz a 111.9 MHz. A cada pista se asigna otra frecuencia de localizador, para evitar que los cálculos se realicen respecto a una pista distinta a la de aterrizaje.
bibliografia: (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Págs. 50-52, 55,57)
El sistema provee datos de asistencia a la aproximación y al aterrizaje sin intervención humana, hasta el momento en que el piloto toma contacto visual con la pista de aterrizaje.
El sistema ILS posee distintas categorías de operación, que determinan las condiciones permitidas de aterrizaje en condiciones de visibilidad reducida. La diferencia entre las distintas categorías viene dada por la distancia y la altura por debajo de las cuales el piloto debe poder ver la pista con el fin de ejecutar un aterrizaje visual.
El sistema ILS puede ser dividido, de acuerdo a la ubicación de los equipos, en dos partes: por un lado un conjunto de antenas transmisoras y transmisores fijos en tierra, y, por el otro lado, antenas receptoras y receptores ubicados en el avión.
Desde el punto de vista funcional, los sistemas ILS abarcan tres subsistemas:
1. Subsistema de Radiobaliza (Marker Beacon) que provee tres puntos de referencia sobre el eje de aproximación a la pista de aterrizaje, indicando la distancia al extremo, o umbral, de la pista.
2. Subsistema de Pendiente de Planeo (Glide Slope), que provee la indicación del ángulo de planeo deseado.
3. Subsistema de eje de aproximación o Localizador (Localizer), que nos da la ubicación del avión respecto a la continuación imaginaria del eje de la pista.
SISTEMA DE RADIOBALIZA (MARKER BEACON - MB) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 61-64)
Las señales de radiobaliza son tres haces verticales generados por sendos transmisores situados en tierra, sobre la continuación del eje de la pista, que sirven para indicar a los pilotos la distancia del avión al umbral de la pista.
Si bien el receptor de MB forma parte del receptor VOR, pertenece funcionalmente al sistema ILS. Por ello la estudiaremos como parte del sistema ILS, y no como parte del sistema VOR. En el curso correspondiente al sistema VOR se estudian los componentes específicos de dicho sistema.
El subsistema de radiobaliza de a bordo está compuesto de:
Un receptor de MB localizado, como ya fue explicado, en el receptor VOR izquierdo
Antenas de MB ubicadas en la parte inferior del avión
Las lamparillas indicadoras de MB ubicadas en los paneles de instrumentos del capitán y del oficial primero
El receptor de MB es controlado por el panel de control de ILS, situado en el Panel de Control Electrónico Posterior (AECP).
Subsistema de radiobaliza en tierra:
El subsistema de radiobaliza en tierra está compuesto de tres transmisores llamados balizas que emiten haces verticales en la frecuencia de 75 MHz.
Los transmisores se hallan a distancias preestablecidas del umbral de la pista. Cada haz es modulado por una señal de audio que lo identifica. Al identificar la frecuencia de audio, el receptor determina cuál de los haces es captado, indicando al piloto a qué distancia se halla de la pista.
SISTEMA DE PENDIENTE DE PLANEO (GLIDE SLOPE - GS) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 72-75)
La pendiente de planeo (llamada también pendiente o ángulo de descenso) es el ángulo medido en un plano vertical entre la trayectoria de vuelo durante el descenso y la horizontal.
Generalmente, este término es usado para describir el plano de descenso generado por un sistema de vuelo por instrumentos y está compuesto por:
1. Un receptor de GS ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de GS ubicadas en la cúpula "Radome" en la proa del avión.
Los datos captados por GS son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en tierra:
Incluye un transmisor y dos antenas. Cada antena emite un haz: un haz es emitido por encima del ángulo deseado, y el otro por debajo. El haz superior es modulado por una frecuencia de 90 Hz, mientras el haz inferior es modulado por una frecuencia de 150 Hz. Los ángulos suelen ser de 2 a 4 grados (tomados desde la horizontal).
Las antenas transmisoras de GS se hallan al borde de la pista, y los haces son enviados en el eje del centro de la pista. La frecuencia portadora de transmisión es de 329.3 MHz a 335.0 MHz; cada pista hace uso de otra frecuencia.
En el sistema de a bordo, la frecuencia de recepción es fijada automáticamente una vez seleccionada la frecuencia de localizador, que es determinada en la “Sección de Control de ILS”. Cada frecuencia de localizador se halla "apareada" con una frecuencia de GS afín. Este arreglo tiene por fin evitar errores al aterrizar en aeropuertos que poseen más de un sistema ILS.
SISTEMA LOCALIZADOR (LOCALIZER - LOC) (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Pags. 83-85)
El localizador es una referencia imaginaria de la continuación del eje de la pista. Esta referencia es suministrada por dos haces emitidos a izquierda y a derecha de dicho eje. La comparación de las intensidades de ambos haces permite calcular la corrección necesaria.
El sistema de localizador tiene por fin mostrar, durante la aproximación a la pista de aterrizaje, la ubicación del avión en relación a la pista. Sabremos si el avión se halla a izquierda o a derecha del eje de la pista.
Cada uno de los sistemas de localizador a bordo del avión incluye:
1. Un receptor de LOC ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de LOC ubicadas a ambos lados de la cola del avión.
Los datos captados por el receptor de localizador son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en tierra:
Incluye un transmisor y una antena la cual emite dos haces: un haz a derecha del eje (el que es modulado con una señal de audio de 150 Hz), y el otro a izquierda (modulado con audio a 90 Hz).
El sistema de localizador en tierra usa frecuencias portadoras de 108.1 MHz a 111.9 MHz. A cada pista se asigna otra frecuencia de localizador, para evitar que los cálculos se realicen respecto a una pista distinta a la de aterrizaje.
bibliografia: (Manual Básico de Sistemas de Navegación 34-33-00 Págs. 50-52, 55,57)
GRABADOR VOZ DE CABINA PILOTO (CVR)
Este es un dispositivo importante para determinar la causa del accidente de una aeronave. Una cinta sin fin permite una grabación de los últimos 30 minutos del vuelo. Existen cuatro entradas de audio que llegan hacia el grabador de voz, son los micrófonos del piloto, micrófonos del oficial, micrófonos del ingeniero de vuelo, y un micrófono que recibe audio y conversaciones en la cabina de pilotos. Estos micrófonos siempre están encendidos y no requieren ningún tipo de activación.
Bibliografía: manual de sistemas de comunicación electrónico 23-70-00 paginas 107 y 108
Bibliografía: manual de sistemas de comunicación electrónico 23-70-00 paginas 107 y 108
LOCALIZADOR TRANSMISOR DE EMERGENCIA (ELT)
Un ELT es un radio pequeño, que se encuentra ubicado en un lugar donde es muy posible que sea afectado en un accidente. Este tiene un interruptor de inercia, el cual se activa cuando se produce un accidente y empieza a transmitir una serie de tonos simultáneamente en dos frecuencias de emergencia, 121.5 MHz en la banda VHF y 243.0 MHz en la banda UHF. La batería interna del ELT fue diseñada para mantenerlo funcionando continuamente por 48 horas.
Los ELTS están instalados lo mas próximos a el frente del avión que se puede, y están conectados a una antena flexible. La instalación debe ser tal, que el interruptor de inercia debe quedar orientado para que tenga una fuerza sensitiva de aproximadamente 5 G en el eje longitudinal del avión.
Un ELT puede ser probado, removiéndolo de la aeronave y llevándolo a una habitación protegida para prevenir que la transmisión cause una falsa alerta. Se puede hacer una prueba operacional en el avión si se remueve la antena y se le adiciona una carga inductiva en lugar de esta. EL piloto debe asegurarse al terminar cada vuelo que el ELT no fue activado, para esto selecciona el receptor de VHF en 121.5 MHz y si no escucha ningún tono indica que el ELT no esta operando.
Bibliografía: manual de sistemas de comunicación electrónicos 23-70-00 111y 112.
Los ELTS están instalados lo mas próximos a el frente del avión que se puede, y están conectados a una antena flexible. La instalación debe ser tal, que el interruptor de inercia debe quedar orientado para que tenga una fuerza sensitiva de aproximadamente 5 G en el eje longitudinal del avión.
Un ELT puede ser probado, removiéndolo de la aeronave y llevándolo a una habitación protegida para prevenir que la transmisión cause una falsa alerta. Se puede hacer una prueba operacional en el avión si se remueve la antena y se le adiciona una carga inductiva en lugar de esta. EL piloto debe asegurarse al terminar cada vuelo que el ELT no fue activado, para esto selecciona el receptor de VHF en 121.5 MHz y si no escucha ningún tono indica que el ELT no esta operando.
Bibliografía: manual de sistemas de comunicación electrónicos 23-70-00 111y 112.
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