Instituto Politécnico Nacional Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica Unidad Profesional Ticomán Tesina: Análisis de sistemas de navegación satelital e inercial y su acoplamiento a los sistemas de control de vuelo que para obtener el título de Ingeniero en Aeronáutica Presenta: Pablo de Jesús Chávez Gómez Asesor: M. en I. Raymundo Hernández Bárcenas México Enero 2013

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Agradecimientos

A mis padres y a mi hermana, gracias por todo. Sin su apoyo, esta realidad no sería posible. A mi demás familia, amigos y a la vida misma, gracias por este maravilloso sueño.

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Resumen

El presente trabajo describe de manera concisa a dos de las áreas de los sistemas de aviónica que se han desarrollado de manera considerable en los últimos años. La primera de ellas es la navegación en dos de las variantes abarcadas por el presente, ya sea satelital (por medio de GPS) o inercial (por medio de giróscopos y acelerómetros); la segunda es el control automatizado de la aeronave y la actuación de sus superficies de control por medios electrohidráulicos y electromecánicos.

Primero, se explica el desarrollo que ha tenido cada una de los temas que se tocan mediante una sinopsis de sus avances en orden cronológico; es importante recalcar que no son los únicos avances que sufrieron en su desarrollo, pero sí los que se consideran como remarcables.

Se describe la evolución y funcionamiento de la navegación satelital que, aunque con fines inicialmente militares, actualmente es utilizada por la mayoría de las aeronaves modernas; adicionalmente, los conceptos básicos de los métodos inerciales y su integración en la navegación no pasan desapercibidos.

Posteriormente se explica a grandes rasgos los principios de aviónica que involucran a las 2 áreas previamente descritas y que permiten su interacción; en este caso se habla de los buses de información ARINC 429, ARINC 469 y el MIL-STD-1553B. Después de una breve descripción de estos protocolos, se menciona brevemente lo que son los sistemas FBW y como permiten la interacción entre computadoras y actuadores.

Se tocan los conceptos básicos de estabilidad y de los controles de vuelo básicos de las aeronaves que permiten maniobrarlas ya sea por medios automáticos o humanos. Por consiguiente, aquí se resume la función de las superficies de control de vuelo, los sistemas automáticos de control, su función y la inclusión de los sistemas retroalimentados que permiten que el vuelo se lleve de manera autónoma y libere al piloto de una gran carga.

Es después de esto que se explica la manera que se realizan las actuaciones por parte de dispositivos que funcionan en un sistema FBW y, con ejemplos tangibles de aeronaves militares y comerciales, se puede tener una mejor comprensión de su funcionamiento.

Al punto principal del trabajo se llega con el análisis de las actuaciones de los sistemas FBW con 2 ejemplos de enfoques comerciales: el caso de Airbus y la utilización de ARINC 429, y el de Boeing, con la utilización de ARINC 629; se analiza de forma rápida la manera en la cual interactúan los sistemas en las aeronaves emblema de estas compañías y cómo es distribuida la información entre ellos.

Para terminar, se da una perspectiva futura de la integración de sistemas, las mejoras en los buses de información que podrán manejarla entre los dispositivos sensores (GPS e INS) y las computadoras que mandarán señales a los actuadores de las superficies de control; asimismo, una pequeña previsión de lo que les depara a los actuadores en su evolución hacia un funcionamiento más eficaz.

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Abstract

The purpose of this report is to briefly describe two of the areas within the avionics systems that have experienced a great development in recent years. The first one, navigation, with 2 of its variants being described: satellite navigation (via GPS) or inertial navigation (usage of gyros and accelerometers); the second area is the aircraft automatic flight control and its control surfaces actuation by electrohydraulic and electromechanic means.

First of all, a small description of the development that each one of these branches has experienced is given in chronological order; it is important to mention that these milestones are not the only ones that they achieved, but they are the most remarkable and worth to talk about.

Satellite navigation (GPS), its evolution and operation are described; despite of being a military tool at its very start, it is currently a tool being used by most of modern civil aircraft. Additionally, inertial navigation concepts and its integration with navigation means are analyzed as they cannot pass by unobserved.

Afterwards, avionics principles that are involved in latter topics are roughly explained; data ARINC 429, ARINC 629 and MIL-STD-1553B data buses are described in their operation and then, the FBW concept is introduced in order to allow a better understanding of the actuator-computer communication protocols.

As a consequence of the FBW concept introduction, stability and aircraft basic flight controls terms are explained; therefore, flight control surfaces concepts, automatic flight control systems, their function and their interfacing are summarized in order to allow having a better idea about how the pilot´s tasks are alleviated. This FBW explanation includes a description of some military and civil aircraft, example actuators and the way they interact with their controlling systems.

As culmination of this report, an actuator analysis is provided; 2 commercial approaches, one from Boeing and the usage of ARINC 629 and the other one from Airbus with the ARINC 429 selection, are briefly analyzed. Special attention is given to feedback and data transmission concepts as they are the cornerstone of modern avionics that allow us to have redundant and reliable flight control systems.

Last but not least, there is a future perspective of systems integration, data buses development and the way they will manage info between sensing devices (GPS and INS in this analysis) and the flight control computers; finally, a small preview of actuators’ future is provided: surely they will got improved and its operation will only lead to a more efficient flight management.

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Objetivo

El presente trabajo tiene por finalidad el brindar una perspectiva sobre los sistemas de navegación satelital (GPS), navegación por sistemas inerciales (INS) y el modo de interacción que tienen éstos con los sistemas de control de vuelo de las aeronaves.

Por parte del sistema de navegación por GPS, se pretende que la idea de su operación

quede clara al ser desmenuzada la manera en que se compone la constelación de satélites que lo integran, la manera en que funcionan y calculan posiciones o trayectorias, y adicionalmente, las precisiones que deben mantenerse para llegar a ser un sistema confiable en la aviación civil.

En cuanto a la navegación por INS, se intenta explicar los conceptos básicos de funcionamiento de los acelerómetros y giróscopos básicos que, aunque ya se encuentren de manera más frecuente en desuso en aeronaves modernas, son la base del funcionamiento de los sistemas más modernos, como lo son giróscopos de anillo de láser.

Los buses de información ARINC 429, ARINC 629 y MIL-STD-1553B son analizados a

un alto nivel para dar una perspectiva sobre qué constructores utilizan cada uno de los protocolos y cuáles son las principales semejanzas y diferencias entre ellos.

Por la parte de la actuación de las superficies de control, se proporcionan ejemplos de

los dos constructores principales de aeronaves comerciales y la manera en que la información es procesada y enviada por medio de los buses que cada compañía ha escogido en su protocolo de transmisión de datos.

Finalmente, se pretende dar una perspectiva del futuro de algunos de los conceptos

manejados a lo largo de este trabajo, con la finalidad de comprender los cambios que se avecinan en los sistemas de control y navegación, así como de los actuadores que permiten la interacción entre las computadoras de vuelo con las superficies de control.

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Índice

Carta de VoBo. del director ..................................................................................... ii

Agradecimientos .................................................................................................... iii

Resumen................................................................................................................. iv

Abstract ................................................................................................................... v

Objetivo .................................................................................................................. vi

Índice ...................................................................................................................... 1

Glosario de acrónimos ............................................................................................ 4

Glosario de términos ............................................................................................... 6

Listado de figuras ................................................................................................... 7

Listado de Tablas .................................................................................................. 10

Introducción .......................................................................................................... 11

Capítulo 1 – Estado del Arte: Cronología ............................................................. 12

1.1 GPS (Sistema de posicionamiento global) ........................................................... 12

1.2 INS (Sistemas de navegación inercial) ............................................................... 14

1.3 Aviónica de control y estabilidad ....................................................................... 16

Capítulo 2 – Sistemas de navegación ................................................................... 20

2.1 Introducción a los sistemas de navegación ......................................................... 20

2.1.1 Tipos de sistemas ...................................................................................... 20

2.1.2 Componentes ............................................................................................ 21

2.1.3 Determinación de la posición ...................................................................... 23

2.1.4 Algoritmo de decisión ................................................................................. 23

2.2 Sistema de Posicionamiento Global (GPS) .......................................................... 25

2.2.1 Descripción general del sistema .................................................................. 26

2.2.2 Teoría de su operación ............................................................................... 27

2.2.3 Errores en los cálculos ................................................................................ 30

2.3 Sistemas de Navegación Inercial (INS) .............................................................. 32

2.3.1 Características ........................................................................................... 32

2.3.2Tipos de sistemas inerciales ......................................................................... 32

2

2.3.3 Componentes ............................................................................................ 33

2.3.4 Acelerómetros lineales ................................................................................ 34

2.3.5 Giróscopos ................................................................................................ 34

2.3.6 Plataforma estable ..................................................................................... 35

2.3.7 Medición de la aceleración horizontal. .......................................................... 37

2.3.8 Integrador................................................................................................. 40

2.3.9 Computadora ............................................................................................ 40

2.3.10 INS actuales con giróscopos de tecnología láser y de onda ligera ................. 42

2.3.11 Tecnología MEMS ..................................................................................... 44

Capítulo 3 –Conceptos de aviónica ...................................................................... 45

3.1 Principios de la aviónica .................................................................................... 45

3.2 Buses digitales de información .......................................................................... 45

3.2.1 Bus ARINC 429 .......................................................................................... 46

3.2.2 MIL-STD-1553B ......................................................................................... 48

3.2.3 ARINC 629 ................................................................................................ 50

3.3Conceptos de aviónica de navegación y control ................................................... 51

3.3.1 Fly-by-wire (FBW) ...................................................................................... 51

3.3.2 Flight Management System (FMS) ............................................................... 52

3.3.3 Sistemas de vuelo automático – Diferencias entre Airbus y Boeing ................. 54

Capítulo 4 – Control en las aeronaves ................................................................. 55

4.1 Estabilidad, control y equilibrio .......................................................................... 55

4.2 Principios de control de vuelo............................................................................ 56

4.3 Superficies de control de vuelo.......................................................................... 57

4.3.1 Caso de aeronave militar ............................................................................ 58

4.3.2 Caso de aeronave comercial ....................................................................... 59

4.3.3 Diferencias de controles de vuelo entre los 2 casos ....................................... 61

4.4 Sistemas de Control Automático ........................................................................ 61

4.4.1Funciones de los Sistemas de Control Automático .......................................... 63

Capítulo 5 – Control de las actuaciones ............................................................... 65

5.1 Unidades de control de potencia ....................................................................... 65

5.2 Actuación mecánica simple ............................................................................... 65

5.3 Actuación mecánica con señales eléctricas ......................................................... 66

3

5.4 Actuación mecánica redundante ........................................................................ 67

Capítulo 6 – Análisis de la interacción entre sistemas ........................................ 70

6.1 Aplicaciones civiles del sistema FBW .................................................................. 70

6.2 Comparación a un alto nivel .............................................................................. 70

6.3 Implementación de Airbus. ............................................................................... 71

6.3.1 Sistema FBW del A320 ............................................................................... 71

6.4 Implementación de FBW en el Boeing 777 ......................................................... 74

6.5 Interrelación del control de vuelo, navegación y administración del vuelo ............. 77

6.6 Cualidades de vuelo ......................................................................................... 78

6.7 Acoplamiento entre aeronave y piloto ................................................................ 78

Capítulo 7 – Futuro en la integración de sistemas .............................................. 80

7.1 Expectativas .................................................................................................... 80

7.2 Otros problemas a resolver ............................................................................... 80

7.3 Buses de fibra óptica ........................................................................................ 82

7.4 Conceptos futuros ............................................................................................ 82

7.4.1 Conceptos futuros en actuadores ................................................................ 83

Conclusiones ......................................................................................................... 85

Referencias ........................................................................................................... 86

Anexo A Sistemas y equipos de navegación en tierra y en la aeronave. ............ 87

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Glosario de acrónimos AC/AH – Attitude Command/Attitude Hold ACE – Actuator Control Electronics. ADU – Actuator Drive Unit. AFCS – Automatic Flight Control System. AFDC – Autopilot Flight Director Computer. AFDS – Autopilot Flight Director System. APC – Approach Power Compensator / Aircraft Pilot Coupling APL – Applied Physics Laboratory. ARINC – Aeronautical Radio, Incorporated. ASE – Attitude Stabilization Equipment. ATC – Air Traffic Control. ATM – Air Traffic Management. BC – Bus Controller. BIT – Built-in Test. CAS – Control Augmentation System. CDU – Control Display Unit. CSAS – Control Stability Augmentation System. DATAC – Digital Autonomous Terminal Access Communication. DP – Departure Procedures. DME – Distance Measurement Equipment. EAP – Experimental Aircraft Programme.

EBHA – Electrical Back-up Hydraulic Actuator. EFA – European Fighter Aircraft. EFIS – Electronic Flight Instrument System. EHA – Electro Hydrostatic Actuator. ELAC – Elevator/Aileron Computer. EMA – Electro Mechanical Actuator. EMI – Electromagnetic Interference. ETA – Estimated Time of Arrival. FAC – Flight Augmentation Computer. FCDC – Flight Control Data Concentrator. FCPC – Flight Control Primary Computer. FCSC – Flight Control Secondary Computer. FCU – Flight Control Unit. FGS – Flight Guidance System. FMGEC – Flight Management Guidance and Envelope FOG – Fiberoptic Gyroscope. FMC – Flight Management Computer. FMS – Flight Management System. GPS – Global Positioning System. ICBM – Inter-Continental Ballistic Missile.

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INS – Inertial Navigation System. IRS – Inertial Reference System. IFOG – Integrating Fiberoptic Gyro. ILS – Instrument Landing System. IMA – Integrated Modular Avionics. ISA – Inertial Sensor Assembly. LEM – Lunar Excursion Module. LORAN – Long Range Navigation. LVDT – Linear Variable Differential Transformers. LNAV – Multiple Waypoint Lateral Navigation. MCDU – Multipurpose Control and Display System. MCS – Master Control Station. MEMS – Microelectromechanical Systems. NAVAIDS – Navigation Aids. NAVSTAR – Navigation System Time and Ranging. NRL – Naval Research Laboratory. NTS – Navigation Techology System. PBN – Performance Based Navigation. PCU – Power Control Unit. PFC – Primary Flight Computer. PFCS – Primary Flight Control System.

PIO – Pilot-Induced Oscillations. PRN – Pseudorandom Noise. RLG – Ring Laser Gyroscope. RNP – Required Navigation Performance. RT – Remote Terminal. RTZ – Return-To-Zero. SA – Selective Availability. SAS – Stability Augmentation System. SEC – Spoiler/Elevator Computer. SESAR - Single European Sky ATM Research. SFCC – Slat/Flap Control Computer. SPS – Standard Positioning Service. STAR – Standard Terminal Arrival Routes. TACAN – Tactical Air Navigation. THS – Tailplane Horizontal Stabilizer. UE – User Equipment VC/AH – Translational Velocity Command/Attitude Hold VNAV – Vertical Navigation System. VOR – VHF Omnidirectional Range. V/STOL – Vertical/Short Take Off and Landing. WGS 84 – World Geodetic System 84.

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Glosario de términos Balanceo holandés – Movimiento inestable del avión que comprende el movimiento circular del empenaje junto al balanceo y alabeo de la aeronave. Bus – Canal de transmisión datos formado por cables, pistas y circuitos integrados. Datum – Referencia utilizada para realizar mediciones a partir de ésta. Dead Reckoning – Navegación por estima que se apoya de fórmulas trigonométricas para conocer la posición de la aeronave. Feel – Sensación brindada por la retroalimentación de un sistema. En sistemas mecánicos, la interacción de los mandos con las superficies de control es directa. En sistemas Fly-by-wire, esta sensación es brindada artificialmente. Filtro Kalman – Algoritmo que utiliza una serie de medidas observadas con respect al tiempo, conteniendo rudio (variaciones aleatorias); produce estimados de variables desconocidas más precisas que si la variable se midiera de manera individual. Fly-by-wire – Sistema de control de vuelo eléctrico/electrónico que sustituye a los sistemas mecánicos convencionales y que centraliza el control del avión. Flaperon – Superficie de control que combina las funciones de alerón y de flap debido a las dimensiones reducidas del ala. Fly-by-optics – Sistema también llamado “Fly-by-light” que básicamente mejora la velocidad de transmisión de datos al cambiar el material de los cables por fibra óptica. Flutter – Efecto aeroelástico experimentado por las alas que incluye vibración y que puede tener consecuencias severas a nivel estructural. Free Flight – Método de control de tráfico vuelo que no utiliza un control central. El espacio aéreo se reserva de manera automática y dinámica mediante computadoras. Inboard – Sección interna o más próxima al centro de la aeronave. Outboard – Sección externa o más alejada al centro de la aeronave. Plano canard – Superficie de control localizada en el fuselaje delantero que tiene como función proveer el cabeceo de la aeronave, entre otras funciones de estabilidad. Radar Doppler – Radar que utiliza el efecto Doppler para calcular la velocidad de blancos. Side-stick – Mando de control que reemplaza en ciertas aeronaves al timón central; utilizado en todas las aeronaves con tecnología Fly-by-wire por parte de Airbus.

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Listado de figuras Página

Figura 1. Extracto del New York Times, Sept. 23, 1947. 17 Figura 2. Northrop YB-49 “Flying Wing”. 18 Figura 3. Sistema Geodésico Mundial 1984. 25 Figura 4. Constelación del GPS. 26 Figura 5. Set de mano para el usuario. 26 Figura 6. Segmento de control del GPS. 27 Figura 7. Código de comparación PRN. 28 Figura 8. Resolución de posición GPS. 28 Figura 9. Ancho de banda de señales transmitidas por los satélites del GPS. 29 Figura 10. Sistema inercial básico. 34 Figura 11. Plataforma estable. 36 Figura 12. Plataforma de cardán (triaxial). 37 Figura 13. Efecto de la inclinación del acelerómetro. 37 Figura 14. Precesión aparente. 38 Figura 15. Fenómeno del péndulo de Schuler. 39 Figura 16. Referencias geográficas terrestres. 41 Figura 17. Medición de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave. 42 Figura 18. Principio de funcionamiento del giróscopo de anillo de láser. 43 Figura 19. Principio de funcionamiento del giróscopo fibro-óptico. 43 Figura 20. Topología del bus ARINC 429 y el efecto de añadir unidades. 46 Figura 21. Bus de información ARINC 429 y su formato de codificación. 47 Figura 22. Formato de “palabras” de información del bus ARINC 429. 47

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Figura 23. Bus de información MIL-STD-1553B. 48 Figura 24. Formato de “palabras” de información del MIL-STD-1553B. 49 Figura 25. Transacciones típicas de información del MIL-STD-1553B. 50 Figura 26. Topología de buses MIL-STD-1553B y ARINC 629. 50 Figura 27. MCDU típico de Airbus. 52 Figura 28. Distribución típica del FMC CDU de Boeing. 53 Figura 29. (a) Esfera en una depresión – equilibrio estable. (b) Esfera 55

en una colina – equilibrio inestable. (c) Esfera en un plano – equilibro neutral. (d) Esfera en una montura – equilibrio inestable.

Figura 30. Definición de los ejes de control de vuelo. 56 Figura 31. Ejemplo de superficies de control de vuelo – EAP. 58 Figura 32. Ejemplo de superficies de control de vuelo – A320. 59 Figura 33. Ejemplo envolvente de una aeronave (Mach vs altitud). 61 Figura 34. Sistema de control electromecánico de una aeronave. 63 Figura 35. Actuador de spoiler de un avión BAE Systems 146. 66 Figura 36. Diagrama a bloques simplificado de un actuador electrohidráulico 67

redundante. Figura 37. Actuador de timón de un avión PANAVIA Tornado. 68 Figura 38. Configuración de movimiento del actuador de un avión EAP. 68 Figura 39. Actuadores de plano canard, flaperón y timón de un avión EAP. 69 Figura 40. Comparación de FBW en alto nivel entre Boeing y Airbus. 70 Figura 41. Sistema de control de vuelo del avión A320. 71 Figura 42. Sistema primario de control de vuelo del avión B777. 74 Figura 43. Unidad de control electrónico de actuadores (ACE). 75 Figura 44. Computadora primara de control de vuelo del avión B777. 76 Figura 45. Definición de control de vuelo, navegación y administración. 77

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Figura 46. Referencia “1” de antenas de los sistemas de navegación 89 de la aeronave.

Figura 47. Referencia “2” de antenas de los sistemas de navegación 90

de la aeronave.

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Listado de Tablas Página

Tabla 1. Diferencias en AFS entre Airbus y Boeing. 54 Tabla 2. Sistemas de control y sus aplicaciones. 64 Tabla 3. Código de color utilizado para los diversos sistemas de aviónica 87

en el presente anexo. Tabla 4. Aviónica de corto alcance. 87 Tabla 5. Aviónica de largo alcance. 88 Tabla 6. Aviónica de aproximación y aterrizaje. 88 Tabla 7. Receptores y/o transmisores. 89

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Introducción

El hombre siempre ha buscado la manera ubicarse en cualquier parte del planeta y del

universo y ha creado diversos métodos para referenciar su posición. En su afán de traducir esta posición en datos más útiles como lo son velocidad, altitud o distancia recorrida en cierto tiempo, se han creado sistemas de navegación que en la antigüedad iban de navegación por reconocimiento del terreno cercano hasta la navegación por medio de los astros.

Es hasta en tiempos recientes que métodos más sutiles de navegación como lo son la

navegación con ayuda de un sistema satelital o por medio de sistemas inerciales se han adoptado en la aviación al ser una industria que no puede permitirse el lujo de manejar inexactitudes en sus cálculos ya que la vida de personas se encuentra en juego.

El manejo y análisis de esta información por parte de una persona sería demasiado

complicado por lo que las computadoras existentes en las aeronaves resultan de una ayuda invaluable; éstas permiten que la tripulación se libere de mucha carga correspondiente al control y nivelación de la aeronave así como de la interpretación de la información enviada por los sistemas de navegación.

Es importante mencionar que la función de las computadoras quedaría oscurecida si

no fuera por los avances experimentados a su vez por los actuadores que controlan las superficies de control de una aeronave: a mayor altitud, velocidad y distancia que quiere viajar, se tiene un aumento de peso en el combustible, sistemas actuadores y sistemas alimentadores. Por tal razón, la disminución de tamaño y de los sistemas que alimentan a los sistemas actuadores es vital; de ahí el advenimiento de los sistemas FBW que han permitido enfocarse localmente en la actuación de los controles mediantes conexiones eléctricas y actuaciones hidráulicas o mecánicas, ahorrando espacio y peso en cuanto al accionamiento mecánico, que bien puede ser utilizado para otros propósitos.

Cabe mencionar que la interacción entre los sistemas de navegación y el control de la

aeronave da un punto de partida a lo que se comúnmente se conoce como piloto automático, que si bien no es el tema central de este trabajo, se puede inferir que todos los temas se relacionan al control y estabilidad de la aeronave, lo cual es el propósito número de uno de éste primero.

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Capítulo 1 – Estado del Arte: Cronología

1.1 GPS (Sistema de posicionamiento global)

Década de 1920 – Orígenes de la radionavegación.

Inicios de la Segunda Guerra Mundial – LORAN, el primer sistema de navegación en

emplear radioseñales con cálculo de desfase de tiempo en recepción, es desarrollado por

el Laboratorio de Radiación del MIT. Fue también el primer sistema (verdadero) de

posicionamiento en todas las condiciones meteorológicas, aunque sólo en 2 dimensiones

(latitud y longitud).

1959 – TRANSIT, el primer sistema de navegación satelital es desarrollado por el

Laboratorio de Física Aplicada (APL) Johns Hopkins. En sus orígenes, este sistema se

desarrolla para apoyar a la flota de submarinos de la Armada de los E.U.A, aunque prueba

ser de utilidad para el Sistema de Posicionamiento Global (GPS). El primer satélite de este

sistema es puesto en órbita en 1959.

1964 – TIMATION, un sistema satelital de la Armada de los E.U.A, es desarrollado en

el Laboratorio de Investigación Naval (NRL) para avanzar en el desarrollo de relojes de

alta estabilidad, capacidad de transferencia a tiempo y navegación en 2D. El trabajo

desarrollado por TIMATION en estándares de tiempo provee importantes bases al GPS. Su

primer satélite es lanzado en Mayo de 1967.

Diciembre 17, 1973 – Un nuevo concepto es presentado a la DSARC y se aprueba lo

que se conocería como NAVSTAR GPS, comenzando así la etapa de validación de concepto

(1ª fase del programa GPS. La configuración aprobada del sistema consiste en 24 satélites

colocados en órbitas inclinadas de 12 horas.

Julio 14, 1974 – El primer satélite NAVSTAR es puesto en órbita; designado como

Satélite de Tecnología de Navegación (NTS) No.1, es básicamente un satélite TIMATION

re-trabajado. El segundo (y último) de los satélites de esta serie (NTS) es lanzado en

1977. Estos satélites son usados con propósitos de validación de concepto y llevaban los

primeros relojes atómicos que lanzaron al espacio.

1982 – Se aprueba por parte del Departamento de Defensa de los E.U.A la decisión de

reducir la “constelación” de satélites GPS de 24 a 18 debido a una reducción de

presupuesto.

Septiembre 16, 1983 – Seguido del ataque con misil del vuelo 007 de la aerolínea

coreana Korean Air, el presidente estadounidense Ronald Reagan ofrece hacer el GPS

disponible a las aeronaves civiles, libre de costo, cuando el sistema se vuelva operacional.

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Este hecho marca el comienzo del paso de la tecnología GPS del ámbito militar a las

aeronaves comerciales.

1987 – El Departamento de Defensa de los E.U.A pide formalmente al Departamento

de Transporte del mismo país que asuma la responsabilidad de establecer una oficina que

responda a las necesidades civiles del GPS en cuanto al manejo de datos, información y

asistencia. En febrero de 1989, la Guardia Costera asume el papel de agencia líder del

servicio de GPS civil.

1984 – El “reconocimiento” se convierte en el primer mercado comercial del GPS. Para

compensar el número reducido de satélites disponibles en la época, se desarrollan técnicas

como el “GPS diferencial”.

Marzo, 1988 – El secretario de la Fuerza Aérea de los E.U.A anuncia la expansión de la

constelación de satélites del GPS a 21 unidades más 3 satélites de repuesto.

Marzo 25, 1990 – El Departamento de Defensa de los E.U.A, en acuerdo con el Plan

de Radionavegación Federal, activa por primera la Disponibilidad Selectiva (SA), que

degrada de manera deliberada la exactitud de la navegación por GPS.

Agosto, 1990 – La Disponibilidad Selectiva es desactivada durante la Guerra del Golfo

Pérsico; unos de los factores de esta decisión es la poca cobertura en 3 dimensiones que

se tenía a la fecha y de la limitada cantidad de transmisores de alta precisión.

1990-1991 – El GPS es usado por primera vez por las fuerzas aliadas en condiciones

de combate durante la Guerra del Golfo Pérsico.

Septiembre 5, 1991 – Los E.U.A ofrecen convertir el Servicio Estándar de

Posicionamiento (SPS) del GPS disponible a partir de 1993 a la comunidad internacional

sin cargos directos por un mínimo de 10 años. Esta oferta se anuncia en la 10ª

Conferencia de Navegación de la OACI.

Diciembre 8, 1993 – El Secretario de Defensa de los E.U.A declara formalmente la

capacidad de inicio operacional del GPS, significando que los 24 satélites en órbita y el

sistema en si, ya no se encuentran en etapa de desarrollo y que es capaz de mantener

una precisión de 100 metros.

Febrero 17, 1994 – La FAA, anuncia al GPS como el primer sistema de navegación

aprobado como sistema independiente de ayuda de navegación para todas las fases de

vuelo hasta la aproximación sin precisión.

Junio 8, 1994 – Se anuncia por parte de la FAA la implementación del sistema WAAS

para mejorar la integridad y disponibilidad del GPS para usuarios civiles en todas las fases

de vuelo. Se planea que sea implementado en 1997. [1]

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1.2 INS (Sistemas de navegación inercial)

Inicio de los tiempos – El ser humano se da cuenta que su cabeza funciona como una

sistema inercial de navegación. Cuenta con 2 de éstos y son parte del sistema vestibular

dentro de los oídos. Estos incluyen 3 sensores de aceleración rotacional (canales

semicirculares) y dos acelerómetros de 2 ejes (órganos otolitos). Éstos no permiten una

navegación a larga distancia, pero permiten al ser humano balancearse y moverse en la

oscuridad.

Siglo XVIII – Se utilizan relojes de péndulo para medir la aceleración debida a la

gravedad. Sin embargo, no se logra utilizar estos aparatos en plataformas móviles.

1852 – Jean-Bernard León Foucault logra medir la rotación de la tierra usando un

giróscopo de rueda de momentum y es él quien acuña el término giróscopo, del griego

“giro” (giros, γυρoς) y “vista” (skopos, σκoπoς).

1885 – M.G van den Bos patenta el primer girocompás.

1903 – El primer girocompás práctico es diseñado por Hermann Anschütz-Kaempfe.

Funciona bien en el laboratorio pero en la práctica en el mar no lo hace. Maximilian

Schuler observa que los resultados cuando el barco está orientado noreste-suroeste o

noroeste-sureste se deben a las aceleraciones laterales resultado de la rodadura lateral de

la nave. Descubre que para eliminar este error de sensibilidad, se puede sintonizar la

suspensión del girocompás; finalmente a esto se le termina llamando “Sintonización de

Schuler”.

Mediados de 1930s – Robert H. Goddard utiliza giróscopos de rueda con momentum

para la retroalimentación del control de actitud de cohetes.

Segunda Guerra Mundial – Giróscopos y acelerómetros son utilizados para guiar

misiles. Terminada la guerra, estas tecnologías son absorbidas por los Estados Unidos y la

Unión Soviética.

1950s – Los inicios de los sistemas de navegación inercial se desarrollan en los

Estados Unidos durante la guerra fría con la Unión Soviética. De algunas de las

aplicaciones que detonaron la investigación en los INS pueden mencionarse las siguientes:

Bombarderos de largo alcance: basados en la idea de que las tecnologías de

radionavegación no ayudarían en misiones en la unión soviética, se desarrollaron

trabajos liderados por C.S. Draper en el Laboratorio de Servomecanismos del MIT.

Submarinos: Con el desarrollo del primer submarino nuclear, el Nautilus, los

submarinos podían quedar sumergidos por meses con la necesidad de un sistema de

navegación precisa sin necesidad de salir a flote.

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Misiles: El proyecto Navaho, un misil supersónico de crucero,que desarrolló la

“North American Aviation”. Estos fueron los inicios del control de los misiles ICBM.

1962-1997 –Los misiles balísticos intercontinentales (ICBM) de la fuerza aérea

estadounidense comienzan a utilizar giróscopos con rodamientos de gas, que pueden ser

utilizados por años virtualmente sin desgaste.

Principios de 1970s – Después de la revolución del Silicio, los transistores y circuitos

integrados empiezan a acaparar la escena. Las misiones del APOLO empiezan a contar con

tecnología más barata que permiten una mayor velocidad de procesamiento de las señales

de los acelerómetros y giróscopos. Estas misiones llevan INS independientes que son

llevados en los Módulos de Excursión Lunar (LEM).

1970s – A partir de esta época, las regulaciones de la FAA obligan a las aerolíneas

estadounidenses a llevar 2 sistemas INS en todos los vuelos transoceánicos. El costo de

estos 2 sistemas es del orden de cientos de miles de dólares. Estos costos relativamente

exorbitados del INS fue uno de los factores primordiales del desarrollo del GPS. Se

empieza a demostrar de igual manera la precisión de los sistemas de navegación inercial

independientes.

1979 – Utilizando giróscopos electrostáticos, acelerómetros electromagnéticos y una

computadora de navegación con instrucciones micro-programadas y con memoria no

volátil de “cable magnéticos”, se desarrolla el navegador Autonetics N73, contendiente de

la tecnología utilizada en la milicia de los Estados Unidos.

Finales de 1970s – Los INS con giróscopos de anillo de láser empiezan a ser utilizados

por aeronaves comerciales.

1980s – Después de la implementación generalizada del GPS, las únicas aplicaciones

sin ningún tipo de ayuda del INS queda únicamente en submarinos, que no pueden recibir

señales GPS mientras se encuentran sumergidos, y los misiles balísticos intercontinentales

(ICBM), que no pueden confiarse en la disponibilidad del GPS en tiempos de guerra. Por

su parte, los giróscopos electrostáticos tienen su auge en los INS de, por ejemplo, el B-52.

[2]

16

1.3 Aviónica de control y estabilidad

Época moderna – inicio del siglo XX – Trabajos de Maxim (1897) y Lanchester (1897)

son pioneros en el ramo. Antes de eso, el trabajo de Routh (1877) basado en los trabajos

a su vez de Maxwell, resultan en un trabajo llamado “Estabilidad de un estado dado de

movimiento”. Resulta ser base teórica de la estabilidad “inherente” aunque su trabajo pasa

desapercibido salvo por matemáticos importantes.

Fin del año 1901 a 1932 – El trabajo hecho por los hermanos Wilbur y Orville Wright

aporta las bases del control manual y facilita el vuelo sin matemáticas “avanzadas”,

incluyendo los trabajos realizados por los países involucrados en la Primera Guerra

Mundial.

Junio 14-15, 1919 – Con un bombardero Vickers Vimy modificado, John W. Alcock y

Arthur W. Brown vuelan desde St. John’s, Newfoundland, Canada hasta Clifden, Condado

de Galway, Irlanda. Vuelos como éste, en los que no se contaba con los medios necesarios

de navegación y de control de un aeronave como se considerarían básicos en nuestro

tiempo, se deben a la crisis generada por la Primera Guerra Mundial, que obliga a dar

pasos agigantados en la aviación.

1924-1935 – Surgen teóricos en el Reino Unido, como Gates, Gamer, Cowley y Melvill

Jones, que comienzan a analizar las leyes que rigen el vuelo. Empiezan a entender de una

mejor manera la estabilidad del avión, sus modos de movimiento, la influencia del control

con retroalimentación y el retraso en la respuesta de las superficies de control, sólo por

mencionar algunos ejemplos.

1931 – Después de muchos esfuerzos por parte del Dr. Elmer Sperry y sus hijos

Laurence y Elmer Sperry Jr., éste último anuncia la culminación del “Piloto Automático

Sperry”. Esta unidad, basada en experimentos usando referencias giroscópicas que datan

desde 1909, fue ordenada por Eastern Airlines para sus aviones Curtiss “Condor”. Su piloto

automático de 1914 comenzó siendo eléctrico en sus sensores, mas no en su actuación.

Más tarde se optaría por la neumática para energizar los giróscopos y actuadores

hidráulicos.

Julio, 1933 – Wiley Post vuela su “Winnie Mae”, un Lockheed “Vega”, alrededor del

mundo en 115 horas, 3 minutos y medio. Haciendo uso de girostatos, control de paso en

las aspas del motor y radio-compás, entre otros, la era del piloto automático empieza a

desarrollarse de una manera vertiginosa en los Estados Unidos.

Septiembre 23, 1947 – Un C-54 ”Robert E. Lee” con ayuda de un piloto automático

Sperry A-12 con acoplador de aproximación y un control de potencia Bendix automático

vuela de Stephenville, Newfoundland, Canada hasta Brize-Norton, Inglaterra sin que una

sola persona tocara el control (Figura 1).

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Figura 1. Extracto del New York Times, Sept. 23, 1947.

1930s-1940s – Los trabajos de Nyquist (estabilidad de amplificador con

retroalimentación), Bode (gráficas logarítmicas, sensibilidad), Nichols, Phillips, Harris

(técnicas de servomecanismos), Evans (lugar de las raíces), vectores de tiempo, etc., son

desarrollados en esta época. Aunque sin ser casi aplicada esta teoría en el diseño de

control automático de vuelo en esa época, sin duda sentarían base para los avances que

se tendrían posteriormente en esta rama.

Finales de la Segunda Guerra Mundial – Se comienzan a usar los amplificadores

operacionales, derivados de las computadoras de control de disparo, y las calculadoras de

tarjetas programadas, a su vez derivados de máquinas de contadores.

18

1948 – Desarrollado por Northrop, el YB-49 (predecesor del B-2), vuela con los

primeros actuadores de control totalmente hidráulico para una aeronave. Este avión ya

contaba con un sistema de control de timón y amortiguador de balanceo holandés en una

configuración cuasi-FLY-BY-WIRE. En los Estados Unidos, se convierte en el primer avión

en utilizar el sistema Aumentador de Estabilidad (este término se acuña precisamente en

el sistema de este avión) (Figura 2).

Figura 2. Northrop YB-49 “Flying Wing”.

1954 – La fuerza aérea de los E.U empieza a volar prototipos de un interceptor (XF-

102) que más adelante, mediante avances en su aviónica y en sus sistemas de control

automáticos, se convertiría en el F-102A y por último en el F-106A, capaces de volar a

M=1.25 y M>2 respectivamente, cosa que el primero debido a ser sumamente inestable

en vuelo al ir aumentando la velocidad.

1960s – El Vickers VC-10 cuenta con un piloto automático de doble auto-monitoreo.

Los sistemas se vuelven capaces de detectar fallas operacionales y se sientan las bases de

los aterrizajes con piloto automático en el sector comercial. Desde ahí, los sistemas

empiezan a diseñarse triple o cuádruplemente redundantes.

1970s – El YF-16 se convierte en uno de los primeros cazas con sistemas Fly-by-wire.

Su avión de producción, el F-16 contaba con sistemas analógicos con sistemas hasta

cuádruplemente redundantes y niveles de protección de fallas de hasta 2 sistemas

inoperativos, en conjunto con una computadora que acoplara estas 2 características

descritas.

1972 – Entra en servicio el Lockheed L-1011 “Tristar” y se convierte en uno de los

eventos más representativos al ser certificado él su sistema de aterrizaje automático de

categoría III certificado por la FAA. [3]

Por otra parte, un F-8 Crusader modificado por la NASA, se convierte en el primer

avión de ala fija en volar con un sistema digital Fly-by-wire sin ningún apoyo mecánico de

emergencia. [4]

19

Finales de 1970s – Debido a la aparición de los sistemas digitales, surgen los

estándares de las nuevas unidades de aviónica: en el caso de la transmisión de datos, los

.estándares MIL-STD 1553, ARINC 429 y ARINC 629. El segundo ha permanecido como un

sistema bastante confiable que incluso hasta la fecha se sigue utilizando en la mayoría de

las aeronaves comerciales. [5]

Abril 12, 1981 – El primer vuelo del transbordador “Columbia” demuestra la suma de

todos los avances en navegación integral y control hasta la fecha. Información censada

como los ángulos de actitud del vehículo es dada por plataformas redundantes que

cuentan con diversos sistemas de detección de fallas.

1980s – Los controles activos empiezan a ser utilizados para aliviar no sólo de manera

mecánica problemas como el “Flutter”, modificación de carga alar en vuelo y el

amortiguamiento de los movimientos del avión en vuelo. Ejemplos de estos son aviones

como los aviones militares estadounidenses F-15 y F18, o el ruso Sukhoi Su-27.

1982-1983 – En el ramo de la aviación comercial, los sistemas Fly-by-wire se

empiezan a desarrollar de manera gradual; en el caso de los aviones Boeing 757 y 767,

algunas superficies de control como spoilers eran controlados de manera triple (2 sistemas

activos y uno en “stand-by”).

1988 – El Airbus A320 se convierte en el primer avión comercial en tener un sistema

Fly-by-wire de tiempo completo. Los avances en esta aeronave logran mejorar la

experiencia de vuelo, maximizar el desempeño aerodinámico mediante el censado de las

magnitudes que lo afectan y sobre todo, facilitando el mando de la aeronave por parte de

la tripulación. El “side-stick” se convierte en símbolo de los aviones de esta compañía, que

aunque ya no proveen de “retroalimentación sensorial” en cuanto al manejo de los

controles, la aeronave ya es extremadamente independiente.

1995 – Boeing introduce en el mercado el 777, su primer avión completamente Fly-

by-wire. Sus sistemas son capaces de detectar sus propias fallas, desplegar mensajes de

mantenimiento, indicar qué unidades remplazables son más propensas a fallas y provee

acciones para reiniciar localmente sistemas en caso de falla.

2000 a la fecha – El advenimiento de los sistemas digitales dan cabida a nuevos

sistemas de control, mediante tecnologías como Fly-by-optics o Power-by-wire (presente

en el Boeing 787, Airbus A380 y el caza Lockheed F-35), en los que la velocidad de

procesado de la información y economía de espacio con remplazo de sistemas mecánicos

por sistemas electro-hidráulicos se convierten en tendencias de diseños futuros. [3]

20

Capítulo 2 – Sistemas de navegación

2.1 Introducción a los sistemas de navegación

De la misma manera que un piloto automático libera al piloto de las operaciones manuales de vuelo, un sistema de navegación facilita las operaciones de dirección requeridas para dirigir una aeronave. Cuando los sensores son ligados un sistema de navegación, éste utiliza los datos provistos por los primeros para calcular la posición actual para el navegador; todo esto con el fin de manejar efectivamente todas las condiciones que se presentan en vuelo a altas velocidades.

2.1.1 Tipos de sistemas

Los sistemas de navegación pueden ser clasificados de acuerdo a varios criterios. Los sistemas se clasifican de acuerdo a sus capacidades, como lo pueden ser por reglas de vuelo visual únicamente o de todas condiciones meteorológicas. También pueden clasificarse como independientes o por referencias externas. Cada sistema tiene sus ventajas y desventajas, pero el presente trabajo se limita a describir ésta última clasificación: entre independientes y por referencias externas. 2.1.1.1 Sistemas independientes de navegación

Estos sistemas, como lo son por radar, celestial, INS, etc., son completos en lo que se refiere a que no dependen de datos transmitidos por fuentes externas.

2.1.1.2 Sistemas de navegación por referencias externas

Las ayudas por referencias externas incluyen aquellas que dependen de la transmisión de energía o información de una fuente externa hacia la aeronave. Mientras que las ayudas de estos sistemas referenciados tienen tanto enormes instalaciones como costos operativos para el sistema administrador, éstos tienen un mucho menor costo y equipo por parte del usuario.

2.1.1.3 El sistema ideal

Cada sistema de navegación tiene sus ventajas y desventajas. Un sistema de navegación en particular es seleccionado para el uso en una aeronave cuando sus ventajas sobrepasan a sus desventajas. En algunos casos, diversos componentes están incluidos en el sistema para proveer información adecuada y redundante para todas las posibles situaciones en vuelo. Un sistema ideal (teórico) de navegación debería tener las siguientes características:

- Información de ubicación y estado (groundplot): que deba indicar la posición y velocidad relativa a tierra. - Cobertura global: que sea capaz de posicionar y dirigir la aeronave de manera acertada y confiable en cualquier lugar del mundo. - Independiente: que no deba depender en ninguna especia de transmisión terrestre o satelital.

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- Flexible: que trabaje de manera adecuada sin importar los imprevistos; también, debe trabajar correctamente a cualquier altitud y velocidad.

2.1.2 Componentes

Los sistemas de navegación consisten en 3 partes: 1. La unidad central de procesamiento (CPU) o computadora. 2. Sensores recopiladores de información, tales como un rastreador estelar, GPS,

radar de censado terrestre o alguna de las NAVAIDS. 3. Una interfaz de entrada/salida (I/O) con el operador.

La unidad central de procesamiento admite toda la información disponible y la convierte en información utilizable para la navegación. Los paneles de control o teclados permiten al operador controlar y realizar entradas en la computadora. La información le es desplegada paneles, pantallas de radar o en pantallas de computadora. Componentes de hardware adicionales pueden incluir radares seguidores de terreno o cámaras de televisión. 2.1.2.1 Unidad de procesamiento

La mayoría de los sistemas de navegación son híbridos de los 2 tipos de computadoras que existen: analógicos y digitales.

Analógicas Las computadoras analógicas son más específicas en diseño y en función que las computadores digitales. Mientras que las computadoras analógicas procesan mucha información de datos similares, éstas no son flexibles y no pueden utilizarse para múltiples propósitos. Ejemplo de esto son los convertidores de datos escaneados por radar, que procesan las señales captadas por este último en señales de video. Los procesadores de video recopilan y procesan imágenes hacia las pantallas de video. Otros ejemplos pueden ser las computadoras de seguimiento de terreno y/o anticolisión con el terreno. Digitales Las computadoras digitales son más compactas y ligeras que las analógicas. Las calculadoras de bolsillo y las laptops son 2 ejemplos de la posible miniaturización de éstas (Se puede poner una gran capacidad de procesamiento en un espacio muy reducido, sin embargo su gran limitación reside en el costo). Un convertidor analógico de imágenes de radar es muy eficiente en el procesamiento de datos del radar, mas no puede utilizarse para otras aplicaciones. Por otro lado, las computadoras digitales pueden ser cargadas con software de navegación, programas de diagnóstico y otros muchos más. Estas computadoras pueden manipular matemáticamente información de cualquier manera imaginable, dado que lidian única y exclusivamente con información digital. La salida de las computadoras digitales puede que necesite ser convertida a un formato analógico para un uso más eficiente por parte del navegador, que en otro caso, la computadora digital, no podría hacerlo; ésta puede desplegar la información digital en una aproximación de información analógica. Mientras que una computadora digital puede realizar cualquier función matemática, ésta debe ser programada para

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esta operación; esta programación en pleno vuelo la mayoría de las veces no es posible.

2.1.2.2 Sensores

Existen muchos tipos de sensores que son utilizados para proveer de información a los sistemas de navegación. Algunos de ellos son:

- Rastreador estelar: su uso ha decaído, aunque su siguen siendo excelentes fuentes de información de posición. Generalmente rastrean cuerpos celestes y procesan la información de posición utilizando técnicas astronómicas. Su principal desventaja es que requieren de un cielo despejado.

- Radar Doppler: este tipo de radar, esencial para muchos sistemas navegación de las aeronaves, mide la velocidad con respecto a tierra y la deriva de la aeronave. Estas 2 informaciones pueden utilizarse en un sinnúmero de situaciones como lo es medir las distancias por medio de la velocidad relativa a tierra o calcular los vientos y dirección de la aeronave por medio del valor de deriva de la aeronave. Asimismo, su información puede servir para nivelar y verificar la velocidad relativa a tierra del INS.

- Sistema de rumbo: la fuente de rumbo magnético giro-estabilizada es corregida con el valor de la variación magnética local de rumbo. Esta función puede aplicarse de manera manual o automática desde una base de datos de la computadora. El curso magnético o verdadero pueden ser calculados mediante la aplicación de la deriva del radar Doppler o del inercial.

- NAVAIDS: son ayudas que pueden agregarse fácilmente un sistema de cómputo. Los datos de apoyo provistos por el VOR, TACAN o el DME proveen la misma información que un radar. La computadora necesita la posición y frecuencia del transmisor, que pueden ser programados en la computadora previo al vuelo. En ocasiones, la computadora aplica ciertas correcciones debidas a la variación magnética o el rango sesgado de la estación hasta la aeronave.

- Altímetro de presión: su información es una entrada para los cálculos de velocidad verdadera. Adicionalmente, puede utilizarse junto a la temperatura para calcular la altitud verdadera.

- Radar: cuando un radar de censado terrestre es incorporado a un sistema de navegación, la posición actual puede ser corregida basada en las mediciones que el primero regresa. El operador identifica la información que el radar regresa y mide el alcance y datos de apoyo de este sistema; es así como el operador determina la posición relativa del avión y actualiza su posición. Los sistemas automáticos permiten al operador pre-cargar las coordenadas de las ayudas del radar en una base de datos, seleccionar las posiciones actuales regresadas por las estaciones y pulsar un botón que actualice el sistema.

- Sensores de temperatura: la computador de datos de aire utiliza la información recolectada por los sensores de temperatura; los gradientes pueden usarse con la información de presión del altímetro para calcular la altitud verdadera.

- Velocidad verdadera: ésta puede ser calculada con la velocidad indicada, temperatura y presión. La velocidad verdadera junto con la información del viento puede usarse como apoyo para la verificación de la velocidad con respecto a tierra.

- Sistemas independientes: INS y GPS pueden actuar también como sensores para un sistema de navegación.

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2.1.3 Determinación de la posición

El problema eterno de la navegación es la determinación de la posición. Con un sistema de navegación, este problema se resuelve debido a que la computadora convierte la información de entrada en una posición actual, constantemente actualizada, de la aeronave; sistemas más avanzados proveen también información sobre la altitud, actitud, dirección y velocidad del vehículo.

Las matemáticas de la navegación sobre una superficie esférica han sido conocidas por varios siglos. Empezando por conocer una posición inicial, la computadora determina la distancia y dirección viajada desde el punto de inicio de navegación. La dirección de la aeronave, o rumbo, puede ser provista por el INS, GPS o el sistema de referencia de rumbo en combinación con la deriva del radar Doppler. La velocidad con respecto a tierra puede venir también de estos 2 últimos sistemas, o puede ser determinada por alguna de las NAVAIDS capaces de procesar los datos de apoyo.

La computadora multiplica la velocidad por un intervalo de tiempo para determinar la distancia recorrida. Esta distancia es proyectada a lo largo de la trayectoria de la aeronave para conocer la nueva posición. La trayectoria y la velocidad son procesadas y la posición actual es actualizada muchas veces por cada segundo transcurrido. Una base de datos de coordenadas puede ser añadida al sistema para determinar la distancia por recorrer y el tiempo estimado de llegada (ETA). Si la aeronave modifica su velocidad, el ETA se actualiza utilizando la nueva velocidad con respecto a tierra computada.

2.1.4 Algoritmo de decisión

Los sistemas de navegación determinan la posición tal como se describió anteriormente. El operador actualiza la posición con respecto a los posibles errores que puedan ocurrir eventualmente. Los sistemas más complejos tienen problemas adicionales:

- ¿Cuando éstos tienen varias fuentes que proveen información redundante, de qué manera decide la computadora cuál de estas fuentes utilizar?

- ¿Qué pasa si estos sensores están sujetos a errores? - ¿Qué pasa si el operador ingresa una actualización errónea en el sistema? - ¿Cómo se logra que la computadora tome decisiones simples? - ¿Se puede programar una computadora de tal manera que analice y corrija los

errores predecibles e impredecibles en el censado de datos?

La tendencia o parcialidad en la precisión de los datos y su variabilidad son 2 tipos de errores que enfrentan los sistemas de navegación que pueden ser resueltos con el uso de software estadístico.

Para compensar estos errores en el manejo de los datos censados, se puede emplear software de medición estadístico que evalúa la precisión de cada una de las fuentes de información y de sus datos en sí. Estos programas determinan el valor más probable de rumbo y velocidad con el fin de calcular la posición actual más acertada.

Un tipo de programa usada en la determinación de datos más acertados es llama “Filtro de Kalman”. Éstos son ampliamente utilizados en comunicaciones, electrónica y equipos controlados mediante computadora. Cuando se usa como parte de un sistema de

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navegación, el filtro Kalman calcula la posición más probable de la aeronave y actualiza los datos involucrados a cada actualización de posición. Éste compara la información actual (actualizada) contra la información previamente recabada.

Este filtro es un programa iterativo que requiere de muchas actualizaciones para lograr recaudar información confiable. También, puede evaluar la confiablidad de los datos y aceptar o no, las actualizaciones de posición. Este filtro protege al operador de datos imprecisos y hasta de errores inducidos por el operador.

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2.2 Sistema de Posicionamiento Global (GPS)

Sistemas de posicionamiento global (GPS) tales como el estadounidense “GPS”, el

sistema ruso “GLONASS” o el sistema europeo en desarrollo “Galileo” funcionan bajo los mismos principios. De hecho, dado que los 3 sistemas usan diferentes frecuencias y algoritmos, los receptores de los 3 sistemas pueden ser más precisos que un sistema de un solo sistema, y por lo tanto, los errores producidos pueden reducirse e incluso cancelarse.

El desarrollo de la constelación de satélites NAVSTAR GPS empezó con el lanzamiento del primero de sus satélites en 1977. Estos satélites eran puestos en órbitas controladas de manera precisa, permitiendo a los usuarios con equipos GPS recibir información para determinar su posición. La alta precisión del GPS era su punto fuerte, pero sus diferentes aplicaciones no estaban por detrás.

El GPS determina una posición referenciada a una malla común conocida como el Sistema Geodésico Mundial 1984 o WGS 84.

La malla de WGS 84 está basada en un modelo matemático y compensa el hecho de que la tierra no es una esfera perfecta (Figura 3).

Figura 3. Sistema Geodésico Mundial 1984.

Derivada usando mediciones satelitales precisas, éste crea un modelo bastante

aproximado de la superficie de la tierra. Como consecuencia, el WGS 84 provee de información altamente precisa comparada con las referencias de “datums” tradicionales. El valor agregado de la malla del WGS 84 es que la información de posición puede ser

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estandarizada en todo el mundo. La mayoría de los receptores son capaces de convertir información del WGS 84 en otras referencias comúnmente utilizadas.

2.2.1 Descripción general del sistema

El sistema GPS está compuesto de 3 segmentos: espacio, usuario y control. 2.2.1.1 Segmento del “espacio”

El segmento espacio está diseñado para tener 24 satélites (más repuestos) en 6 planos orbitales (Figura 4).Las órbitas están precisamente acomodas para que un mínimo de 4 satélites se encuentren visibles todo el tiempo no importando la posición en el globo.

Figura 4. Constelación del GPS.

2.2.1.2 Segmento del “usuario”

El segmento usuario consiste de equipos de usuario (UE), equipos de prueba y equipos de ayuda asociada (Figura 5).

Figura 5. Set de mano para el usuario.

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El equipo del usuario, usando información trasmitida por los satélites, determina la posición, altitud, y velocidad del usuario. Las transmisiones de los satélites también permiten al UE evaluar la precisión de la información de navegación recibida. Esto se encuentra basado en las verificaciones ya incorporadas de su desempeño, la configuración de la constelación de satélites que esté a la vista y la relación de interferencias de señal experimentada por el equipo. 2.2.1.3 Segmento del “control”

El segmento del control incluye una red de estaciones de monitoreo y antenas terrestres colocadas a través de todo el planeta (Figura 6).

Figura 6. Segmento de control del GPS.

Las estaciones de monitoreo rastrean todos los satélites que estén a la vista y

monitoreo la integridad o “salud” del sistema. La información de las estaciones de monitoreo es enviada y procesada por la Estación de Control Maestro (MCS). Esta información es entonces usada para refinar y actualizar las señales de navegación del satélite. Estas correcciones son transmitidas a cada uno de los satélites mediante las antenas en tierra.

La MCS se encuentra localizada junto al Centro Consolidado de Operaciones Espaciales de los E.U.A en Peterson Field, CO. Tres antenas terrestres se encuentran localizadas en las islas de Diego García, Ascensión y Kwajalein. Adicionalmente, existen 5 estaciones de monitoreo en Hawaii y Colorado (E.U.A) y otras 3 junto a las 3 antenas terrestres.

2.2.2 Teoría de su operación

El UE es capaz de determinar la posición, velocidad e información del tiempo mediante la recepción de señales intercaladas de cierto número de satélites. Midiendo la diferencia de tiempos de transmisión y recepción y multiplicando este intervalo de tiempo

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dt por la velocidad de la luz, la distancia al satélite puede ser determinada. En un sentido general, este funcionamiento es muy similar al del TACAN DME, con una gran diferencia:

El TACAN DME es sistema activo en el que una señal debe ser enviada desde la aeronave a la estación TACAN seleccionada. La estación en tierra en turno envía una señal de réplica al avión. El equipo TACAN entonces mide el intervalo dt y luego calcula y despliega la distancia a la estación. En cambio, el GPS es un sistema pasivo; ninguna señal es transmitida por el UE hacia el satélite. Entonces, surge la pregunta ¿Cómo puede el usuario o receptor determinar cuándo fue transmitida una señal por el satélite? La solución es codificar la señal de satélite de tal manera que el receptor sepa cuándo fue transmitida ésta.

Con el fin de codificar la señal con su tiempo de transmisión, el satélite genera lo que se conoce como una secuencia o código de Ruido Seudo-Aleatorio (PRN). Este código es transmitido continuamente por cada satélite. Al mismo tiempo, el UE genera simultáneamente un código idéntico. Cuando el equipo recibe la señal del satélite, éste lo compara con el código que él ha estado generando. Por ejemplo, si la señal llega al receptor con el mismo código generado hace 2 segundos, se podrá saber que a la señal de satélite le tomó 2 segundos llegar (Figura 7).

Figura 7. Código de comparación PRN.

Si se sabe la posición del satélite en el espacio y la distancia a él, se infiere que el receptor se encuentra en algún lugar del planeta teniendo el satélite como centro. Con 2 satélites visibles, la posición del usuario es algún lugar sobre el círculo que representa la intersección de las esferas. Un tercer satélite provee una esfera adicional de posición de cuya intersección con las otras 2 define una navegación tridimensional fija con errores de temporalidad o sincronización (Figura 8 – con fines de claridad muestra este concepto en 2 dimensiones).

Figura 8. Resolución de posición GPS.

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Un cuarto satélite permite eliminar la mayor parte de estos errores de sincronización.

La precisión de la navegación puede ser dependiente de la precisión del proceso de medición (cuán precisa es la señal digital procesada), la precisión de las posiciones de los satélites, y la precisión y estabilidad de los relojes de los satélites y del receptor.

El equipo del usuario debe ser capaz de rastrear la señal del satélite dentro de un rango de 3 nanosegundos (3 x 10-9 segundos). Esto es equivalente a 1 metro de error de posición. Si la precisión de navegación deseada es del orden de 10 metros, se debe ser capaz de establecer la posición del satélite en un tiempo determinado dentro de 10 metros. Este no es un problema trivial dado que el satélite se encuentra en movimiento y es sujeto a atracciones gravitacionales y vientos solares, y medir y predecir su posición dentro de un rango de 10 metros como una función de tiempo es bastante difícil. Afortunadamente, esta información efeméride (orbital) es trasmitida al receptor en forma de información de “almanaque”.

Las estaciones en tierra monitorean de manera continua a cada satélite de tal manera que su posición sea corregida y transmitida a otros satélites de la red. Cada satélite transmite sus coordenadas, un factor de corrección de tiempo y otros datos. Receptores GPS de cuatro canales pueden utilizar un solo canal por satélite para mantener su posicionamiento y actualización continua. Receptores con menos de 4 canales deben cambiar de manera frecuente sus frecuencias y buscar nuevos satélite que limiten la respuesta del sistema.

Los satélites transmiten 2 señales codificadas: el código (P) de precisión en los 1227.6 MHz y el código (C/A) de adquisición sin refinamiento en los 1575.42 MHz (Figura 9).

Figura 9. Ancho de banda de señales transmitidas por los satélites del GPS.

Ambos códigos transportan el mismo tipo de información. El código C/A es transmitido con errores intencionales para negar la posición exacta a usuarios no autorizados. El código P, tal como el código Y, no incluye estos estos errores intencionales. Para evitar la encriptación del código Y, los receptores diferenciales GPS (DGPS) son diseñados de tal manera que reciban las señales GPS, así como una quinta señal del transmisor en tierra.

Estos transmisores diferenciales pueden determinar fácilmente los errores diferenciales mediante la comparación de sus posiciones GPS con las coordenadas del transmisor. La diferencia reside en el error intencional. Los transmisores en tierra calculan

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la desviación intencional del código C/A de tal manera que los receptores puedan quitar la posición errónea si en el uso de los códigos Y y P.

2.2.3 Errores en los cálculos

2.2.3.1 Error de reloj y seudo-alcance

Se asume que los equipos del usuario y del satélite se encontraban generando seudo-códigos exactamente al mismo tiempo, pero en realidad, esto no sucede así. Cada satélite cuenta con un reloj atómico con precisión de nanosegundos (10-9 seg.). Alcanzar la máxima precisión sincronizando los códigos requeriría que todos los usuarios portaran relojes atómicos con una precisión similar, aumentando significativamente el tamaño y costo de cada equipo receptor. Como compensación, cada equipo de usuario está equipado con un reloj de cristal de cuarzo.

Dado que la precisión de un reloj de cristal de cuarzo no se le acerca a la de un reloj atómico, existe una diferencia entre el tiempo del sistema de satélites GPS y el tiempo de los equipos de usuario. Como resultado, la generación de los 2 seudo-códigos no está perfectamente sincronizada y un error de alcance es inducido. En vez de determinar el alcance actual, se mide el alcance aparente, o seudo-alcance al satélite. Este problema particular es conocido como desviación del reloj. Ésta afecta de manera pareja todas las mediciones del alcance. El problema es determinar la cantidad de error del reloj. Utilizando 3 satélites se puede determinar la posición en 3 dimensiones. Mediante el uso de un cuarto satélite y comparando los seudo-códigos, el equipo del usuario determina la cantidad de ajuste necesario para que las mediciones concuerden. 2.2.3.2 Error del reloj del satélite

Dado que las dimensiones reducidas de un satélite limitan a su vez las dimensiones del reloj, su precisión no se asemeja a los relojes atómicos en tierra. Como consecuencia, existe un error en el reloj de cada satélite cuando se compara con el sistema de tiempo del GPS maestro.

La generación del seudo-código del satélite está ligeramente no sincronizado y por tanto, un error en el alcance se induce. A este problema se le conoce como error del reloj del satélite. Para compensar este tipo de error, el segmento de control GPS entra en funcionamiento. La estaciones de monitoreo evalúan la precisión del reloj del satélite y la generación del seudo-código. Esta información es entonces transmitida a la estación de control maestro donde se realizan las correcciones de las transmisiones satelitales. Después de eso, la información es actualizada y enviada al satélite mediante las antenas terrestres. 2.2.3.3 Error de efeméride

La efeméride es la habilidad de determinar la posición de un cuerpo celeste (en este caso, de un satélite) en intervalos regulares de tiempo. El error de efeméride es causado por el satélite al no estar en la posición en la que se pensaba que estaba. Mediante el uso de técnicas teóricas de estimación, las computadoras de la estación de control maestro predicen cuál debería de ser la posición del satélite en un momento dado. Esta posición estimada es entonces comparada con la posición actual determinada por las estaciones

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monitoras. La información actualizada de la posición futura del satélite es entonces enviada a cada satélite de manera frecuente mediante las antenas terrestres. Cada satélite continúa transmitiendo estas correcciones a todos los usuarios. De esta manera se reduce el error de alcance originado por la incertidumbre de la posición exacta del satélite. 2.2.3.4 Error atmosférico de propagación

Se asume que las señales satélites de radiofrecuencia viajan a la velocidad de la luz, tal como sucede en condiciones de vacío como en el espacio. Pero de la misma manera en que la luz es refractada a través de un prisma, las señales de radiofrecuencia son desviadas y alentadas cuando entran a la ionósfera. El grado al cual la señal es afectada depende de las condiciones atmosféricas existentes entre el satélite y el receptor, y su ángulo cuando atraviesa la ionósfera. El error atmosférico de propagación puede causar una incertidumbre de hasta 40 metros. Midiendo el retraso entre señales, el error puede ser compensado por el equipo del usuario. Dado que sólo los equipos militares son capaces de medir las 2 frecuencias al mismo tiempo, los usuarios civiles deben vivir con este error.

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2.3 Sistemas de Navegación Inercial (INS)

Los primeros sistemas de navegación inerciales conocidos son del tipo que todos los

seres humanos (o vivos) tenemos en la cabeza: son 2 y son parte del sistema vestibular dentro del oído. Cada uno incluye 3 sensores de aceleración rotacional (canales semicirculares) y dos acelerómetros de doble eje (órganos otolitos). Aunque no permiten una navegación precisa a larga distancia, permiten al ser humano balancearse y caminar en total oscuridad.

En ingeniería se han diseñado diversos tipos de sistemas de navegación inercial con un mejor desempeño a larga distancia y que generalmente caen dentro de 2 categorías:

-De cardán o sistemas flotantes, en los que el ensamble de sensores inerciales (ISA) es aislado de las rotaciones del vehículo transportador. Este ISA también es llamado “plataforma inercial”, “plataforma de estabilidad” o “elemento estable”. -Anclados, en los cuales el ISA no se encuentra aislado de las rotaciones o movimientos, pero se encuentra montado semi-rígidamente a la estructura del vehículo en el que se encuentran.

2.3.1 Características

El sistema de navegación inercial es aceptado como un sistema ideal ya que cumple con todos los requisitos de éste. El INS provee un graficado de la aeronave con respecto a tierra sin importar la trayectoria de vuelo ni el desempeño de la aeronave. Un INS puede medir la velocidad con respecto a tierra independientemente del viento o de las condiciones meteorológicas. Un INS es completamente independiente de las transmisiones desde tierra y opera de manera pasiva.

Es independiente y portátil: la mayoría de las unidades pesan menos de 100 libras; algunos sistemas giroscópicos de anillo de láser pueden pesar inclusive hasta 20 libras. La necesidad de un sistema con estas propiedades a traído un desarrollo a tal punto que el INS es superior a casi cualquier otro sistema de navegación.

El INS provee de manera instantánea información precisa de velocidades, así como referencias de altitud y de rumbo precisas. La precisión del INS disminuye cuando el intervalo entre actualizaciones de posición aumenta. El INS mantiene su precisión para vuelos cortos sin actualizaciones de posición; sin embargo, para vuelos más largos se requieren de actualizaciones periódicas en vuelo.

2.3.2Tipos de sistemas inerciales

En los últimos años, la tecnología inercial ha dado grandes pasos; los primeros sistemas inerciales eran equipos voluminosos que pesaban varios cientos de kilos, cuya instalación tenía que ser precisa y cuya operación debía ser planeada a gran detalle. Hoy en día existen sistemas compactos que pueden caber en un maletín y pueden ser instalados en una aeronave si existe lugar disponible.

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Mientras algunos sistemas inerciales aún tienen giroscopios mecánicos, acelerómetros lineales de péndulo y plataformas de estabilidad, la mayoría ha evolucionado para mantenerse al mismo ritmo de los demás avances tecnológicos.

Los giróscopos acústicos, de anillo de láser y giróscopos electrónicamente suspendidos han remplazado a los giróscopos de cardán. Los acelerómetros acústicos y de laser remplazan a los acelerómetros lineales de péndulo.

Las computadoras altamente precisas y sensores de precisión han dado pie a modificaciones de las plataformas de estabilidad para que la carcasa del INS no tenga que estar alineada de manera tan precisa con el avión. En algún momento, el software realizará todas las funciones de la plataforma de estabilidad.

El principio básico detrás de los sistemas inerciales de navegación es el siguiente: partiendo de un punto conocido, se calcula la posición actual tomando la dirección y la velocidad a la cual se desplazó desde el inicio de navegación.

La diferencia entre otros sistemas de navegación y el INS es la manera en la que éste determina la dirección, las distancias y las velocidades. Las aceleraciones son detectadas por 3 acelerómetros lineales. Estas aceleraciones son integradas con respecto al tiempo para determinar los cambios en la velocidad. La velocidad es integrada por segunda vez para determinar la distancia recorrida. Los cambios en el vector de dirección son detectados con acelerómetros angulares. Cuando los sensores detectan cambios en la orientación del giróscopo, se generan señales de corrección para reorientar la plataforma de estabilidad a la posición original y determinar el nuevo vector de dirección. Los INS no requieren de otras entradas. Éstos evitar todas las entradas del medio ambiente, tales como la velocidad indicada o la verdadera, rumbo magnético, derrape o vientos que son necesarios para la navegación por estima.

2.3.3 Componentes

Los 5 componentes básicos de un INS son: 1. 3 acelerómetros lineales organizados ortogonalmente para proveer las

componentes de la aceleración en los ejes X, Y y Z. 2. Giróscopos para medir y usar los cambios de vectores del avión y orientar la

plataforma de estabilidad. 3. Una plataforma estable o de estabilidad orientada para mantener orientados los

acelerómetros lineales en X y Y orientados norte-sur y este-oeste para proveer la orientación Azimut y también mantener el eje Z alineado con el vector local de gravedad. La plataforma estable es necesaria para prevenir que el acelerómetro en el eje X o Y absorba la fuerza de gravedad y la interprete como una aceleración de la aeronave.

4. Integradores para convertir la información de aceleración sin procesar en información de velocidad y distancia.

5. Una computadora para calcular de manera continua la información de posición.

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2.3.4 Acelerómetros lineales

Los dispositivos de medición de aceleración son el corazón de todos los sistemas inerciales. Es importante que funcionen de manera confiable en todas las maniobras dentro de las capacidades del avión y que todas las fuentes de error posibles sean minimizadas.

Aceleraciones muy pequeñas y cambios en el rumbo en todas direcciones deben ser detectadas, y los cambios en temperatura y presión no deben afectar la operación del INS. Para lograr esto, el INS requiere 2 tipos de acelerómetros: lineales y angulares.

El tipo más simple de acelerómetro lineal consiste en una masa pendular que se encuentra libre para rotar alrededor de un eje pivote en el instrumento. Existe un detector eléctrico que convierte la rotación de la masa pendular en su eje pivote en una señal de salida. Esta señal de salida es usada para ajustar el péndulo por medio de torque a su posición original y, dado que la señal es proporcional a la aceleración medida, ésta es enviada a la computadora de navegación como una señal de aceleración de salida (Figura 10).

Figura 10. Sistema inercial básico.

Para obtener la aceleración en todas las direcciones, 3 acelerómetros están montados

perpendicularmente en una orientación fija entre si. Para convertir la aceleración en información útil, las señales de aceleración deben ser integradas para obtener la velocidad y esta información de velocidad es a su vez integrada para obtener la distancia recorrida.

Una de las fuerzas medidas por los acelerómetros lineales es la gravedad. Esta aceleración puede ser malinterpretada como una aceleración de la aeronave si la plataforma estable es inclinada de manera relativa al vector local de gravedad. Los acelerómetros no pueden distinguir entre aceleración actual y la fuerza de gravedad. Esto significa que los acelerómetros lineales en una plataforma estable deben mantenerse relativos a la superficie de la tierra (perpendicular al vector local de gravedad). Los giróscopos mantienen la plataforma estabilizada, y los acelerómetros nivelan y orientan en direcciones norte-sur y este-oeste.

2.3.5 Giróscopos

Los giróscopos son utilizados en sistemas inerciales para medir la aceleración angular y los cambios en orientación y rumbo.

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2.3.5.1 Giróscopos electrónicamente suspendidos

Estos giróscopos sin cardán consisten de una esfera que se encuentra suspendida en un campo magnético y gira electrónicamente. Desplazando el aire en la cavidad del giróscopo reduce la fricción. Esto resulta en un giróscopo casi sin fricción con promedios de precesión medidos en años. Los sensores ópticos miden la orientación de la esfera mediante la lectura de símbolos grabados en la superficie de la esfera.

2.3.5.2 Giróscopos de anillo de láser (RLG)

La precisión y confiabilidad de los sistemas de los sistemas de primera generación han mejorado de manera importante con la introducción de los sistemas de navegación inercial de giróscopo de anillo de láser. El INS RLG remplaza los acelerómetros de 3 masas pendulares con 3 acelerómetros RLG. Técnicamente, el RLF no es un giróscopo dado que no contiene partes móviles, pero proporciona la misma información que un giróscopo. El RLG está hecho de un bloque simple de vidrio con 3 agujeros perforados a través de éste para formar una geometría triangular. Dos de las aberturas están conectadas a espejos y el tubo triangular está relleno de helio, neón o algún otro gas inerte. Cuando el gas está cargado, el gas inerte produce 2 haces de láser rotatorios que son reflejados alrededor de su trayecto por los espejos. Ambos láseres emergen a través de un tercer agujero en el vidrio y son sobrepuestos uno contra el otro produciendo un patrón de interferencia. Conforme el RLG se mueve, un haz tiene un camino más largo que recorrer que el otro. Esto produce cambios en el patrón de interferencia que son detectados por fotoceldas. La velocidad angular y la dirección del movimiento son calculadas como aceleraciones.

2.3.5.3 Giróscopos acústicos

Otro desarrollo reciente es el sensor inercial basado en la tecnología de cristal de cuarzo vibratorio. Tal como el RLG, este no es un verdadero giróscopo. Los giróscopos acústicos son manufacturados de una sola pieza de sensor miniatura de frecuencia de cuarzo. Las aceleraciones angulares afectan los patrones producidos por un tenedor vibratorio sintonizador y resultan en torque sobre el tenedor, proporcional a la aceleración angular. Estos giróscopos aparecieron en unidades inerciales a finales de los años 90.

2.3.6 Plataforma estable

Los pilotos automáticos e indicadores de actitud usan plataformas giro-estabilizadas. La navegación inercial requiere simplemente una plataforma estable con altas especificaciones de precisión. Una plataforma giro-estabilizada en la cual se encuentran montados los acelerómetros se llama elemento estable.

Se encuentra aislada de los movimientos angulares del avión por medio de 3 cardanes concéntricos El elemento estable es la montura de los acelerómetros lineales, giróscopos y otro equipo de apoyo. El equipo de apoyo incluye motores a torque, servomotores, detectores, amplificadores y cableado. La efectividad de la plataforma estable está

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determinada por todas las partes que la conforman, no sólo por los acelerómetros y giróscopos.

Los acelerómetros lineales miden la aceleración en todas las direcciones y los giróscopos controlan la orientación de la plataforma. La plataforma debe contener al menos 2 giróscopos con 2 grados de libertad. Un diagrama simple de un giróscopo montado de 2 grados de libertad en una plataforma de un solo eje se muestra a continuación (Figura 11):

Figura 11. Plataforma estable.

Si se utilizan giróscopos de un solo grado de libertad, se necesitan 3 unidad, con cada giróscopo teniendo su propia retroalimentación y lazo de control. El giróscopo original de cardán no era muy acertado comparado con los estándares actuales, produciendo una considerable precesión giroscópica. Adelantos recientes tales como el giróscopo de cojinetes de aire o el giróscopo de suspensión electrónica tiene únicamente una diezmillonésima parte de la fricción de un giróscopo estándar y una precesión real despreciable. Los giróscopos actuales tienen un promedio de recesión real de menos de 360° en 30 años.

La propiedad deseada de un giróscopo que se requiere capitalizar es su estabilidad en el espacio. Un giróscopo rotando tiende a permanecer en su posición original. Un giróscopo de libre rotación alineado en el espacio tiene a permanecer apuntando en la misma dirección a menos que una fuerza actúe sobre él. En una plataforma estable, cualquier desplazamiento del marco de referencia por parte de elemento estable es monitoreado por detectores eléctricos en los giróscopos. Estas señales eléctricas son amplificadas y usadas para mover los cardanes de la plataforma para realinear el elemento estable a su posición original. INS más estables tienen una plataforma de 4 cardanes en una configuración tri-axial (Figura 12).

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Figura 12. Plataforma de cardán (triaxial).

La montura de 4 cardanes provee una rotación libre de 360 grados sobre el elemento

estable y así permite que se mantenga nivelado con respecto a la gravedad local y orientado hacia el norte verdadero. Éste es el norte establecido por los giróscopos y acelerómetros, sin importar la actitud de la aeronave en vuelo. Los cardanes de azimut, cabeceo y alabeo tienen 360 grados de libertad de rotación sobre su eje individual.

El cuarto cardán tiene topes que limitan la rotación en su eje. Este cardán sirve para prevenir el bloqueo de cardán, que es una condición que provoca que el elemento estable de vueltas. El bloqueo del cardán puede ocurrir durante algunas maniobras en vuelo, tales como una vuelta, cuando 2 de los ejes de los cardanes se alinean paralelamente, causando que la plataforma estable pierda uno de sus grados de libertad.

2.3.7 Medición de la aceleración horizontal.

La clave de un sistema inercial exitoso es la precisión absoluta en la medición de las aceleraciones horizontales. Una pequeña inclinación de la plataforma estable introduce una componente de la gravedad como aceleración de la aeronave y esto resulta en distancias y velocidades incorrectas (Figura 13).

Figura 13. Efecto de la inclinación del acelerómetro.

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Mantener los acelerómetros nivelados es trabajo del circuito de retroalimentación.

La computadora calcula la distancia recorrida a través de la superficie de la tierra y mueve su acelerómetro mediante un arco equivalente. Muchos factores afectan la alineación de los acelerómetros mediante el uso de este método.

La tierra no es una esfera perfecta, sino que está achatada en los polos o tiene una forma “Geoide”. Dado que la tierra no es una superficie pareja, existen desviaciones locales en la dirección de la gravedad. El circuito de retroalimentación opera con la premisa de que el arco calculado es proporcionado a la distancia recorrida. De hecho, el arco varía considerablemente debido a la forma de la tierra; las variaciones son más grandes en los polos.

La computadora debe resolver esta irregularidad convirtiendo esta distancia en un arco. Los acelerómetros se mantienen nivelados latitudinalmente de manera astronómica más que de manera geocéntrica. Utilizando la latitud astronómica, los acelerómetros se mantienen alineados con el horizonte local y también con el campo gravitacional terrestre. La retroalimentación de la computadora los mantiene estables y nivelados corrigiendo dos tipos aparentes de precesión. Si la unidad inercial se encontrara estacionaria en el Ecuador, sería necesario rotar los acelerómetros para mantenerlos nivelados debido a la rotación angular de la tierra de 15° por hora. También, el movimiento de la plataforma estable requeriría correcciones para mantenerlos nivelados.

Cuando se usa un sistema horizontal local, en el que los acelerómetros son mantenidos directamente sobre la plataforma del giróscopo, ésta debe ser sujetada con cierto torque por una señal de la computadora para mantener la plataforma estable de manera horizontal (La Figura 14 describe las precesiones aparentes).

Figura 14. Precesión aparente.

Cualquier error minúsculo tratando de mantener la plataforma de forma horizontal puede inducir a un mayor error de cómputo en la distancia. Si un acelerómetro tomara una señal de error de una centésima de la fuerza de gravedad, el error en un vuelo de 1 hora sería de 208,000 pies (un poco más de 34 NM).

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En 1923, el Dr. Maximilian Schuler mostró un péndulo que con un período de 84.4 minutos podría resolver el problema de errores inadvertidos en la aceleración. Sin un péndulo tiene un período de 84.4 minutos, éste indica la vertical sin importar la aceleración del vehículo. El Dr. Schuler demostró que un aparato con un período de 84.4 minutos podría permanecer vertical sin importar cualquier aceleración en éste. El principio fundamental de este teorema es que si un péndulo tiene tuviera un brazo igual en distancia al radio de la tierra, la gravedad no tendría ningún efecto en el contrapeso. Esto es debido a que el centro del contrapeso estaría en el centro de gravedad de la tierra, y el brazo pendular siempre se mantendría vertical en todos los movimientos con respecto al punto pivote.

Dado que construir un péndulo de estas dimensiones es imposible, los dispositivos de un ciclo de 84.4 minutos pueden ser construidos utilizando giróscopos. El fenómeno del péndulo de Schuler previene la acumulación de errores que pudieran ser causados por la rotación de la plataforma y considerar la gravedad como una aceleración extra. Sin embargo, éste no compensa los errores en Azimut resultantes de la precesión del giróscopo rotatorio. La amplitud del ciclo de Schuler depende en la precisión total del sistema (La Figura 15 muestra un sistema Schuler).

Figura 15. Fenómeno del péndulo de Schuler.

Un giróscopo rotatorio sin estar fijado con cierto torque se orienta en el espacio y da

la impresión de moverse cuando la tierra gira bajo él. Esta situación no es conveniente para sistemas viejos debido a que los acelerómetros no son mantenidos perpendiculares a la vertical local. Para orientar el giróscopo con respecto a la tierra se debe controlar la precesión aparente. Si una fuerza es aplicada al eje de una rueda de giróscopo en rotación que está libre en una estructura de cardán, la rueda se mueve en ciertos ángulos a la derecha de la fuerza aplicada. A esto se le llama “aplicar torque” a un giróscopo y puede ser considerado como precesión mecanizada o inducida. Un torque continuo, aplicado en el eje apropiado por elementos electromagnéticos llamados “torques”, reorienta la rueda del giróscopo para mantener el elemento estable nivelado con respecto a la tierra y lo mantiene orientado hacia el norte.

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Una computadora analógica o digital determina el torque por aplicar a los giróscopos mediante un ciclo que sintonizado utilizando el principio del péndulo de Schuler. La corrección necesaria para la velocidad de la tierra depende en la posición de la aeronave mientras que la corrección por aplicar alrededor del eje vertical depende de la velocidad de la aeronave.

Es muy importante que el elemento estable se encuentre nivelado con precisión con respecto a la vertical local y alineado en Azimut con respecto al norte verdadero. La nivelación precisa del elemento estable es completada previo al vuelo por los acelerómetros que miden la aceleración horizontal del avión. El elemento estable es movido hasta que las salidas de los acelerómetro en X y Y son cero “0”, indicando que éstos no se encuentran midiendo ningún componente de la gravedad y que la plataforma se encuentra nivelada. La alineación del Azimut con el norte verdadero es completada antes del vuelo mediante la inicialización de la salida del compás magnético y aplicando variación para acercarse a la referencia del norte verdadero. Es en este punto que la acción del Giro-Compás es realizada; este proceso usa la habilidad de los giróscopos para detectar la rotación de la tierra.

Si el elemento estable está desalineado en Azimut, el giróscopo oriental percibe una velocidad errónea de la tierra y causa una precesión en el eje oriental. Esta precesión causa que el acelerómetro del norte se incline. La salida de este acelerómetro es entonces utilizada para proporcionar torque a 2 giróscopos, oriental de y Azimut, para asegurar la alineación al norte verdadero y una condición de nivelación. En giróscopos más modernos, el giróscopo no puede ser físicamente ajustado con torque, porque éste ya sea que no se mueva o esté electrónicamente suspendido. En estos sistemas, la plataforma estable es nivelada matemáticamente utilizando información del giróscopo. La orientación precisa de los acelerómetros en X y en Y en la plataforma estable es menos crítica dado que la computadora puede corregir cualquier orientación errónea. La nueva generación de INS puede trabajar sin plataformas estables, con orientaciones y estabilidad mantenidas matemáticamente con las entradas del acelerómetro.

2.3.8 Integrador

El procesamiento de la aceleración es hecho con el integrador. Éste integra la entrada para producir una salida: este componente multiplica la señal de entrada por el tiempo que éste se encontró presente. Una navegación precisa requiere de una integración extremadamente precisa. Una de los integradores análogos más usados es el amplificador DC, que utiliza una corriente estabilizada a un valor proporcional específico a un voltaje de entrada. Otro integrador análogo es el tacómetro-integrador AC que utiliza una entrada para girar un motor, que físicamente hace girar el tacómetro-generador, produciendo un voltaje de salida. La rotación del motor es proporcional a la integral de la aceleración.

2.3.9 Computadora

La computadora cambia las salidas del integrador en información útil de navegación. Para realizar esto, un acelerómetro está montado y alineado al norte y otro se encuentra montado a 90° con respecto al primero, para percibir aceleraciones de este-oeste.

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Cualquier movimiento de este sistema indica la distancia recorrida en movimiento este-oeste y norte-sur.

El INS mantiene una referencia local de la vertical y mide la distancia recorrida sobre una esferoide perpendicular de referencia a la vertical loca. En este esferoide, la latitud y la longitud de la posición actual son medidas continuamente mediante la integración de la velocidad.

Θ representa latitud y λ representa longitud. Los ejes son designados como X, Y y Z, correspondiendo al este, norte y la vertical local; esto define sus direcciones positivas (Figura 16).

Figura 16. Referencias geográficas terrestres.

La vertical local (Z) es dada por la plataforma estable. Esta es la dirección de

referencia fundamental. Para completar la alineación de la plataforma, el INS usa la alineación del giro-compás para establecer el norte verdadero (Y). La alineación del giro-compás establece la alineación la alineación de la plataforma con respecto al eje de revolución de la tierra o mejor conocido como el Polo Norte. El INS es capaz de realizar esto con una precisión de 10 minutos de arco o menos. Después de la alineación, la plataforma se mantiene orientada al norte verdadero y la vertical local sin importar las maniobras de la aeronave.

Las componentes de velocidad con respecto a tierra (V) son medidas por el sistema a lo largo de los ejes X y Y (Figura 17).

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Figura 17. Medición de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave.

Estas componentes, Vx y Vy, incluyen todos los efectos sobre la aeronave, tales como

el viento, termales, aceleraciones producidas por los motores y las desaceleraciones de los frenos aerodinámicos. Algunas de las lecturas digitales representan las velocidades con respecto a tierra.

Los ángulos entre la actitud de la aeronave y la actitud de la plataforma de la aeronave se encuentran continuamente monitoreados por sincro-transmisores. Los cambios en guiñada, alabeo y cabeceo de la aeronave con respecto a la plataforma y su juego de cardanes, es medida por cada uno con respecto a la actitud de cada uno de los otros sistemas; en otras palabras, cada cardan retroalimenta a los demás. Los sistemas de navegación avanzados son diseñados comúnmente con un INS como un componente esencial. La confiabilidad del INS es excepcional y la precisión manejada por estos sistemas se encuentra únicamente detrás de la del GPS. [6]

2.3.10 INS actuales con giróscopos de tecnología láser y de onda ligera

Los láseres son fuentes de luz de fase coherente. La luz coherente en fase viajando a través de un camino plano experimentará un salto ligero de fase cada vuelta que será proporcional a la velocidad inercial de rotación de su camino en un plano; a esto es a lo que se le conoce como “efecto Sagnac”. Los giróscopos de onda ligera comparan las fases de 2 haces de fase coherente viajando en direcciones opuestas por el mismo camino. Todos requieren de estabilidad mecánica con tolerancias ópticas ya que exhiben cierto grado de desfase angular, por muy mínimo que sea. 2.3.10.1 Giróscopo de anillo de láser (RLG)

Utilizan un segmento de laser dentro de un camino cerrado poligonal con espejos en las esquinas. Estos son giróscopos integradores digitales, con velocidad de fase entre los haces contra-rotatorios proporcional a la velocidad de rotación inercial (Figura 18).

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Figura 18. Principio de funcionamiento del giróscopo de anillo de láser.

Después de su invento en la década de los años 60, tomaría una década más hacerlos

prácticos dado que se presentaba el problema de “bloqueo” por la dispersión presentada en los 2 haces contra-rotatorios, creando una zona muerta donde la información de velocidad era cercana a cero. 2.3.10.2 Giróscopo fibro-óptico (FOG)

Estos giróscopos utilizan miles de filamentos de fibra óptica para incrementar la sensibilidad de fase, multiplicando el número de filamentos por el salto de fase por turno. Para ambos haces se puede utilizar una fuerte externa de láser común (Figura 19).

Figura 19. Principio de funcionamiento del giróscopo fibro-óptico.

Existen 2 estrategias básicas para el censado de velocidad de rotación:

- FOGs de lazo abierto: Su diseño se compara las fases de 2 haces contra-rotatorios. Estos son en efecto giróscopos de velocidad, con el cambio relativo de fase entre los haces de luz contra-rotatorios proporcional a la velocidad de rotación inercial normal al plano del camino del haz. Los FOGs utilizados en navegación inercial pueden tener rangos dinámicos del orden de 103, sensilibidad (ej.: entradas mínimas detectables) ≥ 10-2 grados/hora y estabilidad contra distorsión del orden de 1 grado/hora (o mejor).

- FOGs integradores de lazo cerrado o Closed Loop IFOGs: los diseños de lazo cerrado utilizan la retroalimentación de la fase de salida hacia un modulador de luz

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en el lazo para anular la salida; éstos son giróscopos integradores bastante efectivos ya que pueden tener rangos dinámicos del orden de 106, errores no lineales ≤ 10-5 y estabilidad contra la distorsión del orden de 10-2 grados/hora (e incluso mejor).

2.3.11 Tecnología MEMS

Los Sistemas Microelectromecánicos (MEMS) evolucionaron del semiconductor de Silicio desarrollado en los años 70 como una forma menos costosa de tecnología para sensores por debajo de la escala de los milímetros.

A esta escala, la relación de superficie-volumen se vuelve enrome, y las fuerzas electrostáticas son significativas. Las frecuencias de vibración también se incrementan a medida que el tamaño disminuye, por lo que hace muy efectivos a esta escala a los giróscopos vibratorios de fuerza de Coriolis. En general, existen 2 tipos de giróscopos que utilizan esta filosofía:

- Acelerómetros MEMS de lazo abierto: Varios acelerómetros MEMS son de “lazo cerrado” en el sentido que ningún lazo cerrado de retroalimentación de fuerza se utiliza. Este tipo de acelerómetros tiene varios usos como puede ser el medir esfuerzos superficiales con ayuda de capacitores piezoresistores.

- Giróscopo vibratorio de fuerza de Coriolis o RVCG (Rotational Vibratory Coriolis Gyroscope): utilizando la fuerza de Coriolis, produce una inclinación sinusoidal en el momento censado por los capacitores que se incluyen en estos dispositivos. [2]

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Capítulo 3 –Conceptos de aviónica

3.1 Principios de la aviónica

Las 3 áreas principales donde la tecnología se ha desarrollado en componentes aviónicos son las siguientes:

- Procesamiento - Memoria - Transmisión

El presente trabajo se enfoca en la interacción entre sistemas de navegación y la

actuación de sistemas electro-hidráulicos y electro-mecánicos, por lo que se explicará a continuación únicamente un poco acerca de los protocolos de transmisión de datos o “buses” de información.

3.2 Buses digitales de información

El desarrollo de los buses digitales de información comenzó en 1974 con la especificación MIL-STD-1553 de la Fuerza Aérea Estadounidense. El protocolo ARINC 429 se convirtió en el primer bus de transmisión estándar en ser específico y de amplio uso en la aviación comercial, siendo utilizado ampliamente por los Boeing 757/767 y por los Airbus A300/310 a finales de los años 70 y principios de los 80. Aun siendo un protocolo desarrollado hace más de 30 años, sigue siendo el ARINC 429 sigue siendo utilizado en nuestros días en la aviación civil.

A principios de los años 80, Boeing desarrolló un bus digital de información más capaz denominado DATAC que posteriormente se convertiría en estándar ARINC 629; el Boeing 777 fue el primer avión y el único a la fecha que utiliza este protocolo más capaz.

Al mismo tiempo de estos avances, se hicieron posibles otros avances en procesamiento de datos, memoria y otros microaparatos electrónicos tales como aparatos convertidores Analógicos-Digitales, lógicos, etc., que hicieron posible la aplicación de la tecnología digital en los sistemas de las aeronaves.

El impacto más grande de la micro-electrónica en los sistemas aviónicos ha sido la introducción de buses digitales estandarizados que han mejorado enormemente la intercomunicación entre los sistemas de las aeronaves. Anteriormente, se requerían grandes cantidades de cableado para hacer llegar cada señal con el equipo que se quería operar. Los sistemas se fueron volviendo más complejos e integrados, por lo que este problema se agravó. Las técnicas de transmisión de información digital utilizan enlaces o “links” que envían flujos de información digital entre los equipos.

Estos links de información comprenden únicamente 2 o 4 cables enrollados, por lo que el cableado es reducido de manera importante. Los tipos comunes de transmisión de información digital son:

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- Una sola fuente, un solo receptor: ésta la primer aplicación y comprende un enlace dedicado de un equipo a otro. Esto fue desarrollado en los años 70 para ser utilizados en los sistemas de la aviónica del PANAVIA Tornado y el Sea Harrier. Cabe señalar que esta técnica no es utilizada para la integración de sistemas.

- Una sola fuente, múltiples receptores: ésta es una técnica utiliza un solo equipo de transmisión que manda información a diversos equipos receptores. El ARINC 429 es un ejemplo de este tipo de bus de datos que es utilizado ampliamente en la aviación comercial y de negocios.

- Múltiples fuentes, múltiples receptores: en este sistema, varias fuentes pueden transmitir información a varios receptores. Esto es conocido como un sistema “Full-duplex” y es ampliamente utilizado por usuarios militares (con el MIL-STD-1553B) y por el Boeing 777 (ARINC 629).

A continuación, una breve explicación de las características de cada uno de los

principales protocolos utilizados a la fecha:

3.2.1 Bus ARINC 429

Las características del ARINC 429 fueron acordadas entre las aerolíneas entre 1977 y 1978. ARINC es una corporación en los Estados Unidos cuyos accionistas comprenden tanto aerolíneas estadounidenses y extranjeras como a fabricantes de aviones, por lo que la convierte en una organización central dedicada a la especificación de estándares en equipos y requerimientos técnicos en la industria.

El protocolo ARINC429 opera en el modo “un sola fuente, múltiples receptores”. Sin embargo, si uno de los equipos receptores necesitan contestar con información, entonces requerirán un transmisor propio y además, no pueden responder por el mismo cableado. Este modo de operación tiene ciertas desventajas: si se requiere agregar equipo adicional, se requiere un nuevo set de buses (Figura 20). En el ejemplo, un máximo de 8 nuevos buses si cada uno de los enlaces requiere de transmisión bidireccional.

Figura 20. Topología del bus ARINC 429 y el efecto de añadir unidades.

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El ARINC 429 es por mucho el protocolo más común utilizado en la actualidad en las

aeronaves de transporte civil, regionales y de negocios. Desde su introducción en el B757, B767, A300 y A310, casi ningún avión se ha producido que no contenga este protocolo.

La implementación del bus ARINC 429 es un cableado aterrizado en los extremos y en cada una de las uniones intermedias. El elemento transmisor mostrado a la izquierda (Figura 21), está incluido en el equipo fuente y puede interactuar con hasta 20 terminales receptoras. La información puede ser transmitida a una velocidad de 12-14 kbps, o a una velocidad mayor de hasta 100 kbps, esta última velocidad es la que más se utiliza comúnmente.

La técnica de modulación es una puesta-a-cero bipolar (RTZ).

Figura 21. Bus de información ARINC 429 y su formato de codificación.

La técnica de modulación RTZ tiene 3 niveles de señal: ALTO, BAJO y NULO. Un

estado lógico “1” es representado por un nivel alto regresando a 0; un estado lógico “0” es representado por un estado bajo regresando a 0.

La información es transmitida a través del bus como palabras de 32 bits, como se muestra en la figura siguiente (Figura 22).

Figura 22. Formato de “palabras” de información del bus ARINC 429.

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El estándar contiene varias etiquetas y formatos establecidos de tal modo que un tipo

de equipo en particular siempre transmita información de una forma en particular. Esta estandarización tiene la ventaja que todos los fabricantes de un equipo en especial saben qué información esperar y cuando es necesario, se pueden añadir funciones al estándar.

3.2.2 MIL-STD-1553B

Este protocolo ha evolucionado desde la publicación original del MIL-STTD1553 en 1973. El protocolo se ha desarrollado a través de la publicación del MIL-STD-1553A publicado en 1975 hasta su última actualización en Septiembre 1978. La configuración básica de bus de información MIL-STTD-1553B se muestra a continuación (Figura 23):

Figura 23. Bus de información MIL-STD-1553B.

El bus de información comprende un par cableado por el cual la información pasa. El

estándar generalmente permite una operación dual y redundante.

El control del bus es efectuado por un BC que se encuentra conectado a cierto número de Terminales Remotas (RT) (hasta un máximo de 31) por medio del bus de información. Los RTs pueden ser procesadores por si mismos o pueden hacer interactuar un número de subsistemas (hasta un máximo de 310) con el bus de información. La información es transmitida a 1 MHz utilizando un reloj bifásico Manchester de formato digital.

La transmisión de información de forma verdadera a través de un cable, acompañada de un mensaje de error con capacidad de corrección, ofrece un enlace digital de información que es altamente resistente a la corrupción del mensaje.

Las “palabras” pueden ser formateadas como “palabras” de información, “palabras” de comando o palabras de estatus como se muestra en la Figura 24. Las “palabras” de información son “palabras” digitales de 16 bits mientras que las “palabras” de comando y de estatus están asociadas con el protocolo de transmisión de información. Éstas últimas

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se guardan en varios “compartimentos” para incluir varias direcciones, subdirecciones y funciones de control (Figura 24).

Figura 24. Formato de “palabras” de información del MIL-STD-1553B.

El MIL-STD-1553B es un sistema de comando-respuesta en el cual todas las

transmisiones son conducidas bajo el control del controlador del bus.

Dos transacciones típicas del protocolo se muestran en la Figura 25. En una transferencia simple de información del RT A al BC, el BC manda una transmisión al RT A, que responde tras un pequeño intervalo de tiempo con una “palabra” de estatus seguida inmediatamente por una o varias “palabras” de información (hasta un máximo de 32 palabras). En el ejemplo mostrado en la Figura 25, la transferencia de una “palabra” de información de RT A al BC tomará un tiempo de alrededor de 70 segundos. Para la transferencia de información entre RTs como se muestra de RT A a RT B, el BC envía una “palabra” de recepción de RT B seguida por una “palabra” de transmisión a RT A. RT A enviará una “palabra” de estatus acompañada de una “palabra” de información (hasta un máximo de 32 palabras) a RT B que responde mandando una “palabra” de estatus a BC, y así, concluye la transacción.

En la transacción RT a RT mostrada en la Figura 25 el tiempo transcurrido es de alrededor de 120 segundos para una solo “palabra” de información que podría parecer demasiado cara. Sin embargo, si el número máximo de “palabras” fueran transmitidas al mismo tiempo, el porcentaje de tiempo descendería.

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Figura 25. Transacciones típicas de información del MIL-STD-1553B.

3.2.3 ARINC 629

El ARINC 629, al igual que el MIL-STD-1553B, es un bus de información que opera como un protocolo de “múltiples fuentes, múltiples receptores” (Figura 26).

Figura 26. Topología de buses MIL-STD-1553B y ARINC 629.

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Esto es, cada terminal puede transmitir y recibir información a cada una de las otras terminales del bus de información. Esto permite una mayor libertad en el intercambio de información entre unidades en los sistemas de aviónica que la topología del ARINC 429. Además, las velocidades de transmisión de datos son mayores que en el ARINC 429 (100 kbps). El ARINC 629 opera a velocidades de 2 Mbps, o lo que es igual a 20 veces la velocidad del ARINC 429.

La topología de este bus de información es más flexible que unidades adicionales pueden ser aceptadas físicamente en el mismo bus. Una característica atractiva adicional es la habilidad de acomodar hasta un total de 131 terminales en un bus, aunque en una implementación realista de tráfico del bus, probablemente se evitaría esta demanda excesiva de terminales.

El protocolo utilizado por el ARINC 629 está basado en tiempo con un concepto anti-colisión en el cual cada terminal tiene su propio espacio/tiempo para transmitir información en el bus. Cada terminal decide de manera autónoma cuándo se encuentra su espacio disponible, y es entonces cuando transmite la información necesaria. Este protocolo fue la respuesta a la demanda civil del bus militar MIL-STD-1553B que utiliza un controlador específico de cuándo enviar información a través del bus. [7]

3.3Conceptos de aviónica de navegación y control

3.3.1 Fly-by-wire (FBW)

Es el nombre dado al sistema de control de vuelo eléctrico/electrónico utilizado en la actualidad en las aeronaves de pasajeros. Este concepto fue introducido en el Airbus A320 en 1988. En lugar de utilizar uniones mecánicas que operan los actuadores hidráulicos, los sistemas FBW mueven las superficies de control de vuelo mediante conexiones eléctricas cableadas hacia los motores.

En el corazón del sistema se encuentran las computadoras que convierten los comandos del piloto en señales eléctricas que son transmitidas a los motores, servos y actuadores que mueven las superficies de control. Un problema de este sistema es la falta de sensación o “feel” que el piloto experimenta. Otro lo es la confiabilidad de los sistemas FBW y las consecuencias en caso de una falla eléctrica o de las computadoras. Debido a esto, la mayoría de los sistemas FBW incorporan computadoras redundantes así como respaldos mecánicos o hidráulicos.

Por el contrario, los sistemas FBW ofrecen ventajas importantes:

- Las computadoras reducen la carga de trabajo del piloto y hacen posible la introducción del control automático.

- Reducción significativa en peso de la aeronave lo cual se traduce en menor consumo de combustible y ayuda considerablemente en la reducción de emisiones de CO2.

- Las computadoras ayudan a que la aeronave se navegue de manera más precisa y que siempre se encuentre dentro su envolvente de vuelo de protección. Por ende,

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la tripulación es capaz de lidiar con situaciones de emergencia si correr el riesgo de llevar a la aeronave fuera de su envolvente de vuelo o sobre exigir a la aeronave.

- Los fabricantes de aviones han podido desarrollar familias de aviones similares con cabinas que se asemejan en diseño y características de manejo, por lo que se reduce el costo de conversión de las tripulaciones y éstas se mantienen actualizadas en diversos tipos de aeronaves.

3.3.2 Flight Management System (FMS)

Los sistemas modernos de administración de vuelo (FMS) proveen la capacidad de planeación en avanzada del vuelo y la navegación. Utilizando una combinación existente de equipos de aviónica y su información, incluyendo GPS, VOR/DME, INS/IRS y “Dead Reckoning”, se puede los FMS puede proporcionar información en vuelo, en terminal o guía de navegación precisa, así como:

- Navegación integrada automática multi-sensorial. - Control y monitoreo sensorial. - Control de los displays y radar. - Instrucciones de cabeceo/dirección al piloto automático. - Navegación lateral multi-punto (LNAV). - Navegación vertical optimizada (). - Planear y predecir tiempos y consumo de combustible basado en la información de

vuelo. - Procedimientos de salida (DP) basados en información previa. - Aproximaciones, así como Rutas de Llegada a Terminal Estándares (STAR). - Control integral de radar y EFIS. - Monitoreo de la integridad del sistema. - Ejecución y mantenimiento del vuelo.

Figura 27. MCDU típico de Airbus.

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Figura 28. Distribución típica del FMC CDU de Boeing.

Los FMS requieren de 4 elementos básicos:

- FMC. - Sistema de proyección de información (puede ser el EFIS existente). - Unidad de almacenaje de información (DBU, Data Base Storage Unit) para

almacenar los puntos de la trayectoria a seguir. - Unidad de control de información con teclado (CDU).

Así como como otros sistemas críticos de seguridad en vuelo, el FMS puede ser

utilizado de manera dual. Cada sistema calcula la posición de la aeronave. Verificaciones cruzadas o “cross-checks” entre sistemas aseguran la validez y precisión de la información de vuelo, ofreciendo a la tripulación la redundancia de sistemas en él cálculo de posición y navegación.

Previo a la salida, los puntos de navegación (incluyendo los de salida y llegada) son ingresados a la FMC mediante la CDU para definir la ruta (en algunos sistemas se pueden definir hasta 100).La inicialización del FMS también incluye su actualización con parámetros operacionales de vuelos tales como el peso del avión y la carga de combustible.

La base de datos de navegación del FMS incluye aeropuertos y ayudas terrestres y requiere de una actualización periódica (cada 28 días con 13 ciclos de actualización por año). En vuelo, el FMS utiliza las entradas de sus sensores para calcular variables como el consumo de combustible, velocidad, position y ETA. Los límites verticales de vuelo son mantenidos por el Sistema de Navegación Vertical (VNAV) y el sistema de piloto automático de la aeronave. El VNAV monitorea los límites correctos de velocidad y altitud, tal como se encuentran determinadas en el plan de vuelo, y se asegura que se mantengan

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a lo largo de los puntos de verificación. Mediante la combinación de estas funciones automáticas, un vuelo puede realizarse de manera casi automática, desde el despegue hasta el aterrizaje. [8]

3.3.3 Sistemas de vuelo automático – Diferencias entre Airbus y Boeing

Los sistemas de vuelo automático pueden resumirse en FMS y FGS para todas las aeronaves; sin embargo, el enfoque otorgado a estas áreas difiere entre fabricantes. La Tabla 1 ilustra a grandes rasgos las unidades de control de cada área para el caso de Boeing como el de Airbus.

Sistemas de vuelo automático (AFS) FMS FGS

Boeing FMC FCC

AIRBUS FMGC (Familia de A320)

FMGC (Familia de A330/A340)

Tabla 1. Diferencias en AFS entre Airbus y Boeing.

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Capítulo 4 – Control en las aeronaves

4.1 Estabilidad, control y equilibrio

Es apropiado antes que nada definir qué es lo que se pretende decir en términos de estabilidad y control. Para hacer esto, se requiere introducir el concepto de equilibrio.

Un cuerpo está equilibrio cuando se encuentra en reposo o en movimiento uniforme (es decir, tiene momentos lineales y angulares constantes). Los ejemplos más comunes de equilibrio son los estáticos, es decir, cuerpos en reposo. El equilibrio de un avión en vuelo del segundo tipo, es decir, se encuentra en movimiento uniforme. Dado que las fuerzas aerodinámicas dependen de la orientación angular del avión relativa a su dirección de vuelo, y que su resultante debe balancearse exactamente con su peso, el estado de equilibrio es cuando no existe rotación; en otras palabras, es un movimiento rectilíneo traslacional.

La estabilidad, o la falta de ella, es una propiedad del estado de equilibrio. El equilibrio es estable si, cuando el cuerpo es perturbado ligeramente en cualquiera de sus grados de libertad, regresa a su estado inicial. Esto se ilustra en la Figura 29.a :

Figura 29. (a) Esfera en una depresión – equilibrio estable. (b) Esfera en una colina – equilibrio inestable. (c) Esfera en un plano – equilibro neutral. (d) Esfera en una montura

– equilibrio inestable.

El equilibrio inestable y el estado neutral se encuentran representados con la Figura 29.b y Figura 29.c, respectivamente. La Figura 29.d muestra un tipo de estabilidad más compleja; esto es que la esfera es estable con respecto al desplazamiento en la dirección Y, pero inestable con respecto a los desplazamientos en X. Esto tiene su

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contraparte en un avión, que puede ser estable con respecto a uno de los grados de libertad e inestable con respecto al otro.

Dos tipos de inestabilidad son de interés en la dinámica del avión. En la primera, llama inestabilidad estática, el cuerpo sale constantemente de su condición de equilibrio. Esa es la manera en que la esfera se comportaría en la Figura 29.b si fuera alterada. El segundo tipo de inestabilidad, llamado inestabilidad dinámica, es un fenómeno más complicado en el que el cuerpo oscila alrededor de su condición de equilibrio con una amplitud que siempre crece. [9]

4.2 Principios de control de vuelo

Todas las aeronaves están gobernadas por los mismos principios básicos de control de vuelo, tanto para el vehículo de combate más sofisticado y de altas prestaciones como para el modelo más simple.

El movimiento de un avión está definido en relación al movimiento traslacional y rotacional alrededor de un sistema fijo de ejes definidos. El movimiento traslacional es aquel por el cual un vehículo viaja de un punto a otro en el espacio. Para un avión ortodoxo la dirección en la cual ocurre el movimiento traslacional es la dirección a la cual está volando, la cual es también la dirección a la que apunta.

El movimiento rotacional se relaciona al movimiento de la aeronave alrededor de 3 ejes definidos: cabeceo, alabeo y guiñada (Figura 30).

Figura 30. Definición de los ejes de control de vuelo.

Esta Figura 30 muestra la dirección de la velocidad del avión con respecto a los ejes

de cabeceo, alabeo y guiñada. Una aeronave estará volando la mayor parte del vuelo de manera recta y nivelada, y el vector de velocidad será paralelo a la superficie de la tierra y apuntando hacia la dirección que el piloto haya escogido. Si el piloto desea ascender, el sistema de control de vuelo es requerido para girar la nave alrededor del eje de cabeceo (O-x) en un sentido de ascenso de la nariz para alcanzar cierto ángulo de ascenso. Alcanzada la altitud deseada, la aeronave rotará sentido cabeza-abajo hasta que ésta se encuentre volando recto y nivelado de nueva cuenta.

En la mayoría de las aeronaves de ala fija, si el piloto desea alterar el rumbo de la aeronave, éste necesitará realizar un giro para alinear la aeronave con el rumbo deseado. Durante el giro, las alas del avión son girada alrededor del eje de alabeo (O-y) hasta que cierto ángulo de banqueo es alcanzado.

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En un giro balanceado, la altitud de giro resultará en un cambio simultáneo de

orientación mientras que el ángulo de alabeo (comúnmente llamado ángulo de banqueo) sea mantenido. Este cambio en rumbo es de hecho una rotación alrededor del eje de guiñada (O-z). La diferencia entre ascenso (o descenso) y un giro es que el ascenso sólo comprende la rotación sobre un eje, mientras que un giro (o viraje) involucra la coordinación simultánea de 2 ejes. En un viraje coordinado, una componente del levantamiento de la aeronave actúa en dirección del giro, por lo que el levantamiento vertical disminuye. Si nada se hiciera para corregir esta situación, la aeronave empezaría a descender; por lo tanto, en una maniobra prolongada de viraje, el piloto debe alzar la nariz de la aeronave para compensar esta pérdida de levantamiento. En ciertos momentos durante el vuelo, el piloto puede incluso estar rotando la aeronave alrededor de los 3 ejes, por ejemplo, durante una maniobra de viraje con ascenso o descenso.

El sistema de control de vuelo de la aeronave permite al piloto ejercer control sobre el avión durante todas las fases de vuelo. El sistema provee superficies de control que permiten maniobrar a la aeronave y realizar cabeceos, alabeos y guiñadas. El sistema también está diseñado para proveer control estable en todas las partes de la envolvente de vuelo; esto requiere un entendimiento profundo de las interacciones aerodinámicas y movimiento dinámico del avión.

Los sistemas de control de vuelo deben brindarle a piloto asistencia física considerable para lograr oponerse a fuerzas aerodinámicas enormes actuantes en las superficies de control. Esto implica proporcionarle a los controles del avión una sensación artificial o “feel” artificial, para que el piloto no sobre exija estructuralmente al avión de manera inadvertida. Estos sistemas de “feel” necesitan proveer al piloto controles progresivos y bien armonizados que hagan del manejo de la aeronave algo seguro y fácil de hacer; “carefree handling” o manejo sin cuidado es un término actualmente utilizado para describir este requerimiento. Muchos aviones utilizan varios sistemas de control de vuelo automáticos para facilitar la pesada tarea de volar el avión y así reducir la carga de trabajo del piloto.

4.3 Superficies de control de vuelo

Los requerimientos de las superficies de control de vuelo varían de gran manera entre aeronaves dependiendo del uso, rango y agilidad necesitados por el vehículo. Estos requerimientos cambiantes pueden ser resumidos dando 2 ejemplos de tipos diferentes de aeronaves: un avión caza de gran maniobrabilidad, y por otra parte, un avión típico moderno de aerolínea.

Las superficies características se ejemplificarán mediante el EAP (Figura 31) y un A320 (Figura 32).

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Figura 31. Ejemplo de superficies de control de vuelo – EAP.

4.3.1 Caso de aeronave militar

El EAP representaba el estado-del-arte del caza militar definido por los fabricantes europeos a principios de los años 90. El EAP es similar al EFA o Eurofighter desarrollado por el consorcio hecho por Alenia (Italia), BAE Systems (Reino Unido), CASA (España) y Daimler-Chrysler (Alemania). 4.3.1.1 Controles primarios de vuelo del caso militar

El control de cabeceo es dado por las superficies móviles canard, localizados a los lados de la cabina (Figura 31). Estas superficies proveen un gran control de cabeceo requerido por una aeronave ágil de alto desempeño. La posición de los canards en relación con las alas vuelve inestable a la aeronave. Sin el beneficio de un sistema de control activo computarizado, la aeronave sería incontrolable y se estrellaría en cuestión de segundos.

Aunque ésta pueda parecer una implementación algo drástica, los beneficios en términos de la mejorada maniobrabilidad experimentada por el piloto compensan la ingeniería requerida para proveer un control computarizado o sistema de control activo de vuelo.

El control de alabeo está provisto por el movimiento diferencial de los canards, aumentado en cierta medida por los flaperones. Para realizar un viraje a la derecha, el canard derecho es elevado relativo al flujo de aire generando de esta manera un mayor levantamiento. De manera contraria, el canard derecho se mueve hacia abajo reduciendo el levantamiento que produce. Las fuerzas diferenciales resultantes ocasionan que al avión gire rápidamente a la derecha. Hasta cierto punto, el control del alabeo también es provisto por la acción diferencial de los flaperones (también conocidos como elevones) localizados en el borde de salida del ala. Sin embargo, la mayor parte del control de alabeo es provista por los planos canard.

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El control de guiñada es provisto por la sección del timón. Para una aeronave de alto desempeño, el control de guiñada es generalmente menos importante que para una aeronave convencional debido a los altos niveles de exceso de potencia. Sin embargo, existen partes de la envolvente de vuelo donde el control de la guiñada (derrape) es vital para prevenir la divergencia de alabeo-guiñada. 4.3.1.2 Controles secundarios de vuelo del caso militar

El control cuando existe un alto levantamiento es dado por la combinación entre flaperones y slats en el borde de ataque. Los flaperones pueden bajarse durante la aproximación para el aterrizaje para incrementar la comba en el perfil alar y mejorar las características aerodinámicas del ala.

Los slats en el borde de ataque son extendidos generalmente durante combate para incrementar la comba del ala y así, el levantamiento. El control de estos dispositivos de alta sustentación durante combate puede ocurrir de manera automática bajo el control de un sistema de control activo de vuelo. La limitación por utilizar estos dispositivos es una fuerza elevada de arrastre, aunque los altos niveles de empuje generados por un avión de combate minimizan esta desventaja.

El EAP tiene frenos aerodinámicos localizados en la parte superior del fuselaje trasero. Éstos se extienden a un ángulo de aproximadamente 30 grados para aumentar rápidamente la resistencia al avance de la aeronave. Estos frenos se despliegan cuando el piloto necesita reducir rápidamente la velocidad en vuelo; también se despliegan comúnmente durante el aterrizaje para crear el efecto de freno aerodinámico y reducir el desgaste de los frenos de las ruedas.

4.3.2 Caso de aeronave comercial

Un ejemplo de las superficies de control de vuelo en un avión comercial se muestra en la Figura 32 (Aunque el ejemplo es descrito para un Airbus A320, sirve como ejemplo para aviones similares desarrollados por Boeing u otros fabricantes):

Figura 32. Ejemplo de superficies de control de vuelo – A320.

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4.3.2.1 Controles primarios de vuelo del caso comercial

El control de cabeceo está dado por 4 elevadores localizados en el borde de salida del estabilizador horizontal. Cada sección de elevador es movida de manera independiente por un actuador de control de vuelo, y energizada por uno de los varios sistemas hidráulicos existentes en el avión. Este acomodo es dictado por los requerimientos integrales de los sistemas de control de vuelo.

La sección entera del empenaje horizontal es movida por 2 o más actuadores con el fin de estabilizar el avión en su movimiento de cabeceo. En una situación de emergencia, este dispositivo puede ser utilizado para controlar toda la aeronave, aunque la velocidad de movimiento el control ejercido son insuficientes para propósitos normales de control.

El control de alabeo es provisto por 2 secciones de alerones localizadas en el tercio exterior de cada ala en el borde de salida. Cada sección de alerón es movida por un actuador dedicado energizado por uno de los sistemas hidráulicos. A bajas velocidades, el control de alabeo es aumentado por el uso diferencial de los spoilers montados en la superficie superior del ala, o extradós. Un ejemplo de esto es durante un viraje a derecha, cuando los spoilers del ala interna al giro, es decir el ala derecha, se despliegan. Esto reduce el levantamiento del ala derecha ocasionando que esta ala descienda, y así proveer el alabeo deseado.

El control de guiñada es dado por 3 secciones independientes del timón localizadas en el borde de salida del estabilizador vertical. Estas secciones son movidas de manera similar al elevador y alerones. En los aviones comerciales, estos control son asociados al amortiguador de guiñada; esta amortiguación evita las oscilaciones producidas por el “balanceo holandés” que pueden ser poco agradables para los pasajeros, en especial para los que se encuentren en la parte trasera del avión. 4.3.2.2 Controles secundarios de vuelo del caso comercial

El control de los flaps es efectuado por varias secciones de flap localizadas en los 2 tercios interiores del ala en el borde de salida. El despliegue de los flap durante el despegue o el aterrizaje hace que estos se mueven hacia atrás y hacia abajo, incrementando de esta manera la superficie alar, la comba del ala y por ende, el levantamiento a una velocidad dada. El número de secciones de flap varia de avión a avión; usualmente para un avión del tamaño de un A320 existen 5 por ala, dando un total de 10 en el avión.

El control de los slats es dado por varias secciones de slats en el borde de ataque, que se extienden y retraen en esa zona. De una manera similar a la descrita en los flaps, esto tiene el efecto de incremental la superficie alar, la comba de del perfil y por consiguiente el levantamiento total. Una aeronave típica puede tener 5 secciones de slats por ala dando un total de 10 en el avión.

Los frenos aerodinámicos se despliegan cuando todos los spoilers que se encuentran en la parte superior del ala se extienden al mismo tiempo. Esto tiene como efecto la reducción de levantamiento; el efecto es similar a los frenos aerodinámicos del caso militar

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4.3.3 Diferencias de controles de vuelo entre los 2 casos

Aunque existen muchas características parecidas o incluso iguales entre un avión militar y un avión de aerolínea como se describió previamente, también existen diferencias clave entre ellos. La más grande de ellas está relacionada con el tamaño de las superficies de control en comparación con el tamaño total del vehículo. En el caso del caza, las superficies de control son mucho más grandes (proporcionalmente hablando) que en el caso del avión comercial. Esto refleja sus requerimientos primordiales de maniobrabilidad y alto desempeño a virtualmente cualquier costo. En el caso del avión comercial, éste tiene requerimientos de control más modestos ya que pasa la mayor parte del tiempo en vuelo en modo de crucero, por lo que el consumo de combustible se encuentra como primer objetivo, más que un buen desempeño y maniobrabilidad en vuelo. El confort de los pasajeros y su seguridad son piezas clave que no aplican al mismo grado que en un avión militar. [7]

4.4 Sistemas de Control Automático

La evolución de las aeronaves ha creado la necesidad de tener superficies de control aerodinámicas movidas con potencia hidráulica y por sistemas de control con piloto automático. Adicionalmente, la ampliación de la envolvente de desempeño de la aeronave tiene la necesidad de aumentar la estabilidad de la dinámica del avión en ciertas zonas de la envolvente.

Como ejemplo, en la Figura 33 se muestra la envolvente de Altitud vs Mach de una aeronave moderna de altas prestaciones; los límites de la envolvente están determinados por un cierto número de factores.

Figura 33. Ejemplo envolvente de una aeronave (Mach vs altitud).

El límite de la velocidad mínima es dada por el levantamiento máximo que puede ser

generado (el límite α de la Figura 33), y el límite de velocidad máxima sigue el contorno

de una constante de presión dinámica. A mayor altitud la velocidad empieza a ser limitada por el empuje máximo (que cae a su vez al aumentar la altitud). El límite de altitud impuesto por la envolvente se encuentra donde se combina que las características de la

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estructura y de los motores ya no pueden producir una cierta velocidad de ascenso (este punto es conocido como el “techo de servicio”).

La envolvente del avión cubre una amplia gama de presiones dinámicas. Por ejemplo, en la fase de aterrizaje la presión dinámica puede ser tan baja como de 50 psf, mientras que a Mach 1.2 al nivel del mar puede ser de 2150 psf. Grandes variaciones en la presión dinámica causan en consecuencia grandes variaciones en los coeficientes de las ecuaciones de su dinámica. Los coeficientes aerodinámicos básicos cambian con el número de Mach por ser funciones de los ángulos aerodinámicos, así como las propiedades de masa cambian con los diferentes pesos operativos así como con la carga siempre dinámica de combustible.

Debido a estos grandes cambios en la dinámica de las aeronaves, un modo dinámico que sea estable y adecuadamente amortiguado en una condición de vuelo puede convertirse inestable o al menos amortiguado de manera desigual en cualquier otra condición de vuelo. Un modo oscilatorio pequeñamente amortiguado puede causar malestar a los pasajeros o puede hacerle difícil al piloto el poder controlar el avión de manera precisa en cierta trayectoria. Estos problemas son solucionados mediante el uso del control con retroalimentación para modificar la dinámica de la aeronave. Las variables de movimiento del avión son censadas y utilizadas para generar señales que pueden ser alimentadas hacia los actuadores de las superficies de control del avión y así, modificar su comportamiento dinámico. Esta retroalimentación debe ser ajustada de acuerdo a la condición de vuelo. El proceso de ajuste se llama “programación de la ganancia” debido a que, en su forma más simple, esto implica cambiar únicamente la cantidad de retroalimentación de acuerdo a una agenda o programación predeterminada. La variable de programación normalmente será medida como presión dinámica pero puede involucrar otras variables en casos más complicados.

En el caso de aeronaves de bajo desempeño con envolventes relativamente estrechas y con superficies de control que no son movidas con motores, un modo dinámico insatisfactorio se puede corregir mediante la modificación del diseño básico; en el caso de una aeronave de alto desempeño, esto requiere un claro entendimiento de los modos dinámicos y su dependencia de los coeficientes aerodinámicos y sus derivadas.

La Figura 34 muestra cómo un sistema de control completamente funcional puede ser implementado mediante el uso de componentes mecánicos, hidráulicos y eléctricos. Debido a que las superficies de control son movidas completamente con potencia hidráulica, no existe ningún movimiento o retroalimentación en la palanca de control del piloto. A esto se le llama un sistema de control irreversible, y se deben añadir contrapesos y resortes (o aparatos eléctricos y/o hidráulicos) a la palanca de mando para proveer algo de sensación o “feel” al piloto.

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Figura 34. Sistema de control electromecánico de una aeronave.

La palanca y los pedales de dirección se muestran ligados a los actuadores mediante

la combinación de uniones mecánicas y cables de control. Las superficies de control son movidas por un servomecanismo hidráulico que tiene una acción de seguimiento; esto es, que el eje de salida de alta potencia es movido hasta que su posición corresponda a la posición del eje de entrada de baja potencia.

También se agregan de manera conveniente al sistema algunas señales aumentadas utilizando medio eléctricos. Estas señales provenientes de giróscopos de velocidad (aparatos de medición de velocidad angular), acelerómetros, computadora de información de vuelo y otras fuentes son procesadas por la computadora de control de vuelo. La salida eléctrica de la computadora de control de vuelo (convertida a su forma análoga) es utilizada para mover válvulas electrohidráulicas que imponen mayor movimiento en el sistema de control hidromecánico.

4.4.1Funciones de los Sistemas de Control Automático

Los diversos modos de vuelo de las aeronaves pueden ser divididos en diferentes categorías. Una de ellas incluye modos que incluyen principalmente los grados de libertad rotacionales: estos son los movimientos de periodo corto, balanceo o alabeo, y el balanceo holandés. Sus frecuencias naturales (o constantes de tiempo, exponencialmente hablando) son determinadas por los momentos de inercia de la aeronave y los momentos generados por las superficies aerodinámicas. Los modos restantes (fugoide y espiral) involucran cambios en la trayectoria de vuelo y son modos más lentos. El modo fugoide involucra los grados de libertad traslacionales y es dependiente de las fuerzas aerodinámicas de levantamiento y arrastre y su variación con la velocidad. El modo espiral depende en los momentos aerodinámicos, pero sólo están involucradas fuerzas aerodinámicas débiles.

La respuesta de una aeronave a las instrucciones de maniobra se determina por la velocidad de los modos rotacionales. Las frecuencias de estos modos tienden a ser suficientemente altas tal que podría resultarle difícil o incluso imposible al piloto el control del avión si los modos estuvieran ligeramente amortiguados o inestables. Por consiguiente, es necesario proveer al avión de sistemas de control automáticos que proporcionen amortiguamiento y frecuencias naturales adecuadas a estos modos. Tales sistemas de control son conocidos como Sistemas de Aumento de Estabilidad o (SAS). Si los sistemas de aumento están destinados a controlar el modo y ayudar al piloto con un

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tipo de respuesta en particular en los controles de entrada, se les conocen como Sistemas de Aumento de Control (CAS). Un ejemplo de este sistema es el CAS de aceleración normal, en el que las entradas del piloto tienen como fin control la aceleración generada a lo largo del eje Z negativo.

Los modos lentos (fugoide y espiral) son controlables por el piloto. Pero dado que no se busca que el piloto se encuentre continuamente poniendo atención a estos modos, un sistema de control automático es proporcionado para brindar ayuda al piloto. Un piloto automático es un sistema de control automático que provee tanto funciones de ayuda al piloto como funciones especiales; ejemplo de esto son los aterrizajes automáticos.

Los tipos comunes de SAS, CAS y piloto automáticos pueden resumirse de la siguiente manera (Tabla 1):

SAS CAS Piloto automático -Amortiguador de alabeo -Amortiguador de cabeceo -Amortiguador de guiñada

-Velocidad de alabeo -Velocidad de cabeceo -Aceleración normal -Mov. lateral/direccional

-Mantenimiento de actitud -Mantenimiento de altitud -Mantenimiento de Mach -Aterrizaje automático -Mantenimiento de ángulo de banqueo -Viraje coordinado -Mantenimiento de rumbo / VOR

Tabla 2. Sistemas de control y sus aplicaciones. [10]

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Capítulo 5 – Control de las actuaciones

5.1 Unidades de control de potencia

El elemento clave en los sistemas de control de vuelo, con el éxito del sistema FBW y las unidades de control activo, es la actuación de potencia. La actuación siempre ha sido importante para brindarle habilidad a los sistemas de control de vuelo de alcanzar el desempeño requerido.

El desarrollo de la tecnología analógica y digital de control de múltiples vías a enfocado la actuación en los problemas de desempeño e integridad. Clasificando la actuación en orden ascendente de complejidad se pueden tener las siguientes categorías.

- Actuación mecánica simple - Actuación mecánica con características electromecánicas simples. - Actuación electromecánica múltiple y redundante con entradas de control

analógicas y retroalimentación.

El análisis de estas categorías claramente diferenciadas lleva a área de integración de sistemas donde las barreras entre la ingeniería de software, sistemas, actuadores mecánicos e hidráulicos se vuelven cada vez más delgadas.

5.2 Actuación mecánica simple

Los atributos de la actuación mecánica son directos; el sistema demanda un movimiento de control y el actuador satisface esta demanda con una respuesta con potencia mecánica asistida. Como ejemplo de la aplicación de potencia directa es el BAE Systems Hawk 200 ya que en él se utiliza esta técnica en la actuación de la mayoría de sus superficies de control de vuelo. En la mayoría de las aplicaciones, el actuador mecánico puede recibir potencia hidráulica de 2 sistemas hidráulicos idénticos y redundantes. El beneficio obvio de este arreglo es el poder mantener control absoluto del actuador aún con la pérdida de fluido o falla total en un uno de los 2 sistemas hidráulicos. Esto es importante incluso en un sistema simple dado que la pérdida de uno o más actuadores y sus superficies de control asociadas puede afectar severamente el manejo y control de la aeronave.

Los actuadores tienen un modo de reversión en caso de falla; esto es que en caso de falla estos se centran automáticamente bajo la acción de las fuerzas aerodinámicas. Este modo de reversión se llama centrado aerodinámico y generalmente se prefiere por obvias razones ya que no se quiere que el actuador de bloquee o congele en un punto intermedio de su recorrido. Sin embargo, esta decisión de que el actuador se bloquee en otro punto que no sea el determinado por el centrado aerodinámico estará dada por el análisis del sistema de seguridad en la etapa de diseño.

La actuación mecánica puede ser utilizada también por los spoilers, los cuales se controlan mecánicamente más que electrónicamente. En este caso, el modo de falla

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resulta en un cierre aerodinámico que significa que el flujo de aire fuerce a la superficie de control a adoptar su posición de cerrado con lo cual no será contraproducente en el manejo de la aeronave.

La Figura 35 muestra un actuador mecánico Claverham/FHL de spoiler para el avión BAE System 146. En su operación, esta unidad es simple: produce un empuje de 59.9 kN (13,460 lb) sobre una carrera de 15 cm (0.5 ft). Tiene una longitud de 22.45 cm (8.8 in) y pesa 8.3 kg (18.2 lb). Esta unidad acepta una presión hidráulica de 20.7 MN/m2 (3000 psi).

Figura 35. Actuador de spoiler de un avión BAE Systems 146.

5.3 Actuación mecánica con señales eléctricas

El uso de la actuación mecánica ya se ha descrito y es apropiada en un amplio rango de usos. Sin embargo, la mayor parte de las aeronaves modernas usan señales eléctricas y actuadores con potencia hidráulica para una amplia gama de aplicaciones con varios grados de redundancia. Las demandas de los actuadores electrohidráulicos se pueden categorizar en 2 ramas: señales de demanda simple o de entradas de auto estabilización.

Las señales eléctricas simples son entradas de los pilotos que son transmitidas en forma de señales por medios eléctricos. Para ciertas superficies de control de vuelo no críticas podría ser más fácil, barato y ligero el utilizar un enlace eléctrico. En el caso del actuador del spoiler del BAE Systems 146 (Figura 35) se utilizan señales eléctricas simples y en el caso eventual de una falla, el modo de reversión sea realiza por medio de un cierre aerodinámico.

En la mayoría de los casos donde se utilizarán señales eléctricas, esto se hará con una implementación doble, y en el caso de los sistemas FBW, es más probable que se haga de manera cuádruple; un caso de utilización de señales dobles con una fuente hidráulica simple puede ser el actuador del spoiler del PANAVIA tornado.

Para el aumento de control del alabeo, se cuenta con 4 actuadores montados en la aeronave; 2 en cada ala.

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En general, los sistemas que utilizan ampliamente las señales eléctricas simples lo hacen para lograr la auto-estabilización. En estos sistemas la demanda eléctrica es una señal de estabilización derivada dentro de la computadora. La forma más simple de auto-estabilización es el amortiguador de guiñada que amortigua las oscilaciones cíclicas acopladas que ocurren en alabeo y guiñada, conocidas como “balanceo holandés”

5.4 Actuación mecánica redundante

Los sistemas de control modernos avanzan rápidamente en pro de soluciones FBW dado que los beneficios dados por la utilización de esta tecnología son considerables. Estos beneficios incluyen la reducción de peso, mejora en el desempeño del manejo de la aeronave y en el confort de la tripulación o pasajeros. El Concorde fue el primer avión en utilizar estas técnicas en el campo de la aviación civil utilizando un sistema de control de vuelo desarrollado por GEC (BAE Systems) y SFENA.

Asimismo, tanto el Boeing 777 como la familia de Airbus A320/A340 han introducido varios sistemas del estado del arte. Por obvias razones, se requiere prestar gran atención durante las etapas de definición, especificación, diseño, desarrollo y certificación de estos sistemas. Arquitecturas de redundancia múltiple para los sistemas hidráulicos y eléctricos de las aeronaves debe considerarse así como vías o canales múltiples redundantes para fines de cómputo de datos y de la actuación de controles.

Un diagrama a bloques simplificado de un actuador electrohidráulico de redundancia múltiple es mostrado en la Figura 36.

Figura 36. Diagrama a bloques simplificado de un actuador electrohidráulico redundante.

Con el fin de simplificar este ejemplo, sólo una vía o canal es mostrada; en la práctica, esta implementación tiende a ser cuádruple, es decir, de 4 vías. La válvula solenoide es energizada para proveer de energía hidráulica al actuador, usualmente utilizando 2 de los sistemas hidráulicos de la aeronave. Las computadoras de control de vuelo alimentan las servo-válvulas con los comandos de control.

Las servo-válvulas, controladas mecánicamente, controlan la posición de las primeras válvulas de control conectadas a éstas. Las válvulas de control modulan la potencia. Los Transformadores Diferenciales Variables Lineales (LVDT) miden la posición del actuador de

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la primera etapa y de la potencia de salida para cada vía y estas señales son retroalimentadas a las computadoras de vuelo y así, finalmente se cierra el ciclo.

Un ejemplo de este sistema de actuación cuádruple se puede tener con el actuador del timón y alerones del PANAVIA Tornado, asociado con el Sistema de Aumento de Control y Estabilidad o (CSAS) (Figura 37).

La descripción aquí dada se confina a la parte del sistema de control de vuelo a lo que el actuador ser refiere en cuestión de las partes que éste acciona.

Figura 37. Actuador de timón de un avión PANAVIA Tornado.

El sistema de control CSAS del PANAVIA Tornado es provisto por computadoras de

cabeceo y movimiento lateral (de los fabricantes GEC y Bodenseewerk). La computadora de control de cabeceo controla los cálculos relacionados a este movimiento y la computadora de movimientos laterales computan la información de alabeo y guiñada ya que existe cierta interacción entre estos 2 tipos de movimiento.

En el caso de otro avión militar (EAP) se puede ver en la Figura 38 la relación existente entre las computadoras de control de vuelo, las unidades de movimiento de los actuadores (ADU) y los actuadores.

Figura 38. Configuración de movimiento del actuador de un avión EAP.

Los actuadores de los planos canard son alimentados por comandos dados por

computadoras de control de vuelo digitales cuádruples. Las demandas de los flaperones

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(izquierdos y derecho, internos y externos) y del timón son dadas en su forma analógica cuádruple por 3 ADUs (Figura 39). Los ADUs reciben las instrucciones de cabeceo, alabeo y guiñada mediante enlaces digitales seriales dedicados y la conversión de información de digital a analógica también se lleva a cabo dentro de éstos.

Figura 39. Actuadores de plano canard, flaperón y timón de un avión EAP.

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Capítulo 6 – Análisis de la interacción entre sistemas

6.1 Aplicaciones civiles del sistema FBW

El control de vuelo y la guía de aeronaves civiles se ha ido sofisticando en los últimos años. Mientras que el Concorde fue el primer avión civil en tener un sistema FBW, Airbus introdujo el FBW en su familia de A320 y de manera similar en la familia A330/A340. Por otra parte, se creyó que el primer sistema FBW de Boeing creado para el B777 sería la respuesta al desarrollo tecnológico de Airbus. A continuación se describen las diferencias entre los enfoques e implementaciones de cada uno de estas 2 compañías en términos de FBW

6.2 Comparación a un alto nivel

La importancia y los aspectos de integridad del control de vuelo llevaron a una forma función de monitoreo para asegurar la operación del lazo de control. También por razones de integridad y disponibilidad, se requiere de cierta forma de redundancia. La Figura 40 muestra a un alto nivel una comparación entre las implementaciones de Boeing y Airbus en el ámbito FBW.

Figura 40. Comparación de FBW en alto nivel entre Boeing y Airbus.

En la filosofía de Boeing (mostrada a la izquierda de la Figura 40), el sistema

comprende 3 computadoras de vuelo primarias (PFC) de las cuales cada una tiene 3 vías similares con hardware diferente pero con el mismo software. Cada vía tiene un rol diferente durante un cierto periodo operativo y los roles con ciclado después de cada arranque. Las técnicas de votación son utilizadas para detectar discrepancias o desacuerdos entre vías y las técnicas de comparación utilizadas varían para los diferentes tipos de datos. La comunicación con las 4 unidades de Electrónica de Control de

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Actuadores (ACE) se realiza por múltiples buses ARINC 629 de información de control de vuelo.

Las unidades ACE mueven directamente los actuadores de control de vuelo. Un sistema separado de DC de control de vuelo es provisto para energizar el sistema de control de vuelo en sí.

Por otro lado se muestra el enfoque de Airbus (lado derecho de la Figura 40), en el que se utilizan 5 computadoras principales: 3 Computadoras Primarias de Control de Vuelo (FCPC) y 2 Computadoras Secundarias de Control de Vuelo (FCSC). Cada computadora comprende elementos de comando y monitoreo con diferente software. Las computadoras primarias y secundarias tienen diferentes arquitecturas con diferente hardware. Las instrucciones de salida de las FCSCs a los alerones, elevadores y timón son utilizadas únicamente en modo de espera. Las fuentes de energía y las vías de señales se encuentran separadas.

6.3 Implementación de Airbus.

Sin incluir el proyecto anglo-francés Concorde, Airbus fue el primer fabricante en tiempos recientes en introducir el sistema FBW en aeronaves de transporte civil. La aeronave original en utilizar el sistema FBW fue el A320 y hasta la fecha, éste ha sido utilizado en los demás miembros de la familia: A318/A319/A320/A321, así como en la familia A330/A340. El primer enfoque se describe a continuación y se compara brevemente con el sistema de A330/A340.

6.3.1 Sistema FBW del A320

A continuación se muestra un diagrama del sistema de control de vuelo del A320 (Figura 41):

Figura 41. Sistema de control de vuelo del avión A320.

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Las superficies de control de vuelo se encuentran energizadas hidráulicamente y

categorizadas como se muestra a continuación:

Control eléctrico: - Elevadores (2) - Alerones (2) - Spoilers de alabeo (8) - Compensador del estabilizador horizontal (1) - Slats (10) - Flaps (4) - Frenos aerodinámicos (6) - Spoilers [anti-levantamiento] (10) - Compensadores

Control eléctrico:

- Timón vertical - Compensador de empenaje (en modo de reversión).

La aeronave tiene 3 sistemas independientes de energía hidráulica: AZUL (B), VERDE

(G) y AMARILLO (Y). La Figura 41 muestra como cada uno de estos sistemas alimentan respectivamente a los actuadores hidráulicos de control de vuelo

Un total de 7 computadoras controlan los cálculos del control de vuelo como sigue: - 2 Computadoras de Elevador/Alerón (ELAC): Las ELACs controlan los actuadores

de los alerones y los elevadores. - 3 Computadoras de Spoilers/Elevadores (SEC): Las SECs controlan todos los

spoilers y adicionalmente proveen de control secundario a los actuadores de los elevadores. Las diversas secciones de elevadores tienen diferentes funciones como las siguientes:

o Modo de “Ground Spoiler”: todos los spoilers. o Modo de “aerofreno”: las 3 secciones interiores de spoilers. o Modo de “alivio de carga”: las 2 secciones exteriores de spoilers en adición

a los alerones. Este modo ha sido recientemente deshabilitado y no se incluye en modelos recientes.

o Modo de “aumento de alabeo”: las 4 secciones exteriores de spoilers. - 2 Computadores de Aumento de Vuelo (FAC): éstas proveen una función

convencional de amortiguamiento de guiñada, interactuando únicamente con los actuadores de amortiguamiento de guiñada.

Los tres sistemas hidráulicos (G), (B) y (Y) proveen de energía hidráulica a los

actuadores de control de vuelo de acuerdo a como se muestra en la Figura 41. En el evento poco probable de la falla de todas las computadoras aún es posible volar y aterrizar la aeronave – esto ha sido demostrado durante la fase de certificación. En este caso, las secciones del Estabilizador Horizontal de Cola (THS) y del timón de dirección son controladas directamente por entradas mecánicas de estabilización marcadas como “M” en la Figura 41 que permiten mantener control lateral y de cabeceo sobre la aeronave.

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Otra característica que vale la pena destacar de los sistemas FBW de Airbus es que no utilizan timón de mando. Las entradas de cabeceo y alabeo por parte del piloto hacia el sistema se realizan por medio de un “sidestick” o control lateral, que hasta la fecha ha sido ampliamente aceptado por los operadores aéreos.

En común con aeronaves civiles contemporáneas, el A320 no es una aeronave inestable como el sistema descrito del EAP. Para corregir eso, la aeronave opera con un margen de estabilidad longitudinal del 5 por ciento de cuerda aerodinámica o alrededor de la mitad de lo que se esperaría de una aeronave de este tipo; a esto se le conoce a veces como “estabilidad relajada”. 6.3.2 Sistema FBW del A330/A340

Como es de esperarse, el sistema FBW del A330/A340 contiene similitudes con la herencia del A320.

Los comandos de entrada del piloto a las FCPCs y las FSCS se realizan por medio del “sidestick”. Las Computadoras de Administración de Guía y Envolvente (FMGEC) proveen los comandos de cabeceo en modo de piloto automático a la FCPC. El modo normal de controlar los actuadores del elevador es vía la FCPC aun cuando pueden ser controlados por la FCSC en modo de “standby”. 3 motores de auto-estabilización pueden ser activados mediante un embrague para mover de manera mecánica el actuador del THS.

Para el canal de cabeceo, las FCPCs proveen el control primario y las FCSCs sirven de respaldo. Las entradas del piloto se realizan de manera directa mediante los pedales del timón, o en el caso de la estabilización del timón, mediante la FCSC hacia los motores estabilizadores del timón.

La función de amortiguamiento de guiñada reside dentro las FCPCs al contrario de cómo ocurre en la familia del A320, que se realiza en las FACs. Los requerimientos de guiñada en modo de piloto automático son alimentados de las FMGECs hacia las FCPCs.

Existe una unidad de limitación de viaje variable para limitar la entrada del timón en varias etapas de vuelo; al igual que mostrado en la figura del A320 (Figura 41), los 3 sistemas hidráulicos alimentan los actuadores del timón y 2 actuadores del amortiguador de guiñada.

En resumen, la filosofía del A330/A340 puede resumirse de una manera similar a la del A320, a excepción de cómo se indica a continuación:

- 3 FCPCs. - 2 FCSCs. - 2 Concentradoras de Información de Control de Vuelo (FCDC): Las FCDCs proveen

información de las computadoras de vuelo primarias y secundarias con propósitos de indicación, grabación y mantenimiento.

- 2 Computadoras de Control de Slat/Flap (SFCC): cada una de ellas es capaz de controlar todos los slats que se encuentran en el borde de ataque y los flaps en el borde de salida mediante los motores hidráulicos de slats/flaps.

- Aunque la filosofía de actuación de spoilers es similar a la del A320, no existe la función de alivio y existen 6 pares de spoilers contra los 5 existentes en el A320.

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6.4 Implementación de FBW en el Boeing 777

Como respuesta al desarrollo de Airbus en su familia de A320, Boeing incursionó en el sistema FBW (a nivel civil) de una manera diferente con el Boeing 777.

El Sistema Primario de Control de Vuelo (PFCS) se muestra en un alto nivel en la Figura 42:

Figura 42. Sistema primario de control de vuelo del avión B777.

El diagrama muestra el PFCS junto con 3 CDUs y la mayoría de sus sensores.

Las unidades del PFCS se encuentran conectadas por 3 buses ARINC 629 de

información de control de vuelo: izquierdo, central y derecho. En total hay 76 acopladores ARINC 629 en los buses de control de vuelo.

El PFCS comprende los siguientes actuadores de superficies de control y de “sensación” de controles:

- 4 elevadores: interior (inboard) y exterior (outboard), izquierdo y derecho. - Sensación o “feel” del elevador: izquierdo y derecho. - 2 timones de dirección: superior e inferior. - 4 alerones: interior (inboard) y exterior (outbd), izquierdo y derecho. - 4 flaperones: interior (inboard) y exterior (outboard), izquierdo y derecho. - 14 spoilers: 7 izquierdos y 7 derechos.

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Los actuadores de control de vuelo tienen una interfaz hacia los 3 buses ARINC 629 de información de control de vuelo mediante 4 unidades Electrónicas de Control de Actuadores (ACE). Estas son:

- ACE Izquierda 1. - ACE Izquierda 2. - ACE Central. - ACE Derecha.

Estas unidades interactúan por turnos con los actuadores de control de vuelo y de

sensación o “feel” de acuerdo al esquema mostrado en la Figura 42: son un total de 31 actuadores.

Las unidades ACE contienen elementos Digital-Analógico y Analógico-Digital. Un diagrama simplificado para una ACE (PCU Izquierdo – Interior) se muestra a continuación en la Figura 43:

Figura 43. Unidad de control electrónico de actuadores (ACE).

Cada ACE tiene una interfaz simple con cada uno de los buses ARINC 629 de

información de control de vuelo y ésta contiene una señal de conversión para integrar los “mundos” digital y analógico.

El lazo de control del actuador se muestra en la parte central-derecha de la Figura 43. La demanda del actuador es enviada a la Unidad de Control de Energía (PCU), la cual mueve el eje actuador de acuerdo con la demanda de control y retroalimenta con una posición del eje a la ACE, y por consiguiente, cierra el lazo cerrado del actuador. La ACE también interactúa con la válvula solenoide con un comando para energizarlas y permitir, en este ejemplo, que el sistema hidráulico izquierdo provea de energía motriz al actuador; es entonces cuando la superficie de control se activa.

Los cálculos de control de vuelo son llevados a cabo en las Computadoras Primarias de Vuelo (PFC) mostradas en la Figura 44:

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Figura 44. Computadora primara de control de vuelo del avión B777.

Cada una de las PFCs interactúa con cada uno de los buses ARINC 629 de control de

vuelo, dando un total de 9 conexiones de buses de información en total. Estas interfaces de buses de información y la manera en que se conectan y usan, forman parte general de la filosofía PFCS del Boeing 777.

3 vías activas dentro de cada PFC están integradas en hardware diferente. Cada una de las 3 vías se encuentra dedica a diferentes funciones, como se explica a continuación:

- Vía PFC de comando: esta vía envía los comandos de control de vuelo en el bus ARINC 629 adecuado; ej.: PFC izquierda enviará las instrucciones de salida por el bus ARINC 629 izquierdo.

- Vía PFC de espera o “stand-by”: esta vía en “stand-by” realiza los mismos cálculos que la vía de comando pero no manda ningún comando al bus ARINC 629. Esta vía se encuentra lista en dado caso que la vía de comando falle y solo transmite información por vía y canal cruzados al bus ARINC 629 de información.

- Vía PFC de monitoreo: también realiza operaciones de cálculo como la vía de comando. Opera de esta manera para la línea de comando y de “stand-by”.

La Figura 44 muestra que en el bus de información, cada PFC únicamente transmitirá

información de control de la aeronave en los buses ARINC 629 apropiados ya sea, izquierdo, central o derecho.

En el evento de que una sola vía falle, sólo esta vía será desactivada. La pérdida subsecuente de otra vía dentro del canal ocasionará que el canal se apague.

- La aeronave puede ser operada indefinidamente con una de las 9 vías estando averiada.

- La aeronave puede ser despachada con 2 de las 9 vías por 10 días. - La aeronave puede operarse por un día teniendo un canal PFC inoperativo.

La función de piloto automático del PFCS del Boeing 777 es llevada a cabo por 3

Computadoras Directoras de Vuelo de Piloto Automático (AFDC): izquierda, central y

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derecha. Estas AFDCs tienen interfaces ARINC 629 hacia los sistemas respectivos de la aeronave y buses de información de control de vuelo

6.5 Interrelación del control de vuelo, navegación y

administración del vuelo

En la Figura 45, se muestra un ejemplo genérico de los lazos de control principales

que aplican en el control de vuelo, dirección y navegación, y administración de vuelo en una aeronave.

La retroalimentación interna provista por el sistema FBW y el control efectivo del piloto controlan la actitud de la aeronave. El siguiente nivel de la retroalimentación es aquel afectado por el sistema de dirección de vuelo del piloto automático (AFDS) que controla la trayectoria de la aeronave. Las entradas en este segundo nivel están ligadas a la selección de modo de vuelo y referencias de la unidad de control de vuelo (FCU) o su panel de control equivalente.

Figura 45. Definición de control de vuelo, navegación y administración.

Finalmente, el FMS controla la aeronave por donde debe volar; en una aeronave civil,

esto es la ruta de vuelo. El MCDU controla los movimientos laterales requeridos por la aeronave mediante una

serie de puntos de verificación dentro del plan de ruta y son ejecutados por la computadora del FMS

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La dirección mejorada de la aeronave requerida por el vuelo libre o “Free Flight”, también requiere de una dirección vertical o tridimensional precisa, constantemente acompañada de restricciones en tiempo para llegar al siguiente punto de verificación o entrada a la terminal aérea. [7]

6.6 Cualidades de vuelo

Existen 2 casos específicos de cualidades en vuelo o interacciones de los sistemas de control de vuelo que son de gran importancia. La primera es la puesta en práctica de la optimización de los sistemas de control de vuelo en tareas específicas de control en vuelo.

Inicialmente esto era hecho mediante la adición de canales específicos en los sistemas de control que operaban únicamente en momentos específicos. Ejemplo de esto son los pilotos automáticos que tenían algunos bombarderos en situación de ataque por bombardeo. Otros casos son los compensadores de potencia en aproximación (APC) que permitían al piloto controlar y aterrizar un avión en un portaaviones lejos de la curva de potencia requerida, o el equipo de estabilización de actitud (ASE), esencial en los helicópteros que se mantenían “flotando” mientras lanzaban boyas sonoras.

El despliegue en función de esos aparatos en tiempos específicos dio nacimiento a sistemas de control de vuelo propios a cada actividad, o “Task-Tailored”. La flexibilidad y posibilidades en su elaboración provistos por sistemas de control de vuelo FBW más maduros permiten este un “Task-Tailoring” más amplio. Por ejemplo, el desarrollo y articulación de los requerimientos en vuelo, en diferentes tareas de los helicópteros militares, ha sido aprovechado para crear sistemas como el de Control y Mantenimiento de actitud (AC/AH), o de Velocidad Traslacional Requerida y Mantenimiento de Actitud (VC/AH).

Sistemas parecidos a estos también reciben atención para situaciones específicas en aeronaves de ala fija, particularmente en operaciones de V/STOL y aproximación a portaaviones, claro está, en aplicaciones militares.

6.7 Acoplamiento entre aeronave y piloto

La segunda de las cualidades de vuelo o interacciones del sistema de control de vuelo FBW no es tan benéfica. El fenómeno de oscilaciones inducidas por el piloto (PIO), o Acoplamiento entre aeronave y piloto (APC), donde la aeronave por si sola puede ser estable pero que en su sistema retroalimentado, en el cual se incluye al piloto, ya es tradicionalmente un problema siempre estudiado.

Estas oscilaciones, molestas en el mejor de los casos y catastróficas en los peores, pueden ocurrir cuando el piloto se comporta como un controlador de alta ganancia dentro del sistema aeronave-piloto de lazo cerrado; por otra parte, también existen eventos inesperados (de baja probabilidad) que son inherentes a los sistemas inanimados de control con retroalimentación

Aunque la “cura” para un evento de PIO en un espacio aéreo adecuado y razonable se

encuentre disponible para el piloto para sacar del lazo a la aeronave y dejar que se

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recupere, este procedimiento puede que no sea pertinente en condiciones extremas (ejemplo: cerca del suelo). Es de llamar la atención que casi todos los sistemas de control de vuelo digitales FBW han encontrado PIOs en cualquiera de sus fases de desarrollo que han requerido atención inmediata.

En los sistemas anteriores (ejemplo: el transbordador espacial), los PIOs podían ser

asociados con la presencia de retrasos en tiempo excesivos de la dinámica del avión, mezclados con un escenario severo, como lo puede ser un intento de aterrizaje y no tener potencia restante para realizar un “go-around”. Esto dio pie a desarrollar sistemas de pilotaje de lazo cerrado con alta ganancia. [3]

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Capítulo 7 – Futuro en la integración de sistemas

7.1 Expectativas

Los sistemas FBW desarrollados en su momento para el A320, A321, A330 y A340 ahora constituyen un estándar industrial en las aplicaciones comerciales y se encuentran bien adaptadas para futuras aeronaves de transporte militar gracias a la robustez del sistema y su capacidad de ser reconfigurable. Entre las posibles evoluciones del sistema podrían citarse las siguientes:

1. Nuevos conceptos de actuadores aparecen. En particular, sistemas que utilizan tanto energía eléctrica como hidráulica dentro de un solo actuador fueron desarrollados y exitosamente probados en el avión A320. Esto es lo que se le llama actuador hidráulico con respaldo eléctrico (EBHA). Este actuador puede ser utilizado para diseñar sistemas de control de vuelo que sobrevivan a una pérdida total de energía hidráulica, lo cual es una gran ventaja en el caso de una aeronave de transporte militar en el caso de un daño ocasionado en combate.

2. La inexistente similitud en hardware de los sistemas de computadora FBW y la experiencia obtenida por las aerolíneas en la operación de las familias de aviones A320 y A340 probablemente faciliten la supresión de los sistemas mecánicos del timón vertical y del estabilizador horizontal ajustable en futuras aeronaves.

3. La integración de nuevas funciones tales como el control modal estructural, pueda llevar a requerimientos de confiabilidad incrementada, en particular si la pérdida de estas funciones no esté permitida.

4. Finalmente, los sistemas de control de vuelo futuros estarán influenciados por el esfuerzo de estandarización desarrollado por el concepto de IMA, y por el concepto de “sistema inteligente”, donde los sistemas electrónicos destinados a controlar y monitorear cada actuador se encuentren cerca de éste mismo. [5]

7.2 Otros problemas a resolver

Mientras que los sistemas de control de vuelo FBW son bastante apreciados y considerados por los diseñadores y constructores de aviones, éstos exhiben algunas características que presentan algunos retos importantes. Estos empiezan con los costos en hardware, software y su ingeniería de desarrollo. En la mayoría de los sistemas, las leyes de control que establecen una dinámica efectiva del vehículo utilizan una porción bastante diminuta de la capacidad de las computadoras en comparación con las funciones de redundancia, fallas, mantenimiento y administración de la integridad del sistema.

La verificación y validación del software para estos sistemas complejos es llevada a cabo únicamente a un gran precio.

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Otros problemas en el trasfondo del control de vuelo digital todavía no se establecen del todo claro. Por ejemplo, parece haber una incompatibilidad entre el ciclo de vida de las aeronaves y los sistemas FBW. El ciclo de vida de las aeronaves puede medirse en décadas, mientras que los avances en ingeniería del software y hardware cambian en ciclos de 8 años o incluso más rápido.

Dada el relativamente pequeño mercado de los sistemas de control automático de vuelo (AFCS) cuando se compara con el inmenso mercado comercial de hardware, parece que no hubiera una manera efectiva de mantener a los sistemas AFCS alineados al estado del arte. Por ejemplo, el solo hecho de reemplazar el hardware de una aeronave tras años de su diseño original sin tener que revalidar el software, puede ser una tarea bastante difícil.

A pesar de estas dificultades, reales e imaginadas, las enormes ventajas de la mecanización digital hacen que estos sistemas sean esenciales en un futuro visible. De hecho, con la extensión del FBW digital en la mejora de todos los desempeños medibles de una aeronave, se puede concluir que la evolución de los sistemas de control de vuelo a alcanzado un punto de madurez en el cual se ha podido mantener sin mayores cambios. ¿Pero por cuánto tiempo más? El futuro en este rubro se vislumbra un poco nebuloso ya que el progreso nunca se detendrá pero el próximo salto en tecnología no es tan evidente.

La experiencia ha mostrado que las grandes ventajas de las fallas de los sistemas digitales no se encuentran confinadas únicamente a las funciones control de vuelo, dirección y navegación. En efecto, la tecnología permite tener sistemas de control FBW complejos que combinan las indicaciones de mantenimiento, integridad del sistemas, control de vuelo y navegación, con características especiales que pueden otorgar inmunidad de control de vuelo contra colisiones con el terreno, otras aeronaves o control remoto en el evento de un ataque terrorista u otra emergencia.

Los requerimientos y arquitecturas de sistemas preferidos avanzarán de igual manera, aunque eso sí, a una velocidad estable. Las fuentes de grandes oportunidades (obviamente acompañas de grandes incógnitas), que muy seguramente aparecerán, también detendrán a otras nuevas tecnologías. Como ejemplo, vale la pena considerar aplicaciones potenciales del control y administración de vuelo utilizando paquetes de receptores GPS para satisfacer la mayoría de los requerimientos de censado. Cuando las señales GPS se reciban en lugares apropiados a lo largo de la aeronave y sean utilizadas al nivel de la señal portadora, estos paquetes pueden ser configurados para proveer señales precisas de actitud y de velocidad de cabeceo así como de posicionamiento de alta precisión. Entonces, las funciones provistas por sensores como giróscopos, plataformas estables, etc., pueden ser completadas dentro del paquete del receptor GPS. Además, cuando la información esté complementada por bases de datos de terreno y transmisores GPS en tierra de corto alcance, todas las funciones requeridas para el vuelo automático en ciertas rutas podrán ser, en teoría, completadas.

Sin embargo, aunque los diagramas de bloque que muestran las funciones de los sistemas de control de vuelo y su retroalimentación esencial se emparejen con las de los sistemas existentes, la arquitectura de los sistemas podrá parecer diferente.

En este ejemplo dado del uso de GPS, el sistema podría encontrarse seriamente limitado por la redundancia de las señales del GPS, hablando en cuestiones de

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aplicaciones de fallas operacionales; sin embargo, en aplicaciones donde se requiera una retroalimentación sencilla, su uso podría decirse adecuado.

Otros avances tecnológicos en fotónica, micro-aparatos mecánicos, plataformas inerciales en un chip, etc., ofrecerán nuevos enfoques en la resolución de problemas de los sistemas de control de vuelo.

También es cierto que los vehículos conceptuales del futuro presentarán grandes retos en su dinámica, y que los sistemas de control de vuelo tendrán que ser reanalizados y rediseñados. [3]

7.3 Buses de fibra óptica

Las mejoras que se encontrarán en la transmisión de datos se dará en el cambio de los buses eléctricos a buses de fibra óptica, que tienen una velocidad de transferencia mayor (operando entre 50 y 100 MHz) y son más robustos en términos de interferencia electromagnética (EMI).

Un ejemplo de estos avances es el sistema Control-by-Light de Raytheon, que se utiliza en el control de los motores y sus reversas

Por otra parte, hay que considerar que el mayor problema con la fibra óptica es que la comunicación se lleva a cabo de manera unidireccional, y si se requiere de una comunicación bidireccional, entonces se requerirá de 2 fibras. [7]

7.4 Conceptos futuros

Los nuevos sistemas avanzados de navegación incluyen el sistema de transporte aéreo de nueva generación de la FAA, que transformará el sistema terrestre de control de tráfico aéreo (ATC) a ser uno basado en satélites, así como el programa europeo SESAR.

Migrar hacia estos nuevos ambientes requerirá de cambios fundamentales en la metodología de administración del tráfico aéreo. La estructura aeroespacial, los procedimientos de diseño y la metodología de control de tráfico aéreo necesitarán enfocarse en la seguridad y eficiencia si se quiere que la capacidad de los aeropuertos aumente y que los operadores puedan mantener sus costos de combustible dentro de lo razonable.

Al mismo tiempo de esta evolución, la FMC continuará requiriendo mejoras que controlen o participen con los sistemas a bordo para las nuevas metodologías de control de tráfico.

Estos métodos incluyen la medición basada en tiempo, separación automática de información de aproximación, sistemas de transmisión independientes y de despliegue en cabina de la información de tráfico. Nuevos procedimientos en terminal, como un procedimiento híbrido de RNP en el sistema ILS, o un sistema de navegación de posicionamiento por satélite, sistema de aproximación y de aterrizaje automático ya son parte del repertorio de la FMC.

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Las FMCs de los nuevos aviones Boeing 787 y 747-8 están incorporando las mejoras que se han detectado a implementar para en el futuro llevar a cabo la Navegación por performance (PBN). Adicionalmente, el diseño de las FMC incorpora opciones de crecimiento para que el cambio en el software tenga un impacto mínimo. [11]

7.4.1 Conceptos futuros en actuadores

La implementación de los actuadores se ha llevado hasta tiempos recientes de forma mecánica o electrohidráulica utilizando servo-válvulas. Existen varios conceptos avazandos de actuación que se encuentra bajo desarrollo que podrían reemplazar los actuadores electrohidráulicos actuales; 3 de éstos son:

- Actuación por movimiento directo. - El actuador electro-mecánico (EMA). - El actuador electro-hidrostático (EHA).

7.4.1.1 Actuación por accionamiento directo

En un actuador electrohidráulico, una servo-válvula requiere una señal eléctrica de movimiento relativamente pequeña del orden los 10 a 15 mA. La razón por la cual tales cantidades tan pequeñas de corrientes son posibles es porque la señal de control es eficientemente amplificada dentro de la sección hidráulica del actuador. En el actuador por accionamiento directo el propósito es utilizar una señal eléctrica de accionamiento con suficiente potencia para hacer obvia la necesidad de una servo-válvula. La bobina de potencia principal es accionada directamente por motores con alto torque requiriendo una corriente alta. 7.4.1.2 Actuadores electromecánicos (EMA)

El actuador electromecánico o EMA remplaza las señales eléctricas y actuación por potencia del actuador electrohidráulico con un motor eléctrico y una caja de engranes aplicando la fuerza motriz para mover el ariete. Los EMAs han sido utilizados en las aeronaves por muchos años en usos como la estabilización o la actuación de puertas; sin embargo la potencia, fuerza motriz y tiempos de respuesta han sido menores que aquellos requeridos para la actuación de controles de vuelo.

3 grandes avances tecnológicos que han mejorado a los EMas a tal punto de ser viable para aplicaciones de control de vuelo son:

- El uso de materiales magnéticos raros en motores DC de 270 V: Los materiales magnéticos clásicos aluminio/niquel/cobalto (AlNiCo) que se han utilizado por muchos años ahora han sido sustituidos por magnetos de samario/cobalto. Esta mezcla de samario/cobalto tiene un mayor producto de energía que, por lo general, llega a tener 10 veces o más del valor magnético que los materiales AlNiCo.

- Dispositivos de conmutación de estado sólido de alta potencia: Los dispositivos de conmutación de estado sólido permiten el uso de técnicas de modulación de ancho de pulso para mantener un torque constante en el motor en todo el rango de velocidades y minimizan las pérdidas de potencia.

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- Microprocesadores para control ligero del motor del actuador: estos ofrecen medios baratos y efectivos de ejercer el control necesario. También permiten una intercomunicación fácil con los sistemas digitales de buses de información si se requiere de esta característica.

Trabajos llevados a cabo en materia de EMAs usando acutadores energizados a 270 V

DC en equipos de prueba han mostrado que se pueden tener mejores respuesta en frecuencia que con los actuadores hidráulicos convencionales. En materia de peso, los EMAs pueden ser más pesados que los actuadores hidráulicos; sin embargo ya a nivel avión, un análisis de peso pueda mostrar que el sistema EMA puede ser más ligero.

Por último, el uso de los 270 V DC de todos los sistemas eléctricos del avión dan gran ventaja al uso de los EMAs. 7.4.1.3 Actuador electro-hidrostático (EHA).

Una opción adicional para la actuación de los controles de vuelo que se encuentra activamente en desarrollo es el actuador electro-hidrostático o EHA. En el EHA un motor eléctrico en cada actuador mueve un sistema hidráulico autónomo que comprende una bomba y reservorio que proveen la fuerza motriz para energizar la superficie de control y que alcance la posición demandada.

Una vez que la superficie de control alcanza la posición demandada, el sistema se “bloquea” y no se requiere de mayor potencia mientras que esa posición se mantenga. Esto tiene un potencial significativo para ser utilizado en aplicaciones de alta demanda de energía con cargas mantenidas como lo pueden ser el actuador de un plano canard o el del estabilizador, mientras que un EMA requeriría de potencia para mantener la posición de la superficie de control.

El motor eléctrico que mueve a la bomba hidráulica es reversible y adicionalmente, el sistema del EHA coincide con el sistema eléctrico de 270 V DC del avión. El control electrónico, la retroalimentación, el monitoreo y los requerimientos BIT han llevado al EHA a interactuar directamente con el bus de información digital de la aeronave.

Una característica de estos 3 conceptos modernos de actuadores es el uso de microprocesadores para mejorar su control y desempeño. La introducción del control digital en los actuadores también permite considerar una interfaz digital directa con las computadoras de control de vuelo digitales por medio de los buses de información (ARINC 429/ ARINC 629/ MIL-STD 1553B).

El desarrollo descrito en los actuadores enfatiza concentrar esfuerzos para seguir con la hidráulica en el avión como la fuente principal de potencia, incluyendo el acomodo de sistemas de presión de hasta 8000 psi.

Finalmente, el desarrollo en los EMAs y EHAs llevan intrínsecamente a un mayor uso de energía eléctrica derivando del concepto de aeronaves completamente eléctricas, particularmente si fuentes de 270 V DC se encuentran disponibles. [7]

85

Conclusiones En los inicios de este siglo XXI, la versatilidad demandada por los sistemas de control de vuelo para poder cubrir los diversos requerimientos de una misión, ya sea civil o militar, es bastante elevada. Por tal motivo se requiere que los sistemas de navegación y de control de la aeronave, de los cuales algunos se abarcaron en este trabajo, puedan tener una interfaz escalable y común para el beneficio del operador de la aeronave. En cuestión de navegación se puede concluir que la precisión del GPS es incuestionable al tener un error de únicamente algunos metros. Al agregar un sistema de respaldo como lo es el INS, que no puede atascarse o ser interferido por ondas electromagnéticas, y combinarse con el GPS, se obtiene una herramienta de navegación increíblemente confiable. Queda también explicada la interacción de estos sistemas de navegación y los actuadores de las superficies de control provista por las computadoras que a su vez transmiten la información por medio de los buses que comercialmente se utilizan en estos días: ARINC 429 por parte de Airbus y ARINC 629 por parte de Boeing. No sería una sorpresa que un futuro mediano se adoptara por parte de los constructores un protocolo de transmisión común que permitiera una mayor intercambiabilidad de componentes a los operadores aéreos, reduciendo así sus costos operativos; éste es sin duda el objetivo de todos ellos. Para concluir este trabajo, cabe mencionar que los conceptos que se tocaron en éste se relacionan íntimamente con otros temas como lo puede ser la navegación basada en Performance. Aunque haría falta realizar otro trabajo dedicado exclusivamente a esta unión de conceptos, es posible entender el “por qué” de la sinergia existente entre todos los sistemas aviónicos de las aeronaves modernas.

86

Referencias

[1] S. Pace, G. Frost, I. Lachow, D. Frelinger, D. Fossum, D. K. Wassem y M. Pinto, «GPS History,

Chronology and Budgets,» de Global Positioning System, Santa Monica, CA, RAND, 1995, pp.

260-266.

[2] M. S. Grewal, L. R. Weill y A. P. Andrews, Global Positioning Systems, Inertial Navigation, and

Integration, Hoboken, NJ: John Wiley & Sons, Inc., 2007.

[3] D. McRuer y D. Graham, «A flight control century: Triumphs of the systems approach,»

Journal of Guidance, Control and Dynamics, vol. II, nº 2, pp. 161-173, 2003.

[4] J. E. Tomayko, Computers take flight: A history of NASA's pioneering digital Fly-by-wire

project, Washington, D.C.: National Aeronautics and Space Administration, 2000.

[5] C. R. Spitzer, The Avionics Handbook, Boca Raton, FL: CRC Press LLC, 2001.

[6] Federal Aviation Administration, Flight Navigator Handbook (FAA-H-8083-18), Oklahoma City:

U.S Department of Transportation, Federal Aviation Administration, Airman Testing Standards

Branch, 2011.

[7] I. Moir y A. Seabridge, Aircraft systems: Mechanical, electrical, and avionics subsystems

integration 2nd Ed., London, UK: Professional Engineering Publishing Ltd., 2001.

[8] M. Tooley, Aircraft digital electronic and computer systems - Principles, operations and

maintenance, Oxford, UK: Elsevier, 2007.

[9] B. Etkin y L. D. Reid, Dynamics of Flight: stability and control, New York: John Wiley & Sons,

Inc., 1996.

[10] B. L. Stevens y F. L. Lewis, Aircraft control and simulation, New York: John Wiley & Sons, Inc.,

1992.

[11] S. Miller, «AERO 2nd Quarter, 2009,» Boeing Co., 2009. [En línea]. Available:

http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/articles/qtr_02_09/article_05_1.html.

[Último acceso: 19 November 2012].

[12] M. Abdulla, J. V. Svoboda y L. Rodrigues, Avionics made simple, Montréal, QC: M. Abdulla,

2005.

87

Anexo A Sistemas y equipos de navegación en tierra y

en la aeronave.

NAVAIDS de corto alcance

NAVAIDS de largo alcance

NAVAIDS de aproximación y

aterrizaje

NAVAIDS de corto alcance y de

aproximación y aterrizaje

Otros

Tabla 3. Código de color utilizado para los diversos sistemas de aviónica en el presente anexo.

Rango Sistema Significado Principio Frec. Localización del sistema Uso

Militar Obsoleto

Tierra Avión Espacio

NA

VA

IDS

de

co

rto

alc

an

ce

Na

ve

ga

ció

n C

on

tin

en

tal

ADF

Automatic

Direction Finder

Provee el rumbo de la aeronave con

respecto a la estación en tierra

MF √ √

NDB Non-

Directional

Beacon

Sistema en tierra usado como un ADF

transmisor con fines de rumbo.

MF √ √

VOR VHF Omni-Directional

Range

Provee la radial de la aeronave con

respecto a la estación

en tierra.

VHF √ √

DME

Distance

Measuring Equipment

Provee la distancia

entre la aeronave y la estación en tierra.

UHF √ √

NDB-

DME NDB & DME

Sistema en tierra con NDB y DME para

medición de distancias y rumbo.

MF/

UHF √

VOR-DME

VOR & DME

Sistema en tierra con VOR y DME para

medición de

distancias y radiales.

VHF / UHF √

TACAN Tactical Air Navigation

Provee rumbo y

distancia con respecto a una

estación en tierra.

UHF √ √ √

VORTAC VOR & TACAN

Sistema en tierra con

VOR y TACAN para medición de

distancias y rumbo.

VHF / UHF √ √

RNAV

Area Navigation /

Random Navigation

Provee rumbo de la aeronave y distancia

con respecto a una posición

VHF /

UHF /SHF

√

Tabla 4. Aviónica de corto alcance.

88

Rango Sistema Significado Principio Frec. Localización del sistema Uso

Militar Obsoleto

Tierra Avión Espacio

NA

VA

IDS

de

la

rgo

alc

an

ce

Na

ve

ga

ció

n I

nte

rco

nti

ne

nta

l

LORAN-

C

Long Range

Navigation (Revision C)

Provee posición de la

aeronave en 2D. LF √ √ √

OMEGA

Optimized Method for Estimated

Guidance Accuracy

Provee posición de la

aeronave en 2D. VLF √ √ √

INS/IRS

Inertial Navigation

System / Inertial

Reference

System

Provee posición y

velocidad de la aeronave en 3D.

-- √

DNS

Doppler

Navigation System

Provee posición y

velocidad de la aeronave en 3D.

SHF √ √

GPS Global

Positioning

System

Provee posición de la aeronave en 3D.

UHF √ √ √

Tabla 5. Aviónica de largo alcance.

Rango Sistema Significado Principio Frec. Localización del sistema Uso

Militar Obsoleto

Tierra Avión Espacio

NA

VA

IDS

de

ap

rox

ima

ció

n y

ate

rriz

aje

Na

ve

ga

ció

n e

n e

l á

rea

de

la

te

rmin

al

ALS

Approach

Lighting System

Provee ayuda visual

durante aterrizaje para aeronaves con

IFR de alta precisión.

-- √

VASIS

Visual Approach

Slope Indicator

System

Provee ayuda visual

durante aterrizaje VFR e IFR de baja

precisión.

-- √

ILS

Instrument

Landing System

Provee una guía para

un aterrizaje con un trayecto directo.

VHF /

UHF √ √

LOC Localizer Provee una guía

horizontal durante aterrizajes ILS.

VHF √ √

GS Glideslope Provee una guía vertical durante

aterrizajes ILS.

UHF √ √

LOC-

DME LOC & DME

Sistema en tierra con

LOC y DME para guía horizontal en

aterrizajes ILS y para medición de distancias.

VHF /

UHF √

MB Marker

Beacon

Provee indicación de que la aeronave se

encuentra en cierto punto.

VHF √ √

OM

MM IM

Outer Marker Middle

Marker Inner Marker

Provee indicación de cuán lejos se

encuentra la aeronave de la

cabecera de pista.

VHF √ √

MLS

Microwave

Landing System

Provee una guía para un aterrizaje con un

trayecto directo o curvo.

SHF √ √ √

DGPS Differential

GPS

Sistema en tierra que incrementa la

precisión del GPS

LF / MF / UHF √

Tabla 6. Aviónica de aproximación y aterrizaje.

89

Rango Sistema En tierra En la aeronave En el espacio

Transmisión Recepción Transmisión Recepción Transmisión Recepción

NA

VA

IDS

de

co

rto

alc

an

ce

ADF √

NDB √

VOR √ √

DME √ √ √ √

TACAN √ √ √ √

VORTAC √ √ N

AV

AID

S d

e

larg

o a

lca

nce

LORAN-C √ √

OMEGA √ √

DNS √ √

GPS √ √ √ √ √

NA

VA

IDS

de

ap

rox

ima

ció

n y

ate

rriz

aje

ILS √ √

MB √ √

MLS √ √

DGPS √ √

Tabla 7. Receptores y/o transmisores.

Figura 46. Referencia “1” de antenas de los sistemas de navegación de la aeronave.

90

Figura 47. Referencia “2” de antenas de los sistemas de navegación de la aeronave. [12]