64504319 Instrumentacion en El Sector Aeronautico Libre

INSTRUMENTACIN EN EL SECTOR AERONUTICO

EJEMPLO DE APLICACIN: FLY BY WIRE

M S T E R E N A U T O M T I C A , R O B T I C A Y T E L E M T I C A . I N S T R U M E N T A C I N I N D U S T R I A L

Autor: Jess Mara Gonzlez Villagmez

[email protected]

Fecha: Junio 2011

ndice general

1. Transmisin de seales elctricas 11.1. Introduccin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11.2. Conceptos bsicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2

1.2.1. Especicacin de norma . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21.2.2. Generacin y distribucin de la corriente elctrica . . . . . . . 31.2.3. Componentes electrnicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71.2.4. Segregacin de rutas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

1.3. Deniciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101.3.1. Mazo elctrico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101.3.2. Unidad de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11

2. Componentes 122.1. Componentes de bajo nivel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.1.1. Cableado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132.1.2. Conectores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152.1.3. Backshells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

2.2. Componentes de alto nivel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.2.1. Sensores bsicos de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.2.2. Sensores avanzados de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

3. Fly By Wire 263.1. Introduccin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 263.2. Sistema primario de control de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

3.2.1. Arquitectura del FBW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 303.2.2. Electrnica avanzada del FBW: LRUs . . . . . . . . . . . . . 303.2.3. Bus de datos digital ARINC 629 . . . . . . . . . . . . . . . . . 313.2.4. Mantenimiento retrasado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

3.3. Diseo de la arquitectura del PFC del 777 . . . . . . . . . . . . . . . 343.3.1. Requisitos de seguridad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

3.4. Conclusin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

i

ndice de figuras

1.1. Ejemplos de captulos ATA. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21.2. Disyuntor de proteccin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31.3. Barra de bus. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41.5. Regulador de velocidad constante (CSD). . . . . . . . . . . . . . . . . 41.4. APU, Auxiliary Power Unit. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.6. Generador movido por el aire. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.7. Caja de contactores situada en la bodega. . . . . . . . . . . . . . . . 61.8. Distribucin tpica de potencia. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61.9. Antena TACAN. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71.10. Diagrama de integracin de la antena TACAN en el sistema electr-

nico del avin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81.11. Ejemplo de rutas pares. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91.12. Mazo de cables. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101.13. Panel de control. Parte lateral de un Boeing 747. . . . . . . . . . . . 11

2.1. Cables de tipo DR (1), DRx(2) y MLx(3). . . . . . . . . . . . . . . . 132.2. Cable termopar. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142.3. Tipos de conectores. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152.4. Conector circular. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162.5. Conector rectangular. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162.6. Ejemplo de backshell. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172.7. Tubo pitot. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192.8. Girscopo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202.9. Altmetro. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 212.10. AHRS modelo S305. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242.11. Sensor de ngulo de ataque. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242.12. Unidad de medida inercial. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

3.1. Arquitectura de sistema neumtico. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 273.2. Boeing 777. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 283.3. Ejes del avin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 293.4. Supercies de control de vuelo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 293.5. Actuator Control Electronics. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 313.6. Distribucin de energa hidrulica a las supercies de control a las

que ACEs proporcionan control elctrico. . . . . . . . . . . . . . . . . 32

ii

NDICE DE FIGURAS iii

3.7. Conexin de los sistemas al ARINC 629. . . . . . . . . . . . . . . . . 323.8. Esquema del sistema primario de control de vuelo del 777. . . . . . . 33

Captulo 1

Transmisin de seales elctricas

1.1. Introduccin

En esta era en la que las aeronaves son cada vez ms elctricas y se delega msel control de vuelo de una aeronave a sistemas autnomos cada vez ms complejos, esnecesario avanzar tambin en la transmisin de todo el conjunto de seales elctricasque circulan por un avin, hacindolas robustas a cualquier posible perturbacin.Del mismo modo, los sensores con los que se cuenta en la industria area actualvan un paso ms all de los clsicos basados en leyes o principios fsicos; incorporancierta inteligencia, cierto razonamiento, que en algunas ocasiones puede ser errneodebido a las distintas seales de entrada.

En el presente trabajo se presenta una exposicin de las tcnicas actuales detransmisin de seales elctricas, base sin lugar a dudas de el resto de componentesde un avin moderno. Del mismo modo, se muestran un conjunto de sensores de altonivel (informacin al piloto) y de bajo nivel (medidores directos sobre el sistema),mostrando una aplicacin directa del papel que juegan los sensores en la aviacin,en el caso del sistema Fly By Wire (FBW). El FBW es un sistema que controlalos actuadores elctricos y electrohidrulicos mediante comandos transmitidos elc-tricamente y proporciona control manual y automtico del avin en los distintos ejes.

As pues, el captulo actual se muestran los principales elementos en el sistemade transmisin de seales elctricas en la aviacin. Posteriormente, en el captulo 2se presentan los principales componentes, tanto de bajo nivel (conectores, tipo decableado, etc) como de alto nivel (sensores) presentes en cualquier esquema elctrico.Por ltimo, en el captulo 3, se muestra una aplicacin real existente en la aviacinbasada en sensores distribuidos por el avin, como es el caso del Fly By Wire.

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1.2. Conceptos bsicos 2

1.2. Conceptos bsicos

En esta seccin se denen los conceptos necesarios para hacer el presente docu-mento autocontenido.

1.2.1. Especificacin de norma

A lo largo de la historia de la aviacin comercial, han aparecido multitud de fabri-cantes de componentes aeronuticos que a su vez han ofrecido un sinfn de modelosa la venta. Cada fabricante editaba su propia documentacin de mantenimiento, deforma que si una aerolnea posea varios modelos de diferentes fabricantes, tena queformar a sus tcnicos en la interpretacin de cada documentacin. Sin embargo, laATA (Air Transport Association) [1] promulg unas directivas para que toda la do-cumentacin de mantenimiento se pareciera entre s, y de esta forma estandarizarla.Es similar a lo ocurrido en el mundo de la fabricacin industrial con la especica-cin para los diagramas de tuberas e instrumentos (P&I), y la norma ISA-S5.1. Elresultado es el ATA Spec 100, en el que se enumeran los sistemas que integran elavin de la siguiente forma:

Dos dgitos (captulo ATA) indican el sistema: fuel, puertas, elctrica, motores,etc.

Los dos siguientes dgitos (subATA) denotan el subsistema especco: pilotoautomtico, deteccin de humos, etc.

Esta forma de nombrado facilita enormemente las tareas de mantenimiento, e inclusolas de diseo, ya que modulariza la aeronave. Aunque se origin en la aviacincivil, su uso ha acabado extendindose al sector militar, donde se han reservado loscaptulos ltimos para las funciones como misiles, vigilancia, etc. Un ejemplo de estanorma se puede observar en la gura 1.

Figura 1.1: Ejemplos de captulos ATA.


1.2.2. Generacin y distribucin de la corriente elctrica

El ATA24 (Figura 2) es uno de los ms importantes, ya que es el sistema queproduce y distribuye la corriente por todo el avin, alimentando a los equipos, luces,etc. A continuacin se apuntan algunos conceptos importantes:

Corrientes tpicas generadas en el avin:

Corriente alterna trifsica a 115 V y 400 Hz.

Corriente alterna 28 V y 400 Hz.

Corriente continua 28 V.

La corriente alterna se genera en los motores, a travs de un generador adosadoen cada motor. La corriente trifsica se transmite no directamente a los equipos,sino a tres barras de bus (Figura 3) colectoras construidas con un conductor debaja impedancia y donde se pueden enganchar previa instalacin de disyuntoresde proteccin (Figura 3) (circuit-breakers) todos los equipos de la aeronave querequieran esta corriente.

Figura 1.2: Disyuntor de proteccin.

La corriente continua se genera en unos transformadores recticadores conec-tados a las barras trifsicas. A su vez, estos transmiten la corriente ya continua aotras barras especcas de continua. El enganche con las barras de buses se realizamediante terminales de orejeta. Un detalle importante es que las barras siempreestn duplicadas, de forma que el generador izquierdo alimenta la barra izquierdaetc., aunque existen mecanismos para cruzarlos en caso de prdidas de potencia.Del mismo modo, existe un tercer generador auxiliar (APU, Auxiliary Power Unit)localizado en el cono del avin y consistente en una pequea turbina que mueve ungenerador, y se usa para el arranque de motores y funcionamiento de equipos mien-tras que los motores estn parados. Normalmente las aeronaves llevan dos baterasde 14V cada una, de nquel/cadmio y usadas en casos de emergencia o cuando elavin no est energizado en tierra.


Figura 1.3: Barra de bus.

Existen otros elementos alternativos, adems de la generacin propia en los mo-tores. Consisten en generadores movidos por el aire (Figura 6), basados en regula-dores de velocidad constante (Figura 5). Al igual que los generadores principales, seconectan a las barras de bus colectoras.

Figura 1.5: Regulador de velocidad constante (CSD).


Figura 1.4: APU, Auxiliary Power Unit.

Figura 1.6: Generador movido por el aire.

Respecto al cableado, los cables que transportan estas corrientes suelen ser dedimetro grueso, normalmente galgas que varan de 9,26 mm hasta los 2,053mm dedimetro.

Todos los circuitos deben ir protegidos mediante los circuit-breakers, que losdesactivan cuando la corriente sobrepasa un lmite de amperaje (calibrado previa-mente). Estos disyuntores se localizan en paneles de elctrica en bodega o cabina,accesibles tanto al personal de mantenimiento como a los propios pilotos. Existenadems cajas de contactores (Figura 7) y rels, que son un elemento adicional deproteccin de circuitos frente a consumos elevados. Los rels pueden ser temporiza-dos, para que salten despus de un tiempo previamente calibrado y desconecten elcircuito. Por ltimo, un ejemplo de la distribucin de potencia en un avin tpico semuestra en la Figura 8.

Hay que tener en cuenta las condiciones de trabajo nominales del cableado ydems elementos de proteccin, incluyendo adems sensores. Todo lo dicho en estaseccin es aplicable a zonas de muy alta temperatura, como pudiera ser la zona demotores y colectores, del orden de los cientos de grados, y a zonas de condensacin


Figura 1.7: Caja de contactores situada en la bodega.

y exteriores, en las que la temperatura puede tener oscilaciones de ms de 200 C.

Figura 1.8: Distribucin tpica de potencia.


1.2.3. Componentes electrnicos

En aviones militares, los sistemas elctricos y electrnicos suelen dividirse fun-damentalmente en cuatro categoras:

Elctrica: Todo lo que tiene que ver con la distribucin de corriente elctrica paraalimentar a todos los equipos del avin.

Avinica: Sistemas de control de vuelo y-by-wire, navegacin, comunicaciones.Visto en el captulo 2 y 3.

Armamento: Sistemas de ataque y de autoproteccin.

Misin: Sistemas para ejecutar las misiones militares como vigilancia martima,alerta temprana, repostaje en vuelo, etc.

Los sistemas electrnicos que posee una aeronave son muy diversos y complejos enmuchos casos. Pongamos como ejemplo una sistema TACAN (Figura 9), radionave-gacin militar. Los sistemas adems se comunican entre s a travs de buses de datos(1553, Buscan, Smbus, etc.). En la gura 10, se muestra el TACAN integrado entodo el sistema de comunicaciones seguras (SCCS) y navegacin (CNI) de un avincomercial.

Figura 1.9: Antena TACAN.

En general, muchos de los equipos de avinica estn alimentados por cables dedimetro ms pequeo que admiten los 28 V de continua. Los datos son tambinpropagados usando galgas pequeas y suelen requerir apantallamiento y ruteadosespeciales para evitar interferencias.


Figura 1.10: Diagrama de integracin de la antena TACAN en el sistema electrnicodel avin.

1.2.4. Segregacin de rutas

Por razones de seguridad y para evitar interferencias electromagnticas que al-teren la informacin que transportan los cables, el cableado se instala en rutasseparadas fsicamente. Se denen normalmente seis categoras:

Tipo G: Generacin, cables vinculados a distribucin de potencia AC o DC.

Tipo P: Distribucin de potencia.

Tipo M: Miscelnea, de propsito general: cables no sensibles o que no necesitanseparacin.

Tipo S: Sensitivo, cables sensibles a interferencias.

Tipo R: Cables de audio.

Tipos T, U, V: Coaxiales.


Normalmente, se establecen rutas impares para las que viajan a la izquierda de ladireccin de vuelo (1M, 1P) y pares para las de la derecha (2M, 2P). Las rutas estndistribuidas por el avin de forma que constituyen caminos prejados por dondeirn tendidos los cables (Figura 11).

En el Airbus modelo 380, uno de los principales problemas para superar la cer-ticacin para enviar el prototipo a produccin fueron los problemas de rutado delas instalaciones elctricas [4].

Figura 1.11: Ejemplo de rutas pares.

1.3. Definiciones 10

1.3. Definiciones

Los principales componentes de un sistema de transmisin en la industria aero-nutica son mostrados a continuacin.

1.3.1. Mazo elctrico

Un mazo es una agrupacin de cables (Figura 12) que comparten una misma rutaen un avin. Su funcin es transportar seales (de potencia o de informacin) entresistemas, por lo que se convierte en el elemento imprescindible de interconexin enel avin.

Los extremos pueden llevar conectores, contactos o terminales, dependiendo dellugar a dnde vayan conectados:

Conectores: si van conectados a los equipos directamente o a zonas de corte(interfase entre componentes del fuselaje).

Contactos: si van a zonas de mltiples terminales.

Terminales: si van a zonas de masa.

Figura 1.12: Mazo de cables.

1.3. Definiciones 11

1.3.2. Unidad de control

Una unidad de control (o central) es un panel de control de un sistema de la aero-nave. La mayora van instaladas en cabina, y en muchas ocasiones poseen paneles coniluminacin propia. Los elementos de control son botones, selectores, pulsadores, etc.

La disposicin de estos elementos es crucial, y entra en juego la componentepsicolgica. Consiste en la interfaz entre el hombre y la mquina. Un ejemplo deunidad de control de un Boeing 747 puede verse en la gura 13.

Figura 1.13: Panel de control. Parte lateral de un Boeing 747.

Captulo 2

Componentes

En el presente captulo se identican los principales componentes de bajo y altonivel que conforman el sistema de transmisin y sensorial de un avin comn. Laprimera parte del captulo est orientada a los componentes bsicos, como puedenser el cableado, los tipos de conectores, etc. La segunda parte del captulo estorientada a los elementos de alto nivel: sondas de temperatura, unidad de medidainercial, sistemas de ngulo de ataque, etc.

2.1. Componentes de bajo nivel

Todos los componentes utilizados en sistemas elctricos para equipos aeronu-ticos, estarn asociados a una norma especca en donde se recoger el objeto yaplicacin del componente, los documentos aplicables y normas asociadas, las ca-ractersticas, la designacin, etc. Para la eleccin de los componentes de un mazo ocentral se deber tener en cuenta una serie de consideraciones, dependiendo de lazona de avin en la que se vaya a instalar:

Condiciones de temperatura y de intemperie (humedad, suciedad, etc).

Zonas de paso de los mazos sin estructura metlica, zonas no presurizadas /presurizadas.

Zonas de combustible y zonas de altas vibraciones.

Otras consideraciones.

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2.1. Componentes de bajo nivel 13

2.1.1. Cableado

2.1.1.1. Cables de propsito general

Son cables utilizados para conducir seales elctricas generales, de potencia oseales que no requieran caractersticas especiales. Estn formados por uno o variosconductores aislados y trenzados, que pueden incluir pantalla y cubierta. El mate-rial de los conductores puede ser cobre estaado, cobre niquelado o cobre-plata. Elmaterial del aislamiento y de las cubiertas pueden ser PI (Poliimide), PTFE (Te-n) o ETFE (Tefzel). Los cables se agrupan en familias que se construyen a partirde una unidad bsica con unas determinadas caractersticas elctricas, mecnicas ytrmicas. Ejemplos de estas familias de cables son:

Cables tipo DR: Cable simple, marcable con lser y temperatura de operacinentre 55C y 260 C.

Cables tipo DRx: Cable multiconductor, trenzado y temperatura de operacinentre 55C y 260 C. En este caso, x indica el nmero de conductores: A=1,B=2, C=3 y D=4.

Cable tipo MLx: Cable multiconductor, trenzado y apantallado, marcable conlser y temperatura de operacin entre 55C y 260 C. Del mismo modo, xindica el nmero de conductores: A=1, B=2, C=3 y D=4.

Figura 2.1: Cables de tipo DR (1), DRx(2) y MLx(3).

2.1.1.2. Cables coaxiales

Son cables utilizados para la transmisin de seales elctricas de alta frecuencia.Generalmente esta formado por dos conductores concntricos, uno interior encar-gado de llevar la informacin y otro exterior de aspecto tubular que sirve comoreferencia de tierra y retorno de las corrientes. Entre ambos se encuentra una capaaislante llamada dielctrico con una constante dielctrica especca. La caractersti-ca principal que dene un cable coaxial es su impedancia caracterstica que dependede la relacin entre los dimetros del conductor interior, el exterior y el dielctrico.


Los cables coaxiales estndares estn denidos en la norma militar MIL-DTL-17 yse designan por codicacin militar. Existen tres tipos:

Cable coaxial sencillo: Cable formado por el conductor interior, el dielctrico, elconductor exterior y la cubierta exterior exible o semirigida.

Cable coaxial doble o twinaxial: Cable formado por dos conductores interiorescon sus dielctricos individuales, un conductor exterior comn y la cubiertaexterior exible.

Cable triaxial: Cable formado por un conductor interior, un primer dielctrico,un conductor intermedio, un segundo dielctrico, un conductor exterior y lacubierta exterior exible.

2.1.1.3. Cable especial

Son cables utilizados para aplicaciones muy especcas como conexin de audioy video, protocolos especcos de transmisin de datos (Ethernet), buses de comu-nicacin estndares (Bus ARINC429), etc. A bordo de un avin existen, por tanto,varios tipos:

Cable de video digital.

Cable Ethernet.

Cable Bus ARINC429.

2.1.1.4. Cables termopares

Son cables que se conectan a sensores para la medicin de temperaturas endeterminadas zonas del avin (Figura 2). Estn constituidos por dos conductoresde distinta aleacin: Cromel (no magntico) y Alumel (magntico), una pantalla decobre estaado y una cubierta exterior capaz de soportar temperaturas entre -65Cy 200C [5]. El color del aislamiento de cada conductor esta regulado por la normaMIL-STD-681:

Cromel (Cr + Ni): Blanco.

Alumel (Al + Ni): Verde.

Figura 2.2: Cable termopar.


2.1.2. Conectores

Los conectores son elementos que proporcionan una rpida conexin/desconexindel cableado elctrico. Estn formados por una carcasa exterior (shell) sobre la quese monta el inserto y los contactos. La carcasa puede estar fabricada en distintosmateriales: aleacin de aluminio, acero, composite, etc.

Los conectores (Figura 3) se agrupan en series denidas por un tipo de carcasacon una serie de patrones que se repiten en todos los tamaos (shell size) y va-riantes (insert arrangement) disponibles para la serie. Los conectores utilizados enaplicaciones militares se dividen en tres grandes grupos: circulares, rectangulares ycoaxiales.

Figura 2.3: Tipos de conectores.


Figura 2.4: Conector circular.

El inserto es el dielctrico que mantiene los pines en posicin y aislados entres, siendo los materiales ms comunes: resina epoxi, goma sinttica y compuestovtreo (conectores hermticos). Para cada tipo de conector existen una serie de con-guraciones de inserto normalizadas (insert arrangement) que denen el nmero decontactos, el tamao y la separacin entre los mismos.

Existen diferentes tipos de conectores segn su geometra y funcionalidad, loshay circulares (Figura 4), rectangulares (Figura 5), coaxiales, etc.

Figura 2.5: Conector rectangular.


2.1.3. Backshells

El backshell es el elemento que se acopla a la parte trasera del conector, paraproteger las conexiones de tensiones mecnicas o condiciones ambientales. Para cadamodelo de backshell existen distintos tamaos de carcasa y para un mismo tamaode carcasa existen distintos entry size, parmetro este que determina el rango dedimetros de cable que la backshell admite.

Figura 2.6: Ejemplo de backshell.

El backshell ms utilizado es el denominado backshell de alivio de tensin. s-tos proporcionan proteccin mecnica contra tensiones y tirn. El mazo se puedesujetar a la backshell mediante brida de tornillo o mediante brida de plstico. Es-te tipo de backshell es apropiada para conectores en cableado no enmallados y sinapantallamiento.

2.2. Componentes de alto nivel 18

2.2. Componentes de alto nivel

2.2.1. Sensores bsicos de vuelo

Los instrumentos bsicos de vuelo son aquellos que nos informan de la altura yvelocidad del avin, su actitud con respecto al suelo sin necesidad de tomar referen-cias, si est en ascenso, descenso o nivelado, y en que direccin vuela.

Estos instrumentos bsicos, salvo la brjula, se suelen dividir en dos grupos:los que muestran informacin basndose en las propiedades del aire (anemmetro,altmetro, y varimetro) y los que se basan en propiedades giroscpicas (indicadorde actitud, indicador de giro/viraje, e indicador de direccin). Cada uno de estosinstrumentos tiene su captulo correspondiente dentro de esta seccin, pero anteses conveniente comprender que se entiende por propiedades del aire y propiedadesgiroscpicas.

2.2.1.1. Sistema de pitot y esttica

Los instrumentos basados en las propiedades del aire realmente miden presiones,absolutas o diferenciales, que convenientemente calibradas, nos ofrecen traducidasen forma de pies de altura, pies por minuto, o nudos de velocidad. El sistema depitot y esttica es el que se encarga de proporcionar las presiones a medir, y losinstrumentos conectados a este sistema son: altmetro, varimetro y anemmetro.

Para su correcto funcionamiento, estos instrumentos necesitan que se les propor-cione la presin esttica, la presin dinmica, o ambas. Estos dos tipos de presindenen los componentes principales de este sistema: el dispositivo de recogida depresin de impacto (pitot) y sus conducciones, y el dispositivo que recoge la presinesttica con sus respectivas conducciones.

El tubo de pitot

Consiste en un tubo sencillo u otro dispositivo similar, de tamao no muygrande, que suele estar montado, enfrentado al viento relativo, en el bordede ataque o debajo del ala, aunque en ciertos aeroplanos est colocado en elmorro del avin o en el estabilizador vertical. Esta localizacin le pone a salvode perturbaciones o turbulencias causadas por el movimiento del avin en elaire. Este dispositivo, tiene un pequeo agujero en la punta para recoger lapresin de impacto, que debe permanecer siempre libre de cualquier impureza(insectos, etc..) que lo obstruya. Suele tener un pequeo oricio en la parte deabajo para facilitar su limpieza. Se puede observar en la gura 7.


Las tomas estticas

Como su propio nombre indica, toman la presin del aire libre en que se mueveel avin. Son unos oricios, protegidos por alguna rejilla o similar, que normal-mente estn situados en el fuselaje porque es donde sufren menos perturbacio-nes. Lo usual es que estas tomas sean dobles, una a cada lado del fuselaje, y susconducciones se conecten en forma de Y en una sola para compensar posiblesdesviaciones, sobre todo en los virajes ceidos en que una toma recibe mayorpresin esttica que otra. Estas tomas, salvo en aviones capaces de volar enzonas de muy baja temperatura, no necesitan de proteccin antihielo debido asu ubicacin. Igual que el tubo pitot deben mantenerse limpias de impurezas.

Figura 2.7: Tubo pitot.

2.2.1.2. Propiedades giroscpicas

Un girscopo es un aparato en el cual una masa que gira velozmente alrededorde su eje de simetra, permite mantener de forma constante su orientacin respectoa un sistema de ejes de referencia. Cualquier cuerpo sometido a un movimiento derotacin acusa propiedades giroscpicas, por ejemplo una peonza. Las propiedadesgiroscpicas fundamentales son: rigidez en el espacio y precesin.

La rigidez en el espacio se puede explicar por la 1 Ley del Movimiento de New-ton, que dice: "Un cuerpo en reposo tiende a estar en reposo, y un cuerpo en movi-miento tiende a permanecer en movimiento en lnea recta, salvo que se le aplique unafuerza externa". Siempre y cuando tenga suciente velocidad, la fuerza de inercia quegenera la peonza la hace girar erguida incluso si inclinamos la supercie sobre la cualgira, ofreciendo una gran resistencia a los intentos de volcarla o forzar su inclinacin.

La segunda propiedad -precesin- es la respuesta del objeto cuando se le aplicauna fuerza deectiva en algn borde. Volviendo a la peonza, es la reaccin de esta


Figura 2.8: Girscopo.

cuando en su rpido giro la tocamos en uno de sus bordes. El resultado de estareaccin es como si el punto de aplicacin de la fuerza estuviera desplazado 90 enel sentido de giro del objeto. La precesin es inversamente proporcional a la veloci-dad de giro (a mayor velocidad menor precesin) y directamente proporcional a lacantidad de fuerza de deexin aplicada.

2.2.1.3. Altmetro

El altmetro muestra la altura a la cual est volando el avin. El hecho de quesea el nico aparato que indica la altitud del aeroplano hace del altmetro unos delos instrumentos ms importantes. Para interpretar su informacin, el piloto debeconocer sus principios de funcionamiento y el efecto de la presin atmosfrica y latemperatura sobre este instrumento.

El altmetro es simplemente un barmetro aneroide que, a partir de las tomasestticas, mide la presin atmosfrica existente a la altura en que el avin se encuen-tra y presenta esta medicin traducida en altitud, normalmente en pies. Su principiode operacin se basa en la propiedad de la atmsfera de que la presin disminuyecon la altura.


Figura 2.9: Altmetro.

2.2.1.4. Varimetro

El varimetro o indicador de velocidad vertical muestra al piloto dos cosas: siel avin est ascendiendo, descendiendo, o vuela nivelado; y la velocidad verticalo rgimen, en pies por minuto (f.p.m), del ascenso o descenso. Este instrumentotambin se denomina abreviadamente VSI (Vertical Speed Indicator).

El principio de funcionamiento de este aparato, similar al del altmetro, estbasado en la contraccin/expansin de un diafragma o membrana debido a la dife-rencia de presin entre el interior y el exterior de la misma. Aunque este instrumentofunciona por presin diferencial, nicamente necesita recibir la presin esttica.

2.2.1.5. Anemmetro

El indicador de velocidad aerodinmica o anemmetro es un instrumento quemide la velocidad relativa del avin con respecto al aire en que se mueve, e indi-ca esta en millas terrestres por hora "m.p.h.", nudos "knots"2.1, o en ambas unidades.

Para el piloto, este instrumento es uno de los ms importantes, quiz el que ms,puesto que aquel puede servirse de la informacin proporcionada para:

Limitar: por ejemplo no sobrepasar la velocidad mxima de maniobra.

Decidir: por ejemplo cuando rotar y cuando irse al aire en el despegue.

Corregir: por ejemplo una velocidad de aproximacin incorrecta.

Deducir: por ejemplo que el ngulo de ataque que mantiene es muy elevado.etc..

2.11 nudo=1 milla martima por hora.


Este instrumento es en realidad y bsicamente un medidor de diferencias de presin,que transforma esa presin diferencial en unidades de velocidad. La diferencia entrela presin total proporcionada por el tubo de pitot (Pe+ Pd) y la presin esttica(Ps) dada por las tomas estticas, es la presin dinmica(Pe+PdPe = Pd), quees proporcional a 1/2dv2 y que adecuadamente convertida a unidades de velocidades la que muestra el anemmetro.

2.2.1.6. Indicador de actitud

El indicador de actitud, tambin llamado horizonte articial, es un instrumentoque muestra la actitud del avin respecto al horizonte. Su funcin consiste en pro-porcionar al piloto una referencia inmediata de la posicin del avin en alabeo yprofundidad; es decir, si est inclinado lateralmente, con el morro arriba o abajo, oambas cosas, con respecto al horizonte. La incorporacin del horizonte articial alos aviones ha sido fundamental para permitir el vuelo en condiciones de visibilidadreducida o nula. Este instrumento opera en base a una propiedad giroscpica, con-cretamente la de rigidez en el espacio. Su funcionamiento se basa en un conjunto degirscopos.

2.2.1.7. Indicador de direccin

Tambin llamado direccional giroscpico o direccional, este instrumento propor-ciona al piloto una referencia de la direccin del avin, fcilitndole el control ymantenimiento del rumbo. El desplazamiento de un lugar a otro en avin, se realizaa travs de una ruta area previamente elaborada, la cual se compone de uno oms tramos, en los cuales para llegar de un punto al siguiente ha de seguirse unadeterminada direccin o rumbo, es decir, el piloto debe "navegar" a travs del airepara seguir esa ruta.

Este instrumento consiste en un girscopo cuyo eje de rotacin es vertical, aco-plado al cual se encuentra una rosa de rumbos2.2 graduada de 0 a 359. La cajadel instrumento tiene incrustado en su frontal visible un pequeo avin montadoverticalmente cuyo morro siempre apunta al rumbo del avin.

Al efectuar un cambio de direccin, la caja del instrumento se mueve al unsonocon el avin, pero el girscopo debido a su rigidez en el espacio continua manteniendola posicin anterior. Este desplazamiento relativo de la caja respecto del eje verticaldel rotor se transmite a la rosa de rumbos, hacindola girar de forma que muestreen todo momento el rumbo, enfrentado al morro del avin de miniatura.

2.2Una rosa de rumbos es un crculo que tiene marcados alrededor los rumbos en que se divide la

circunferencia del horizonte.


2.2.2. Sensores avanzados de vuelo

Este apartado describe el ltimo nivel de la pirmide de sensores e instrumentospresentes en el mundo de la aviacin. A continuacin se exponen brevemente dichoselementos.

2.2.2.1. Unidad de datos del aire

Esta unidad proporciona los parmetros principales del aire ms relevantes parael vuelo de una aeronave. Mide la presin esttica, la presin total del tubo de Pitotsituado en los laterales de la parte delantera, y adems la temperatura esttica atravs de un termmetro piezoresistivo situado en el morro del avin. Como tal, esun sistema crtico. Incorpora funciones de autodiagnstico y autocalibracin, gene-rando adems pruebas de conexin con la ECU (Engine Control Unit).

La operacin normal de esta unidad es la siguiente:

La unidad recibe la informacin analgica de una sonda de temperatura y datosdel EFIS (Electronic Flight Instrument System). Al mismo tiempo recibe losdatos de la presin del tubo Pitot y presin esttica.

Una vez recibidos estos datos, realiza un proceso de conversin analgico di-gital, enviando los datos a los distintos buses de control.

Cuando el sistema funciona correctamente, se emite una seal discreta CorrectOperation. Cuando se ha producido algn fallo, se registra en el Registro deDatos de Vuelo (FDR).

2.2.2.2. Sistema de referencia de actitud y rumbo (AHRS)

Este sistema (Figura 10) est compuesto a su vez de una unidad de referencia deactitud y vuelo, un sensor magntico externo y un pequeo panel de control. Bsica-mente, proporciona informacin primaria de actitud, rumbo, velocidades angularesy aceleraciones lineales. Para trabajar en condiciones normales, requiere de datosprovenientes de la unidad de datos del aire.


Figura 2.10: AHRS modelo S305.

La unidad de referencia de actitud y rumbo calcula los parmetros de balanceo,cabeceo y rumbo giromagntico. Permite pruebas para el prevuelo y comprobacinpermanente. Esta unidad se compone de los siguientes elementos:

Unidad del sensor:

A su vez incluye:

Unidad del sensor: compuesta, entre otros elementos, de un bloque giro-magntico, acelermetros y electrnica para el tratamiento de los datos.

Mdulo de entrada/salida: recibe y distribuye las seales discretas y laslneas del bus de datos del avin que llegan al conector de dicha unidad.

Mdulo de alimentacin elctrica.

2.2.2.3. Sistema de ngulo de ataque

Es un sistema (Figura 11) que proporciona una indicacin visual del ngulo deataque del avin y una seal al Sistema de Aviso de Entrada en Prdida y Recu-peracin. Utiliza dos sensores cnicos (2.2.1.7) con computadores integrados parapercibir la direccin de la corriente de aire con relacin al avin.

Figura 2.11: Sensor de ngulo de ataque.


2.2.2.4. Sensores inerciales e IMU

Normalmente, suele haber acelermetros incorporados en cada uno de los ejes delavin. Integrando estas medidas, se obtiene una medida de la velocidad. Aplicandotcnicas de ltrado, como Filtros de Kalman, es posible obtener una medida robusta,de forma que al volver a integrar la velocidad, se obtiene la distancia recorrida.

En lo que se reere a las unidades de medidas inerciales (Figura 12) (aceleracioneslineales y velocidades angulares), son dispositivos que proporcionan datos inercialessobre la posicin y la velocidad del avin.

Figura 2.12: Unidad de medida inercial.

Captulo 3

Fly By Wire

3.1. Introduccin

Los sistemas de control electrnico se vienen usando en la aviacin comercialdesde hace ms de 40 aos. El Concorde introdujo el uso de sistemas electrnicospara manipular los controles hidrulicos. La experiencia europea en la aplicacin delFly-By-Wire (FBW) es de unos 30 aos.

El fundamento del FBW, o sistema de pilotaje por mando elctrico, se basa enque las instrucciones de mando dadas por el piloto (o por el piloto automtico) seenvan a las supercies aerodinmicas de control mediante seales elctricas en lugarde conexiones mecnicas.

Con la entrada en servicio del A320, se deni un nuevo estndar de FBW en elcontrol de vuelo e integracin de sistemas. EEUU se estaba quedando atrs en estecampo, por lo que Boeing se embarc en un proyecto sin precedentes: la construccinde un avin totalmente controlado por FBW y completamente diseado e integradopor ordenador.

El Boeing 777 es el primer avin comercial fabricado por Boeing que empleaFBW como sistema primario de control de vuelo. Este avin no solo fue un avanceen cuanto a tecnologa si no tambin en cuanto a gestin. Esto constanta el hecho deque la tendencia futura en avinica es la de ir sustituyendo progresivamente los sis-temas uido-neumticos (neumtico e hidrulico) por subsistemas de accionamientoelctrico.

26

3.1. Introduccin 27

Figura 3.1: Arquitectura de sistema neumtico.

Las principales ventajas que sern resultado de esta tendencia son, entre otras,las siguientes:

Reduccin signicativa consumo de combustible.

Reduccin de costes de mantenimiento.

50% menos retrasos inesperados debidos a fallos en los sistemas de potencia.

Reduccin del peso de la electrnica de potencia del 50% aprox.

Mejora la competitividad, produccin y la validacin de la tecnologa.

El propsito de este captulo es describir las nuevas tecnologas empleadas direc-ta e indirectamente en el Sistema Primario de Control de Vuelo del 777, haciendohincapi en las consideraciones de diseo del FBW. Como detalle, el diseo del FBWdel 777 tiene su origen en el diseo del 7J7, avin de corto/medio alcance propuestopor Boeing a principios de los 80, que nunca lleg a construirse.

Las nuevas tecnologas empleadas en la avinica3.1 del 777 son:

Control de vuelo electrnico o FBW.

ARINC 629 bus o DATAC bus: comunica todos los sistemas que controlan lasfunciones de control de vuelo. Cada bus ARINC 629 est aislado, tanto fsicacomo elctricamente, de los otros dos, y adems no estn sincronizados.

3.1Comprende sistemas de a bordo o embarcados de: comunicacin; navegacin; identificacin y

seguridad en vuelo; subsistemas auxiliares asociados de control; procesamiento y almacenamiento.

3.1. Introduccin 28

El concepto de mantenimiento retrasado de los Line Repaceable Units (LRU):Primary Flight Computer (PFC), Air Data Inertial Reference System (ADIRS)y Airplane Information Management System (AIMS).

Figura 3.2: Boeing 777.

La losofa de diseo para mantener la seguridad del FBW del 777 considera lassiguientes restricciones:

1. Fallos en modo comn y en reas comunes (common mode/common areafaults).

2. Separacin por componentes, es decir, de los LRU.

3. Separacin funcional.

4. No-Semejanza.

5. Efecto del FBW en la estructura.

La arquitectura del PFC est basada en el concepto de triple no-semejanza en losprocesadores y en las interfaces asociadas al procesador. Esta soluciona el problemabizantino [8] de dos formas:

Los requisitos del bus ARINC 629 se desarrollaron junto con los de los sistemasa los que se conecta.

El PFC proporciona redundancia necesaria para encargarse de las causas prin-cipales de la asimetra funcional y de la comunicacin asimtrica.

3.2. Sistema primario de control de vuelo 29

Figura 3.3: Ejes del avin.

Figura 3.4: Supercies de control de vuelo.

3.2. Sistema primario de control de vuelo

El FBW del 777 controla los actuadores elctricos y electrohidrulicos mediantecomandos transmitidos elctricamente y proporciona control manual y automticodel avin en los ejes de balanceo (roll), cabeceo (pitch) y guiada (yaw).

Los comandos del piloto se introducen en el sistema a travs de los controles y setransmiten elctricamente y son procesados para ser aplicados sobre las superciesde control de vuelo, las cuales se corresponden con:

Los timones de profundidad y el estabilizador horizontal: controlan el movi-miento de cabeceo.

Los alerones y aps, junto con los spoilers: controlan el balanceo.

La guiada se controla mediante el estabilizador vertical.


3.2.1. Arquitectura del FBW

La arquitectura del FBW soporta tres modos de operacin: modo normal, secun-dario y directo.

Modo normal

Los comandos del piloto se introducen en el sistema mediante las columnas decontrol, volantes, pedales y palancas. Los mltiples transductores de posicinde cada controlador interpretan los comandos del piloto para las unidades decontrol electrnico del actuador (ACEs).

Los ACEs transforman las seales analgicas en seales digitales y las trans-miten a los PFCs mediante buses redundantes ARINC 629. Los PFCs recibenlos datos inerciales del aire de la unidad de datos del aire y de la unidad deactitud y posteriormente usan estos datos junto con las acciones del pilotopara calcular los comandos de posicin sobre las supercies de control.

Estos comandos se transmiten a los ACEs mediante los buses redundantes, yestos los convierten en analgicos. Finalmente, con estas acciones se controlanlos actuadores elctricos y electrohidrulicos de las supercies de control.

Modo directo

El modo directo se selecciona mediante un interruptor del panel de instrumen-tos o como resultado de la deteccin por parte de los ACEs de comandos novlidos de los PFCs. En este modo, los ACEs usan directamente las accionesdel piloto para generar los comandos sobre las supercies de control.

Modo secundario

Los PFCs entran en este modo cuando no se dispone correctamente de losdatos inerciales o del aire o cuando los ACEs estn en el modo anterior.

3.2.2. Electrnica avanzada del FBW: LRUs

La electrnica de control del FBW est implementada en dos grandes LRUs (Li-ne Repaceable Units): el PFC y el ACE, conectados mediante los buses de datos decontrol de vuelo.

Actuator Control Electronics (ACE)

Cuatro ACEs proporcionan la interfaz entre la parte analgica (comandos dela tripulacin, actuadores electrohidrulicos y actuadores elctricos) y la digi-tal (buses de datos, PFCs, Auto Pilot Flight Director Computer, etc.) del FBW.


Figura 3.5: Actuator Control Electronics.

Los ACEs proporcionan excitacin y demodulacin a todos los transductoresde posicin y el cierre del servo bucle para todas las supercies de control yactuadores. Cada uno contiene tres terminales que se comunican con el busARINC 629. En modo directo, los ACEs no responden a los comandos del busdigital, sino que proporcionan leyes de control analgico directamente a losactuadores de las supercies de control.

Primary Flight Computers (PFCs)

Tres PFCs proporcionan la triple redundancia computacional para el sistemade control de vuelo primario. Cada PFC recibe los datos de los tres buses dedatos, pero los transmite nicamente a travs de su bus asociado.

Cada uno tiene tres vas de cmputo internas y las interfaces de cada va conlos tres buses de datos requieren de un hardware especco. Adems, cadacanal incluye tres terminales ARINC 629 y acopladores para comunicarse conlos buses de datos. Incluyen su propio microprocesador y su fuente de energa.

3.2.3. Bus de datos digital ARINC 629

El bus de datos ARINC 629 es un bus de transmisin de datos digital bidirec-cional. Permite que haya mltiples transmisiones con acceso autnomo. Ms de 120usuarios se pueden conectar simultneamente, comunicndose con el bus mediante


Figura 3.6: Distribucin de energa hidrulica a las supercies de control a las queACEs proporcionan control elctrico.

Figura 3.7: Conexin de los sistemas al ARINC 629.

un acoplador y un terminal. Los requisitos del bus ARINC 629 como parte del FBWson los siguientes:

Requisitos de disponibilidad del bus de datos.

Tolerancia ante errores de 1 entre 108 bits.

Tolerancia ante operaciones aperidicas del bus.

Requisitos de transmisin que proporcionen datos de salida frescos y sindivisiones.

Algoritmos comunes de deteccin de errores CRC (Cyclic Redundancy Check).


Figura 3.8: Esquema del sistema primario de control de vuelo del 777.

3.2.4. Mantenimiento retrasado

El mantenimiento retrasado es un concepto deseado por las lneas areas paramejorar la abilidad de las aeronaves. Requiere la necesidad de un diseo tolerantea fallos para la mayora de los sistemas de avinica, como el PFC o el AIMS.

Se basa en el estudio del coste del ciclo de vida para un nivel de redundanciaptimo para la lnea area. Como consecuencia, la reparacin de fallos de hardwarealeatorios puede ser aplazada convenientemente, reduciendo as los retrasos o can-celaciones.

El Airplane Information Management System (AIMS) es el elemento decisivopara el mantenimiento retrasado, puesto que implementa las siguientes funciones:control de vuelo, control del empuje, display, comunicacin de datos, mantenimientocentral, monitorizacin de la condicin de la aeronave, grabacin de datos del vueloy puerta de acceso de los datos digitales.

El AIMS se comunica con la mayora de los sistemas de avinica de la aeronave.Estas interfaces se implementan a travs de diferentes medios, como los buses ARINC629 y ARINC 429.

3.3. Diseo de la arquitectura del PFC del 777 34

3.3. Diseo de la arquitectura del PFC del 777

3.3.1. Requisitos de seguridad

Los requisitos de seguridad se aplican sobre los fallos del PFC que impiden elvuelo y aterrizaje seguros, e incluyen fallos pasivos (prdida de funcionalidad sinefectos inmediatos signicativos) y fallos activos (prdida de funcionalidad con efec-tos inmediatos signicativos).

La probabilidad de fallos por hora de vuelo es de 1010 para requisitos de inte-gridad funcional (fallos activos que afectan a la estructura del 777) y para requisitosde disponibilidad funcional (fallos pasivos).

Los principales requisitos de diseo de este tipo de sistemas son:

1. El PFC debe ser diseado para cumplir con los requisitos nominales de segu-ridad del 777, para las siguientes conguraciones:

a) Todas las vas de los sistemas del PFC operativas.

b) Cualquier nica va del PFC inoperativa.

2. El PFC debe ser diseado para cumplir con una probabilidad de fallos de 1010

por operacin de aterrizaje automtico, para las siguientes conguraciones:

a) Cualquier nica va inoperativa de uno, dos o los tres PFC.

b) Cualquier PFC inoperativo.

c) Cualquier PFC inoperativo en combinacin con una nica va inoperativaen alguno o en los dos restantes PFCs.

d) Todas las vas operativas.

3. El PFC debe ser diseado para cumplir con los siguientes requisitos de segu-ridad:

a) Ningn fallo, incluyendo fallos en modo comn del hardware, a pesar de laprobabilidad de ocurrencia, debe desembocar en una transmisin errneasin que haya una indicacin del fallo.

b) Ningn fallo, incluyendo fallos en modo comn del hardware, a pesar dela probabilidad de ocurrencia, debe desembocar en la prdida de funcio-nalidad de ms de un PFC.

Para poder implementar todos estos requisitos, es necesario disponer de elementosheterogneos que no respondan del mismo modo ante situaciones inverosmiles. Labase de los PFCs son los microprocesadores, y es curioso observar cmo los elegi-dos corresponden a una representacin de los principales fabricantes actuales: Intel(80486), Motorola (68040) y AMD (29050).

3.4. Conclusin 35

3.4. Conclusin

La triple-triple redundancia es el concepto estrella del FBW del 777. Hay tresPFCs en el Sistema Primario de Control de Vuelo, cada uno de ellos con tres vas decmputo idnticas, lo que supone un total de nueve canales de cmputo idnticos.Cualquiera de los tres PFCs puede fallar totalmente debido a un fallo de potenciao a algn otro fallo que afecte a las vas de cmputo, pero el Sistema Primario deControl de Vuelo no perder su funcionalidad, y los cuatro ACEs continuarn reci-biendo comandos de los restantes PFCs.

El uso del FBW ha permitido mejorar el Sistema Primario de Control de Vueloincluyendo caractersticas como:

Proteccin ante el ngulo de inclinacin.

Compensacin en el giro.

Proteccin ante entrada en prdida y exceso de velocidad.

Control de cabeceo y aumento de la estabilidad.

Compensacin de empuje asimtrico.

Otro concepto a destacar, y que constata otra tendencia en la instrumentacin aero-nutica es el hecho de que el 777 use software en lugar de hardware para conseguir latolerancia a fallos mediante la redundancia analtica. Los sistemas de vuelo crticosnecesitan de software tolerante a fallos para complementar el hardware tolerante afallos. De esta forma, se consigue que la probabilidad de fallo para un vuelo crticosea menor de 109 por hora de vuelo (un 0,000000001%).

Por ltimo, recalcar la necesidad en el momento del diseo, de personal cuali-cado en todos los mbitos del ciclo de produccin. La mquina perfecta no existe,pero se puede lograr un muy buen diseo cuando en l participan desde ingenieroshasta soldadores, incluyendo a quienes las usan y quienes tienen que realizar tareasde mantenimiento. Esta ser la nica forma en la que se puedan optimizar todos loselementos que componen un diseo, por complejo que sea ste.

3.4. Conclusin 36

Bibliografa

[1] Pgina principal de ATA - Air Transport Associationhttp: // www. airlines. org/ pages/ home. aspx

[2] Rockwell Automation. Disyuntores de proteccin.http://literature.rockwellautomation.com/idc/groups/literature/

documents/pp/100-pp024_-es-p.pdf

[3] EADS. Sobre los sistemas elctricos de avin. Enero 2007.http://www.dea.icai.upco.es/aula/AI0607_conf1_slides.pdf

[4] Aergenium. Blog aeronutico andaluz.http://blog.aergenium.es

[5] Clasicacin de cableado.http://www.standard-wire.com/comparison_chart_military_

specification.html

[6] The Avionics Handbook. Cary R. Spitzer. CRC Press. 2001.

[7] Sistemas de Navegacin Area. R.Arn Escuer, J.R.Aragoneses Manso. Edito-rial Paraninfo, 1992.

[8] Problema bizantino.http://en.wikipedia.org/wiki/Byzantine_fault_tolerance

[9] Boeing 777 Family.http://www.boeing.com/commercial/777family/

[10] Y. C. (Bob) Yeh. 1998. Design Considerations in Boeing 777 Fly-By-Wire Com-puters. Boeing Commercial Airplane Group.

[11] Y. C. (Bob) Yeh. 1996. Triple-Triple Redundant 777 Primary Flight Computer.Boeing Commercial Airplane Group.

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BIBLIOGRAFA 38

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