MODULO 11B. INSTRUMENTACIÓN

TEMA 0. ERGONOMÍA Y CARACTERÍSTICAS DE LOS INSTRUMENTOS

Cualidades de la información proporcionada:

Sensibilidad Fiabilidad Precisión

Localización de los instrumentos de vuelo – “T básica”

Características de los instrumentos del motor:

Debe quedar claro a qué motor pertenece cada instrumento Los instrumentos vitales de seguridad de la aeronave serán visibles desde el puesto de pilotaje Las vibraciones no los dañará Los avisadores visuales de mal funcionamiento se verán en cualquier condición luminosa

Componentes de los instrumentos:

Elemento sensible.- se colocará donde se encuentre el parámetro a medir. Elemento indicador.- escalas graduadas, displays…

Mecánicos.- resortes, cápsulas, ruedas dentadas… Eléctricos.- amperímetros, voltímetros o servos eléctricos. Electrónicos.- pantallas LCD…

Según el tipo de indicación pueden ser:

Cuantitativos.- muestra valores numéricos del parámetro. Cualitativos.- no proporciona un valor concreto pero sí estado o funcionamiento.

Elemento transmisor.- se instala cuando el elemento sensible y el indicador no están cerca. Se emplean sistemas neumáticos, hidráulicos, mecánicos, eléctricos…

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ADI (HORIZONTE ARTIFICIAL) Actitud

ANEMÓMETRO

Velodidad

ALTÍMETRO

Altitud

HSI GIRÓSCOPO DIRECCIONAL

Rumbo

TEMA 1. SISTEMA PITOT – ESTÁTICA

Presión estática presión ligada a la posición que ocupa un sólido en el interior de un fluido. Ésta disminuye cuando aumenta la velocidad del fluido y viceversa. En la aeronave la toma de estática está situada en el exterior del fuselaje a ras y mide la presión atmosférica de la altura de posición.

Presión dinámica de la ecuación de Bernouilli: ρ+ρgh+12∗ρ v2=cte, la expresión 1/2ρv2 es la presión

dinámica y es debida a la velocidad con la que se mueve el fluido.

Presión de impacto (o total) es la obtenida en el interior del Pitot (presión estática + dinámica).

Parámetros que se miden en los instrumentos:

Altímetro.- diferencia medida entre presión atmosférica y la existente en la cápsula aneroide (cápsula con el vacío interior).

Variómetro.- diferencia de presión estática (ascenso y descenso). Anemómetro, indicador de nº de Mach.- diferencia entre la presión estática (toma estática) y la de

impacto (tubo Pitot).

Calculador de datos de aire (ADC)

Recibe las presiones a través de los conductos y trata la información de las diferentes presiones recibidas para transformarlas en señales eléctricas.

Tubo Pitot

Es el elemento detector de los instrumentos de presión con el que se proporciona presión de impacto al anemómetro y al indicador de nº de Mach. Cuando el aire se considera incompresible:

P1+12∗ρ v1

2=P2

ya que el término 12∗ρ v2

2=0. Esto es válido para nº de Mach entre 0´5 y 0´6.

Para prevenir errores debido a la formación de hiel depósitos de agua en el interior del tubo se instalan unos calentadores consistentes en unas resistencias eléctricas.

Toma estática

La presión estática se utiliza en todos los instrumentos del sistema pitot – estática. La presión medida coincide con la presión atmosférica a la altura a la que se vuela. Hay que tener en cuenta la depresión sufrida por el aire en las tomas estáticas debido al efecto venturi (error de estática). Para eliminar el posible fallo por engelamiento (formación de hielo) se colocan tomas a ambos lados del fuselaje.

Cápsulas

Las cápsulas son los diafragmas que se utilizan en los instrumentos para comparar presiones. Las cápsulas a las que se les ha practicado el vacío son cápsulas aneroides. Para que no se peguen las paredes del diafragma se insertan muelles en su interior que tienden a separarlos. Errores:

a) Envejecimiento.- con el uso varía el valor del módulo de elasticidad de cápsula.

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b) Histéresis.- es causa de la forma o rapidez con que se aplica la presión. Debido a que los materiales no tienen una elasticidad instantánea, se producirá un retraso en la deformación proporcional a la presión aplicada.

c) Error por temperatura.- el módulo de elasticidad del diafragma aumenta con la temperatura. Para corregir este error se utilizan las tiras o varillas bimetálicas.

Errores del Pitot – Estática

El más importante es el debido a la posición de las tomas estáticas. Se sitúan de forma que las condiciones de engelamiento no varíe la relación entre presión interior y exterior de la toma. Además:

Debe tener drenaje para humedad y pocos recodos, así como protección contra corrosión. El error de altitud, a nivel del mar en atmósfera estándar ISA, no debe ser superior a 30 pies cada

100 nudos de velocidad. Si tiene ADC, un fallo de este elemento debe permitir el funcionamiento de la toma aunque sea sin

corrección. En aeronaves no presurizadas puedo seleccionar la toma alternativa, bloqueando la otra, pero no

deben bloquearse nunca ambas a la vez. Si se bloquean las tomas estáticas simultáneamente: Altímetro fijo Variómetro marcará 0 cuando se igualen las presiones internas Anemómetro dará indicación de velocidad errónea (disminuye la velocidad indicada con el

aumento de altura y viceversa)

Si el fallo está en el tubo Pitot, sólo se reflejará en el anemómetro.

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TEMA 2. ALTÍMETRO

El altímetro es el instrumento del sistema pitot – estática que indica la altitud midiendo la presión estática. El elemento sensible lo forman varias cápsulas aneroides con muelles en su interior. Tipos:

1. Altímetro convencional .- las variaciones de las cápsulas se transmiten al indicador por medio de mecanismos amplificadores, palancas de aumento y juego de engranajes. También dispone de un vibrador mecánico para impedir que algún engranaje se enganche. Si éste no tiene vibrador se “golpea” ligeramente cuando sea necesario. Dispone de varilla bimetálica en forma de U para corregir el error por Tª.

2. Servoaltímetro .- en éste el sistema de transmisión por engranajes es sustituido por un dispositivo eléctrico, que consiste en una varilla en forma de E y otra en I. la variación de la cápsula aneroide provoca una variación del flujo magnético sobre la bobina en E, lo que induce una señal eléctrica que se envía a un moto, previamente amplificada. Este servomotor mueve las agujas indicadoras de altitud del instrumento y además regula el movimiento de E e I para que adopten la posición relativa inicial tras el movimiento de la cápsula.

Elementos característicos del altímetro:

Esfera graduada (de 0 a 9) Agujas indicadoras Marcas de altitud (cada 20 pies) Ventanilla de Kollsman (para observar el reglaje del instrumento) Mando de calaje Expresión de la unidad de presión (mb o inches) Índice de referencia “bug” (marcas de recordatorio) Bandera da aviso de mal funcionamiento

Errores del altímetro:

Error de fricción.- debido a desajustes o enganches del sistema de transmisión. Se evita con el vibrador.

Error de escala.- derivado de la irregular expansión de las cápsulas. Error de instalación/posición.- debido a las instalación de las tomas estáticas. Error de indicación contraria.- se detectan presiones estáticas falsas cuando la aeronave altera

bruscamente su posición de cabeceo. Se corrige actuando los mandos suavemente. Error de histéresis.- las cápsulas aneroides tardan en reaccionar ante los cambios de presión. Se

minimiza realizando ascensos y descensos más suaves.

Errores del altímetro en atmósfera no estándar:

Error por Tª.- cualquier variación de Tª respecto a la estándar implica indicación errónea de la altitud: días cálidos altitud indicada inferior a la real días más cálidos altitud indicada superior a la real

Error de presión.- siempre que no exista atmósfera ISA, la altitud no será real, lo cual puede afectar a la seguridad en la operación de las aeronaves. Todos los errores por este hecho pueden corregirse con el ADC.

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Tipos de altitud:

IA, Altitud Indicada.- la que se lee CA, Altitud Calibrada.- IA corregida del error de posición/instalación PA, Altitud de Presión.- CA tomando atmósfera IA, altitud sobre el nivel del mar DA, Altitud de Densidad.- PA corregida por efecto de la Tª TA, Altitud Verdadera.- altitud real sobre el nivel del mar AA, Altitud Absoluta.- altitud real sobre el terreno sobreelevado

Altímetro Codificador

Aquel al que se le añaden los mecanismos necesarios para que sea capaz de transmitir la altitud que está siendo detectada por el instrumento al equipo transpondedor de la aeronave. Estos mecanismos son:

Lámpara de luz Disco colimador (convierte los rayos en paralelos) Lente de enfoque Disco codificador Célula fotoeléctrica (lee la altitud que indica el codificador) Convertidor de señal de analógica a digital, que se envía al transpondedor

Comprobación del Altímetro

Debe ser comprobado antes de cada vuelo. Para ello es suficiente ajustar el QNH (presión medida en el aeródromo y reducida a nivel del mar) existente en la zona y comprobar que la altitud indicada coincide con la elevación del punto donde se encuentre la aeronave.

Situaciones de emergencia en el Sistema de Estática

Si se produce una obstrucción en alguna de las tomas estáticas o en sus canalizaciones, la presión queda bloqueada en el interior. En este caso la tripulación debe seleccionar la toma estática alternativa. Si la toma alternativa está dentro de la aeronave no presurizada, el altímetro dará una indicación algo superior a la real. Si está en la góndola de la rueda del tren, el altímetro indicará una altitud inferior a la real.

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TEMA 3. MEDIDORES DE VELOCIDAD

La medida de velocidad se realiza comparando la presión de impacto (Pitot) con la presión estática (toma de estática).

Anemómetro. Principio de funcionamiento.

Desde el tubo Pitot se recibe el aire de impacto que se comunica con el interior de una cápsula flexible instalada en la caja hermética del instrumento, cápsula que se expande y contrae conforme aumente o disminuya la velocidad (presión de impacto) respectivamente. Las tomas estáticas se conectan directamente con el interior de la caja (exterior de la cápsula). A través de conexiones mecánicas se une la cápsula a una aguja indicadora. El error por Tª es corregido por medio de láminas bimetálicas.

Errores del anemómetro:

Error de instrumento.- por falta de precisión en la fabricación Error de instalación.- depende del elemento transmisor (longitud, curvaturas…) Error de posición.- debido las tomas de estática principalmente Error de compresibilidad.- se da para velocidades superiores a 250 nudos ó 0´5-0´6 Mach. Se tiene

en cuenta para la calibración del instrumento. En condiciones de Tº como en atmósfera ISA no existe este error

Error de densidad.- debido a la diferencia de densidad entre la atmósfera real y la ISA. Si el avión tiene ADC, lo corrige.

Tipos de velocidad:

IAS, Velocidad Indicada.- se lee directamente del instrumento BAS, Velocidad Básica.- IAS corregida por el error del instrumento CAS, Velocidad Calibrada.- BAS corregida por el error de instalación/posición EAS, Velocidad Equivalente.- CAS corregida por el error de compresibilidad DAS, Velocidad de Densidad.- CAS corregida por el error de densidad TAS, Velocidad Verdadera.- EAS corregida por error de densidad o bien, DAS corregida por error de

compresibilidad. Es la velocidad real con que se desplaza la aeronave dentro de la masa de aire. A medida que aumenta la altura TAS > EAS

Los indicadores se deben calibrar para que indiquen TAS a nivel del mar en atmósfera ISA. Una vez instalado, el error de instalación/posición no debe exceder el 3% de CAS o 5 nudos desde 1´3V S1 hasta VMO/NE, siendo

VS1 = velocidad de pérdidaVMO = velocidad máxima de operación (de vuelo)VNE = velocidad de nunca exceder

Indicador de Nº de Mach

El nº de Mach (MN) se define como el cociente entre la velocidad verdadera TAS y la velocidad del sonido (C) a la altitud de vuelo en ese momento:

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MN=TASC

Manteniendo IAS = cte, la TAS aumenta conforme aumenta la altura.

ASCENSO DESCENSOPara IAS = cte, TAS y MN Aumentan DisminuyenPara TAS = cte, IAS/MN Disminuye/aumenta Aumenta/disminuyePara MN = cte, IAS y TAS Disminuyen Aumentan

Un indicador de MN por tanto tiene que estar compuesto por un anemómetro (cápsula encerrada en caja hermética) y un altímetro (cápsula aneroide) encerrados ambos en el mismo conjunto del anemómetro.

Error de indicación de MN:

El más importante es el dado al medir la presión estática. Los errores de indicación debidos a fallos en el sistema Pitot – Estática tienen el mismo tratamiento que cuando se habla de fallos en el anemómetro debido a bloqueos de las sondas Pitot – Estática.

Velocidad de operación:

VA.- velocidad de maniobra con límite de carga estructural VFC/MFC.- velocidad máxima para condiciones seguras de estabilidad VLOF.- velocidad de despegue VMO/MMO.- velocidad máxima de vuelo en cualquier condición VNE.- velocidad de nunca exceder VS.- velocidad de pérdida V1.- velocidad máxima de despegue V2.- velocidad de seguridad al despegue

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TEMA 4. INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL

El VSI o Variómetro proporciona información de la velocidad de ascenso o descenso de la aeronave. Es un indicador de diferencia de presión en el cual, introduciendo un factor de tiempo, se mide y se indica el régimen de cambio de la presión estática y por tanto el régimen vertical de ascenso/descenso de la aeronave conforme a la atmósfera ISA.

El VSI es un instrumento herméticamente cerrado que consta de:

a) Cápsulab) Difusor o unidad restrictora.- conecta a la cápsula por un tubo capilar a través del cual se transmite

al instante la presión estática exterior al interior de la cápsula. La unidad medidora también transmite la presión estática exterior al interior de la caja del instrumento (exterior de la cápsula) limitando el flujo de aire que entra o sale de la caja

c) Sistema indicadord) Muelles de calibración, para ajustar la contracción o dilatación de la cápsula

Tipos de VSI:

1. Tipo tubo capilar y orificio .- permite compensar la indicación errónea generada por una Tª distinta a la que se tendría en ese nivel en ISA.

2. Tipo cerámica o barro poroso .- los cambios de Tª son compensados con varillas o láminas bimetálicas.

La esfera del VSI está graduada en ft/min.

Principio de Operación:

Vuelo recto y nivelado .- la cápsula no sufre alteración alguna y el elemento indicador marcará 0. Ascenso .- cuando sube, la presión estática de ese punto (que es menor) se transmite

inmediatamente al interior de la cápsula pero, en el interior de la caja (exterior de la cápsula) tarda un poco en alcanzar dicha presión, y al mantenerse siempre ligeramente superior, la cápsula se contrae.

Descenso .- cuando desciende, la presión estática del mismo punto (que es mayor) se transmite inmediatamente a la cápsula pero, al interior de la caja (exterior de la cápsula) tarda en llegar esa presión por efecto del difusor, por tanto, Pcápsula > Pcaja y ésta se expande.

IVSI. Indicador de velocidad vertical instantáneo

El IVSI lleva lo mismo que un VSI pero, además tiene 2 acelerómetros neumáticos (cilindros y pistones) encargados de provocar un movimiento inicial en instantáneo de la aguja indicadora ante una variación en la aceleración vertical experimentada por la aeronave. El inconveniente del IVSI es que produce errores en los virajes debido a la fuerza centrífuga.

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Errores del VSI:

Debidos a cambios de presión estática no lineal Debido a variaciones de Tª, densidad y viscosidad respecto a la atmósfera ISA Error de instrumento debido a la imprecisión de fabricación Error de posición debido a las tomas estáticas Error de indicación contraria.- debido a la detección de presiones estáticas falsas cuando la

aeronave altera bruscamente su posición de cabeceo Retraso en la indicación (histéresis)

Situaciones de emergencia en el sistema de estática

Considerando aeronaves no presurizadas:

Con toma estática alternativa.- si una se bloquea se selecciona la otra Sin toma estática alternativa.- romper el cristal del VSI y tomar la presión del interior de la

aeronave, pero de esta forma se invierte el proceso normal, es decir, presión inmediata en la caja y retardada en la cápsula

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ADC

TEMA 5. CALCULADOR DE DATOS DE AIRE (ADC)

Las presiones se reciben en un lugar centralizado de la aeronave, se miden, comparan, se corrigen y se utilizan para realizar cálculos. La información resultante es enviada allí donde se necesita por medios de transmisión eléctrica o, previo paso por un conversor analógico/digital, por medios de transmisión digital. Los parámetros a medir son:

Presión estática Presión Pitot Temperatura

Los sensores que utiliza el sistema son:

Sonda Pitot Tomas estáticas sensores de ángulo de ataque Sondas de Tª

El ADC tiene las siguientes entradas (inputs):

Presión estática Presión Pitot TAT Posición del tren de aterrizaje Módulo de Configuración Referencia barométrica

El ADC no corrige el error de histéresis, aunque sí computa el error de instalación/posición del instrumento.

ADM (Air Data Module).- modulo de configuración, con información particular sobre cada tipo de aeronave (VMO, corrección del pitot – estática, márgenes y valores extremos, programa de chequeo). Suministra los datos necesarios para corregir los errores.

BITE (Built In – Test Equipment).- principio de funcionamiento según el cual es el propio sistema el que está constantemente comprobando la integridad y fiabilidad de las señales. El monitor de fallos determina la validez o no de la señal para presentar o no la bandera de aviso de fallo del instrumento.

ADS (Air Data System).- combinación de sensores, computadores e instrumentos.

ADS ALTÍMETRO Ps ALERTADOR DE ALTITUD Pt VARIÓMETRO Tª ANEMÓMETRO

VELOCIDAD VERDADERA TAS TEMPERATURA ESTÁTICA SAT

AOA EFIS ATS

FDR SWITCH TREN PANEL AVISO

TRANSPONDER

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Módulo de configuración

Sensores de medición de temperatura:

Tipo “bulbo embutido ”.- resistencia de alambres de platino (tipo termopar) montado a ras del revestimiento de la aeronave.

Tipo Tubo Pitot .- resistencia de alambres de platino encerrado herméticamente en el interior de la sonda.

Tipos de ADC:

CADC (Central ADC) .- señales de salida eléctricas a los instrumentos indicadores. DADC (Digital ADC) .- señales de salida digitales enviadas a pantallas electrónicas (EFIS). ADIRU (Unidad de Referencia Inercial y de Datos de Aire) .- se integran en un único elemento las

unidades digitales calculadoras de datos de aire con las de referencia inercial.

El ADC comienza su funcionamiento al recibir energía de la barra.

El piloto no controla directamente el funcionamiento del equipo, pero puede realizar operaciones de comprobación.

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TEMA 6. PRINCIPIOS BÁSICOS DEL GIRÓSCOPO

Clasificación de los instrumentos giroscópicos:

De Actitud – Horizonte Artificial ADI (Attitude Director Indicator) EADI (Electronic Attitude Director Indicator) AHRS (Attitude heading Reference System)

De Rumbo – Direccional RMI (Radio Magnetic Indicator) HSI (Horizontal Situation Indicator) EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator) INS (Inertial Navegation System)

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Para no confundir el ADI con el HSI:

Indicador de Situación Horizontal (HSI).- indicación de rumbo. Usa giróscopo direccional horizontal.

Horizonte Artificial (ADI).- indicación de actitud. Usa giróscopo direccional vertical.

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Cuando se construye un giróscopo para ser utilizado en aviación se intenta:

Que su masa sea la mayor posible (materiales de gran densidad) Que su radio de giro sea muy grande (masa concentrada en los bordes de giro) Que su aceleración angular sea grande (muchas rpm)

Al disco que gira se le denomina rotor del giróscopo.

Según los grados de libertad existen distintos giróscopos:

Universal .- 3 GL (2 GL si no consideramos su propio plano de giro). El rotor se encuentra aislado en el espacio, siendo independiente de los posibles movimientos de la aeronave. También se les llama giróscopos libres.

Semirrígido .- 2 GL (1 GL sin considerar su plano de giro). Tiene una cuna y un soporte portacuna. El rotor puede girar libremente en su plano de giro y uno perpendicular.

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Rígido.- 1 GL. No se utiliza en aviación.

Requisitos de construcción:

Cada giróscopo debe obtener su energía de fuentes que aseguren el continuo funcionamiento.Se prevenga de su deterioro por lluvia, aceite o cualquier otro elemento.Debe existir un medio para indicar el correcto suministro de corriente al instrumento.En aviones bimotores se dispondrá de dos fuentes de energía.El fallo de uno de ellos no supondrá el fallo de cualquier otro.

Según la fuente de energía que utilizan existen giróscopos:

Neumáticos .- funcionan con un sistema de vacío en una caja no hermética cerrada. El disco rotor tiene una serie de álabes en su periferia, de manera que rocen con el aire que circula por el interior de la caja. Dá unas 15000 rpm. Presenta los siguientes errores:

Al aumentar la altitud es más difícil mantener las rpm Dificultad para mantener el vacío en cabinas presurizadas Posibilidad de contaminación por humedad o suciedad

Eléctricos .- emplean motores eléctricos para dar el giro al rotor. El rotor del motor eléctrico es el mismo cuerpo giroscópico, siendo el excitador o estator parte del mismo eje del giróscopo. Tiene mayor precisión que el anterior. Se encuentra en una hermética cerrada. Dá unas 20000 – 23000 rpm.

Cuando se habla del giróscopo vertical u horizontal se refiere a la posición del eje del rotor:

Horizontales.- el eje del rotor es paralelo al plano horizontal del lugar en que se encuentra. Verticales.- el eje del rotor sigue una línea paralela a la vertical del lugar en que se encuentra.

Propiedades del giróscopo:

1. Rigidez en el espacio (o inercia giroscópica) .- propiedad de mantener el plano y la velocidad de giro.2. Precesión (o desviación) .- es el cambio de dirección del eje de giro, es decir, del plano de giro del

rotor. La precesión en el plano horizontal se llama deriva (drift) y en el plano vertical se llama vuelco (topple).

Tipos de precesión:

Precesión real .- movimiento del eje de giro debido a la aplicación de fuerzas inevitables causadas por los rozamientos de los cojinetes y el aire, las fluctuaciones de energía que imprime aceleración angular al rotor, fuerzas centrífugas y aceleraciones creadas en los virajes que realice la aeronave.

Paradoja giroscópica .- cuando a un giróscopo se le aplica una fuerza que le hace precesionar, el movimiento del eje se produce en un plano perpendicular al de aplicación de la fuerza. Esto es debido al giro del giróscopo. El operario debe restablecer la dirección primitiva del eje del roto, manual o automáticamente.

Nutación .- oscilación periódica que tiene cualquier eje en movimiento. Por el hecho mismo del giro se genera una oscilación del eje que varía su dirección. Cuando se desacelera el rotor por pérdida de energía, su eje aumenta esta oscilación y las indicaciones comienzan a ser errráticas.

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Precesión aparente .- en aviación, los giróscopos direccionales se suelen alinear con la dirección del N en el lugar en que se encuentre el operario. En el encuentro de la alineación, la dirección del eje es la correcta. Debido al movimiento de rotación de la Tierra, al cabo de un tiempo, el eje sigue alineado con la dirección espacial primitiva del N, cuando éste ya no encuentra en esa orientación. La sensación que tiene el piloto en cabina es la de tener un giróscopo que precesiona con el tiempo. A este fenómeno en el que los giróscopos parecen precesionar debido a la rotación de la Tierra se le denomina precesión aparente. El efecto de precesión tendrá un valor de 15o/hora · seno de la latitud del lugar. La precesión es máxima en los Polos y 0 en el Ecuador para los giróscopos horizontales que se alinean con la dirección de los meridianos.

Precesión por transporte .- cuando se vuela en una zona limitada en longitud y latitud, las precesiones que se pueden dar son la real y la aparente. Depende de la velocidad suelo, de la ruta que se vuela y de la latitud. Si se vuela cambiando la latitud con un giróscopo horizontal, la causa de esta precesión se debe al transporte de los giróscopos alrededor de la superficie esférica de la Tierra.

Precesión por transporte GRID .- se produce como consecuencia de utilizar cartas aeronáuticas en las que los círculos máximos no se ven representados por líneas rectas. Las líneas rectas en el plano son las que se seleccionan para el vuelo, las cuales n son círculos máximos. Los giróscopos realmente siguen círculos máximos.

Sistemas de erección.- son los encargados de aplicar las fuerzas necesarias que contrarresten aquellas no deseadas, con el fin de mantener el conjunto alineado con la referencia deseada.

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TEMA 7. GIRÓSCOPO DIRECCIONAL

El giróscopo direccional DG es un instrumento empleado para proporcionar indicaciones de rumbo. Es de eje horizontal. Tiene 2 GL (sin tener en cuenta el plano de giro del rotor).

Tipos:

a) DG tipo anillo .- a la cuna exterior se le acopla una carta circular, a modo de anillo, graduada en los 360o del horizonte.

b) DG tipo carta .- se sustituye el anillo por una rosa de rumbos a la cual se transmite la información desde la cuna exterior por media de los sistemas de engranajes.

Errores del girodireccional:

Precesión real .- los modernos apenas presentar este error por poco rozamiento entre elementos. Precesión aparente .- se corrige mediante un “tornillo de latitud” que consiste en un pequeño

contrapeso y tuerca situados en extremos opuestos del eje del rotor. Si el giro se produce en el plano vertical, se emplea un interruptor electrolítico y un motor de erección.

Error cardánico .- se produce siempre que el DG se desplaza sin que los ejes de las cunas mantengan la perpendicularidad en al menos un plano. Los errores desaparecerán cuando finalice la maniobra que los originó.

Ajuste o calaje

Tras un periodo de tiempo surgen errores en la indicación por precesiones indeseadas. Esto se adivina porque el rumbo que indica el DG no coincide con el de la brújula magnética. Es conveniente por ello comparar ambas indicaciones y, si es necesario, alinear correctamente de forma manual el eje de giro del giróscopo con el N magnético cada 15 o 20 minutos aprox. Esto es calar el rumbo magnético, mediante el mando o botón de ajuste o de inmovilización. Para calar el rumbo magnético se requiere:

1. Establecer vuelo recto y nivelado sin aceleraciones2. Observar el rumbo de la brújula3. Determinar qué rumbo magnético corresponde al rumbo en brújula observado4. Calar el rumbo en el DG con el botón

Al producirse cualquier tipo de fallo en el giróscopo horizontal, aparece en el instrumento una bandera de mal funcionamiento de color rojo o naranja rotulada HDG.

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TEMA 8. SISTEMAS DE RUMBO GIROSCÓPICAMENTE ESTABILIZADOS

Cuando se utiliza el giróscopo direccional para conseguir estabilizar la señal de rumbo de un sistema de telebrújulas, se obtiene un sistema de rumbo giroscópicamente estabilizados. En él, el elemento de detección magnética se encarga de vigilar un elemento de indicación giroscópica.

Componentes básicos:

Telebrújula (o válvula de flujo).- elemento sensible a las líneas de fuerza de la componente horizontal del campo magnético terrestre. Al recibir estas líneas de fuerza se produce, por el principio de funcionamiento del transformador, un voltaje inducido y conseguir una señal variable en función de la posición. Es fijo y gira solidariamente con la aeronave.

Compensador magnético de desvíos.- siempre que no se logra situar la telebrújula en un lugar en el que se encuentra totalmente libre de errores de desvíos se utiliza un dispositivo de compensación magnética previamente calibrado en tierra y que permite que las lecturas dadas por el indicador de rumbo sean lo más exactas posibles.

Giróscopo direccional.- trabajando en modo de esclavización magnética, la acción del DG es estabilizar la señal de rumbo magnético. Un fallo del giróscopo dará una información de rumbo no fiable. Entonces se pasa al modo telebrújula.

Mecanismo de erección.- interruptor electrolítico y un motor de erección. Unidad de control.- puede instalarse de dos formas:

Integrada en la misma presentación del indicador, en cuyo caso suele aparecer un indicador de sincronismo, un control de sincronismo, e incluso un selector SLAVE/DG.En una unidad de control separada e independiente, donde además de los elementos mencionados anteriormente puede aparecer un control de latitud.

Modos:

1. SLAVE/MAG/BRÚJULA .- modo esclavización magnética. El DG siempre apunta al Norte Magnético.

2. DG/FREE .- modo girodireccional DG. Cuando la información de la telebrújula se desconecta del DG, el eje de éste apunta a la referencia que seleccione el operador y se mantiene por el principio de inercia giroscópica.

3. COMPASS .- modo telebrújula sólo. La información que proporciona, previa corrección a través del compensador magnético de desvíos, se presenta en el indicador de rumbo magnético no estabilizado giroscópicamente, ya que el DG no interviene en el proceso de la obtención de la información del rumbo.

Indicador de sincronismo.- sólo en modo esclavización magnética. Indica al piloto si el eje del DG está o no alineado correctamente con N magnético.

Control de latitud.- la corrección por latitud sirve para eliminar los errores por precesión aparente cuando el sistema funciona en modo DG y también elimina los errores de transporte. Actúa mecánicamente sobre el control de corrección por latitud o tornillo de latitud situado junto al eje del giróscopo y que mueve el mismo.

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TELEBRÚJULACOMPENSADOR

MAGNÉTICO DE DESVÍOS

UNIDAD DE CONTROL

GIRÓSCOPO DIRECCIONALMECANISMO DE ERECCIÓN

INDICADOR

Control de sincronismo.- se utiliza indistintamente en modo SLAVE o DG. Sirve para mover el eje del giróscopo hacia una determinada referencia. En SLAVE, el control de sincronismo se utiliza para alinear correctamente el eje del mismo tras haber sufrido una precesión que lo haya desalineado.

Tipos de sistemas de rumbo giroscópicamente estabilizados:

a) Sistema de brújula giromagnética .- giróscopo + telebrújula en una única unidad.b) Unidad remota de referencia de rumbo .- la unidad que incorpora el giróscopo se encuentra

separada e independiente tanto de la telebrújula como del elemento indicador, por lo cual, la posición del giróscopo horizontal se transmite por medios eléctricos hasta el servo que acciona y mueve la rosa indicadora de rumbos que aparece en cabina. Esta disposición es la más común en indicaciones tipo RMI, HSI o EFIS.

Errores de viraje y aceleración

El sensor de la telebrújula debe permanecer siempre paralelo a la superficie terrestre. Si el detector de flujo se inclina por la fuerza centrífuga en alabeo y cabeceo se genera un error en la información de salida. Por ello se dispone de un relé de desconexión de la señal de la telebrújula, que al detectar un viraje de 15 o/min o superior corta la señal. Entonces durante el viraje la información correcta la proporciona el giróscopo.

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RELÉ DE DESCONEXIÓN

Rumbo magnético no estabilizado

Rumbo magnético no estabilizadoRumbo magnético estabilizado

CORRECTOR DE LATITUD

MAG DG

COMPASS

TEMA 9. HORIZONTE ARTIFICIAL (ADI)

La finalidad del horizonte artificial es la de proporcionar al pilot una incicación de su actitud con respecto a la superficie terrestre. Tiene un giróscopo vertical. El eje de la cuna interna se alinea con el eje lateral de la aeronave y el eje del portacuna con el eje longitudinal de la aeronave. El rotor gira en sentido cw. Curante vuelo recto y nivelado los tres ejes forman 90o entre sí. Tipos:

Horizontes artificiales neumáticos .- utilizan el sistema de vacío para proporcionar el giro necesario al rotor.

Horizontes artificiales eléctricos .- son energizados por alterna 115 V y 400 Hz. Adquieren mayor nº de rpm que los anteriores, del orden de 20000 rpm, por lo que son más precisos. Los elementos sensores de alabeo y cabeceo son sincros.

La caja del instrumento, ligada a la aeronave, acompaña a la misma en todos sus movimientos. Sobre ella se representan el morro del avión y una escala de grados de alabeo.

En horizontes antiguos la capacidad de indicación en profundidad es de 85o. Si siguiera hasta los 90o se produciría un movimiento rápido y violento del giróscopo que saca el eje de su posición (“bloqueo cardánico” o “gimbal lock”). Se evita con topes elásticos.

En horizontes modernos se indican los 360o de giro en cualquier sentido sin ninguna limitación.

Sistemas de erección:

Mecánicos .- los más usados son de paletas oscilantes (en horizontes neumáticos) y el de bolas (en horizontes eléctricos). Se produce el movimiento del sensor por gravedad y modifica la posición del giróscopo.

Eléctricos .- en los horizontes eléctricos con giróscopo remoto se utilizan interruptores electrolíticos de nivelación junto con motores de torsión. Los interruptores son tubos de cristal herméticos con 3 electrodos y rellenos de mercurio con una burbuja de gas inerte.

Sistemas de erección rápida

Para iniciar el funcionamiento del sistema cuando la aeronave está en el suelo y también cuando en vuelo el eje se desplaza más de 10o de la vertical se usa un sistema de erección rápida para aumentar la tasa de erección. Esto se consigue aumentando el voltaje aplicado a los motores de erección.

Errores. Sistema de corte de la erección

Cuando los errores son debidos al sistema de erección y no a la inercia giroscópica, la mayoría de los giróscopos montan un sistema de corte de erección. Se instalan unos interruptores electrolíticos que, ante una variación de la posición de la vertical superior a un umbral determinado, hacen que el sistema de erección se desconecte. Éste no vuelve a actuar hasta que no cesa la aceleración que ha modificado la posición de la vertical.

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Horizonte de emergencia

La norma europea establece que para los vuelos de transporte aéreo comercial en condiciones visuales las aeronaves deben disponer de un indicador de actitud para cada puesto de pilotaje requerido para la operación. Cuando se vuela en condiciones meteorológicas instrumentales o nocturnas, además de lo anterior, se requiere disponer de un horizonte de emergencia en aviones de > de 5700 kg o más de 9 pasajeros que, en caso de fallo del sistema girovertical principal, proporcione información continua tanto en operación normal como en emergencia, durante un periodo mínimo de 30 min., operado por un sistema de energía de emergencia.

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TEMA 10. INDICADOR DE VIRAJE Y ALABEO

El indicador de viraje y alabeo es un instrumento que proporciona información de régimen de viraje ( o/s). el régimen de viraje depende únicamente del ángulo de alabeo y de la velocidad de la aeronave. Se utiliza para:

Compensación direccional de la aeronaveVirajes recomendados a un régimen determinadoRealización de virajes coordinadosFuente de emergencia indicadora de actitud

Bastón

Es el indicador de régimen de viraje. Consiste de un giróscopo semirrígido (1 GL) y eje horizontal. No varía ni en cabeceo ni alabeo. Cuando se realiza un viraje, se le aplica un par de fuerza al eje del giróscopo en el plano horizontal, haciéndole precesionar hacia el lado contrario del viraje y en el plano vertical que contiene al eje del giróscopo (paradoja giroscópica).

Para que la aguja o bastón indique el cambio de rumbo al lado correcto, el movimiento del rotor se transmite a través de un mecanismo que invierte el sentido de giro. El instrumento también dispone de:

a) Muelleb) Topes restrictivos de movimiento (45o)c) Elemento amortiguador

Bola

Siempre que se realiza un viraje se tiende a eliminar las aceleraciones laterales. Esto se consigue inclinando la aeronave lo suficiente como para que la componente horizontal de la sustentación contrarreste la aceleración centrífuga causada por el viraje.

La bola es el instrumento que indica la dirección de la resultante de las aceleraciones sufridas por la aeronave en cualquier condición de vuelo. Se introduce una bola dentro de un cristal en forma tórica relleno de keroseno y también existe una pequeña cámara de aire para absorber las dilataciones o contracciones por Tª.

Viraje coordinado .- gravedad y fuerza centrífuga equilibradas por la sustentación. Viraje no coordinado .- la bola se desplaza hacia el lado correspondiente a la posición de la

resultante de las fuerzas.

Los indicadores están calibrados para proporcionar indicaciones exactas de regímenes de viraje de 1´5 o/s (viraje semi-estándar) y 3o/s (viraje estándar). Por tanto el viraje semi tarda más en dar una vuelta completa.

Coordinador de viraje.- lo que hace el instrumento es adelantarse a la indicación de viraje mostrando la inclinación en un primer momento.

El indicador de viraje puede presentarse en cabina como un instrumento independiente o estar integrado en la parte inferior del HSI o del ADI.

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TEMA 13. BRÚJULA MAGNÉTICA

La brújula magnética consiste en un conjunto magnético autónomo que proporciona indicación constante del rumbo. Utiliza para ello la componente horizontal del campo magnético terrestre. Consta de los siguientes elementos:

1. Elemento magnético.- imán de cobalto2. Mortero o cuba.- recipiente hermético3. Líquido amortiguador.- líquido con alto grado de inalterabilidad que proporciona estabilidad al

elemento magnético reduciendo las vibraciones. Suele ser un fluido de silicona, tricloroetileno o una disolución de agua destilada y alcohol.

4. Elemento de expansión.- diafragma o fuelle que se deforma con las diferencias térmicas.5. Correctores magnéticos.- barras magnéticas colocadas en la parte superior del cristal del mortero

que tratan de corregir ciertos errores de marcación, debidos a campos magnéticos y eléctricos generados por los componentes metálicos de la aeronave.

6. Elemento iluminador.- bombilla.

Errores de la brújula

Error de guiñada.- es típico de aeronaves polimotores cuando existen diferencias en los ajustes de palanca de gases.

Error de oscilación.- producidos por turbulencias. Error de actitud.- producido cuando la aeronave no se encuentra nivelada tanto en alabeo como en

profundidad. Desvío.- los elementos magnéticos de la aeronave generan interferencias en los imanes de las

brújulas. Los estándares de certificación europeos establecen como límite del desvío para vuelo nivelado 10o en cualquier rumbo. Cuando este límite es rebasado se realiza una calibración de la brújula denominado “compass swing”.

Errores causados por la inclinación magnética.- la brújula se construye colocando el centro de gravedad del elemento magnético por debajo y en la vertical del punto de pivote. Este método de minimizar la inclinación del elemento magnético se denomina pendulación del sistema magnético.

Error de aceleración.- siempre que se aplica una aceleración en el sentido de avance del a aeronave, + o -, se producen variaciones en la inclinación del elemento magnético, lo que ocasiona variaciones en el rumbo leído por el piloto.

Error de viraje.- cuando se realiza un viraje, la brújula se ve afectada por la fuerza centrífuga creada por el mismo.

Al no depender de ninguna fuente de energía, se instala en las aeronaves para el caso de fallo de los sistemas primarios indicadores de rumbo.

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