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ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ DIAGNÓSTICO TEMAS: 1. Presión atmosférica. – 2. Atmósfera Estánda...

ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ DIAGNÓSTICO TEMAS: 1. Presión atmosférica. – 2. Atmósfera Estándar Internacional. – 3. Presión Estática y Dinámica. – 4. Magnetismo. – 5. Sensores y transductores. – 6. Símbolos eléctricos, electrónicos y lógicos. 1. PRESIÓN ATMOSFÉRICA Es uno de los factores básicos en los cambios de clima, ayuda a la sustentación de un avión, y acciona algunos de los instrumentos de vuelo importantes. Estos instrumentos son el altímetro, velocímetro, indicador de velocidad vertical, y medidor de presión del múltiple de admisión. El aire es muy ligero, pero tiene masa y se ve afectada por la atracción de la gravedad. Por lo tanto, al igual que cualquier otra sustancia, tiene peso, y debido a su peso, tiene fuerza. Ya que es una sustancia fluida, esta fuerza se ejerce por igual en todas direcciones, y su efecto sobre los cuerpos en el aire se llama presión. En condiciones estándar a nivel del mar, la presión media ejercida por el peso de la atmósfera es de aproximadamente 1kg fuerza por centímetro cuadrado de la superficie, o 1.013,2 milibares (mb). Su espesor es limitado; por lo tanto, cuanto mayor sea la altitud, menos aire hay por encima. Por esta razón, el peso de la atmósfera a 18.000 pies es la mitad de lo que es en el nivel del mar. La presión de la atmósfera varía con el tiempo y lugar. Debido a las cambiantes presiones atmosféricas, se desarrolló una referencia estándar. La atmósfera estándar a nivel del mar tiene una temperatura de 15°C y una presión en la superficie de 29,92 pulgadas de mercurio ("Hg), o 1.013,2 mb. Con una variación vertical (gradiente) de temperatura estándar, esta disminuye a razón de aproximadamente 2°C por cada mil pies hasta 36.000 pies, donde está aproximadamente a -55°C. Por encima de este punto, la temperatura se considera constante hasta 80.000 pies. Con un gradiente de presión estándar, esta disminuye a un ritmo de aproximadamente 1"Hg o 30 mb por cada 1.000 pies que se gana de altitud hasta 10.000 pies. La Organización Internacional de Aviación Civil (OACI) ha establecido esto como un estándar a nivel mundial, y se refiere a menudo como Atmósfera Estándar Internacional (ISA) o la atmósfera estándar de la OACI. Cualquier temperatura o presión que difiere de los gradientes estándar se considera temperatura o presión no estándar. 2. ATMÓSFERA ESTÁNDARD INTERNACIONAL Para definir la Atmósfera Estándar Internacional se han fijado las siguientes condiciones: El aire atmosférico se comporta como un gas perfecto, es decir, cumple las leyes de Boyle-Mariotte y de Gay- Lussac. El aire está seco y su composición química es uniforme. La presión atmosférica a nivel del mar es igual a 760 mm de mercurio, igual a: 10322,27 kg/m2 = 1,032227 kg/cm2 = 1 Atm. La temperatura a nivel del mar es igual a 15°C. Para alturas inferiores a 20.000 m, la aceleración de la gravedad es constante y su valor es: g = 9,8066 m/seg2 D-1  La densidad del aire atmosférico a nivel del mar es: 1225 g/m3 = 1,225 kg/m3 La disminución de la temperatura con la altura (hasta los 11.000 m), es: 6,5 x 10 -3ºC/m = 6,5ºC cada 1.000 m A más de 11.000 m de altitud, la temperatura es constante y su valor es: -56,5°C. Equivalencias y conversiones. La presión atmosférica se expresa en distintos valores; según el sistema que se emplee, estos valores son equivalentes, es decir que son iguales. Los valores utilizados son los siguientes: En el sistema métrico es de: 760 mm/Hg (esta es considerada la unidad internacional) En el sistema inglés (o americano) es de: 29,92 pulg/Hg. En el sistema C.G.S. es de: 1.013 mb. 1 atmósfera es igual a: 76 cm/Hg a 0ºC. 10,347 m/H20 a 15°C. 1,0335 kg/cm2 14,7 lb/pulg2. 29,92 pulg/Hg a 32°F. 33,347 pies H20 a 62°F. 3. PRESIÓN ESTÁTICA Y DINÁMICA. Un avión parado en tierra está sometido a la presión atmosférica normal, la cual es ejercida sobre todas las partes del avión por igual. Esta presión ambiente es conocida como Presión Estática. Un avión en vuelo, además de estar sujeto a la presión estática de su nivel de vuelo, está sometido a una presión adicional, que afecta a la superficie frontal de la aeronave (la que impacta contra la corriente de aire) y que es debida a la resistencia que ofrece el aire al movimiento de la aeronave. Esta presión adicional se denomina Presión Dinámica, y su valor depende de la velocidad con la que se mueva el avión a través del aire, y de la densidad de la atmósfera (al nivel de vuelo en el que se esté volando). Por tanto, los bordes de ataque del avión sufrirán una Presión Total que consiste en la suma de Presión Estática más Presión Dinámica. Esta presión total, en algunos países, se denomina también Presión Pitot. ✓ Presión Estática: Presión atmosférica a la altitud que estemos = P0 ✓ Presión Dinámica: (1/2).ρ.v² ✓ Presión Total: Presión Estática + Presión Dinámica= P0+(1/2)·ρ·v² siendo v la velocidad de la aeronave y ρ la densidad del aire al nivel de vuelo. D-2  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ 4. MAGNETISMO. Propiedades magnéticas. Consideremos primero las tres propiedades principales de un imán permanente: 1. Atrae otras piezas de hierro y acero. 2. Su poder de atracción está concentrado en cada extremo. 3. Cuando está suspendido en forma que se mueve horizontalmente, siempre descansará en una dirección Norte-Sur aproximadamente. Las últimas dos propiedades están relacionadas con lo que se denominan los polos de un imán. Al extremo del imán que busca el Norte se le llama Polo Norte y al extremo que busca el Sur, el Polo Sur. Cuando a dos imanes se los junta de forma que ambos polos Norte o ambos polos Sur estén uno en frente del otro, se crea una fuerza que los mantiene separados. Cuando a cualquiera de los imanes se le da la vuelta de forma que su polo Norte esté en frente de un polo Sur, se vuelve a crear nuevamente una fuerza, pero ahora ésta hace que se acerquen los imanes. Por lo tanto, polos iguales se repelen y polos distintos se atraen. Esta es una de las leyes fundamentales del magnetismo. La fuerza de atracción o repulsión entre los dos polos varía inversamente con el cuadrado de la distancia que la separa. La región que puede detectarse la fuerza ejercida por un imán se conoce con el nombre de campo magnético. Tal campo contiene flujo magnético, cuya dirección y densidad puede representarse por líneas de flujo. La dirección convencional de las líneas de flujo fuera de un imán es de polo Norte a polo Sur. Las líneas son continuas e ininterrumpidas, de modo que en el interior del imán su dirección es de polo Sur a polo Norte. Si se juntan dos campos magnéticos, sus líneas de flujo no se cruzan sino que forman una imagen distorsionada, aunque consiste en lazos cerrados. El flujo magnético se establece con más facilidad en algunos materiales que en otros (en particular se establece con mayor facilidad en materiales magnéticos que en el aire). Todos los materiales sean o no magnéticos, tienen una propiedad llamada reluctancia que resiste el establecimiento del campo magnético y es equivalente a la resistencia de un circuito. Si se coloca un material de baja reluctancia en un campo magnético, la densidad de flujo en el material será mayor que la existente en el aire circundante. Metal duro y metal blando. “Duro” y “blando” son términos que se usan para calificar variedades de materiales magnéticos de acuerdo con la facilidad con que pueden magnetizarse. Los aceros al cobalto y al tungsteno son metales del tipo duro, puesto que difíciles de magnetizar, pero una vez magnetizados retienen la propiedad durante mucho tiempo, de aquí el término magnetismo permanente. Los materiales que son fáciles de magnetizar (ferro silicio, por ejemplo), y que pierden generalmente su estado magnético una vez que se retiran de la fuerza magnetizadora, se clasifican como blandos. Estos términos se usan también para clasificarlos efectos magnéticos que se producen en el avión. D-3  5. SENSORES Y TRANSDUCTORES. Un sensor es un dispositivo capaz de detectar diferentes tipos de materiales, con el objetivo de mandar una señal y permitir que continué un proceso, o bien detectar un cambio; dependiendo del caso que éste sea. Es un dispositivo que, a partir de la energía del medio, proporciona una señal de salida que es función de la magnitud que se pretende medir. Dentro de la selección de un sensor, se deben considerar diferentes factores, tales como: la forma de la carcasa, distancia operativa, datos eléctricos y conexiones. De igual forma, existen otros dispositivos llamados transductores, que son elementos que cambian señales, para la mejor medición de variables en un determinado fenómeno. Un transductor es el dispositivo que transforma una magnitud física (mecánica, térmica, magnética, eléctrica, óptica, etc.) en otra magnitud, normalmente eléctrica. Un sensor es un transductor que se utiliza para medir una variable física de interés. Algunos de los sensores y transductores utilizados con más frecuencia son los calibradores de tensión (utilizados para medir la fuerza y la presión), los termopares (temperaturas), los velocímetros (velocidad). Los transductores y los sensores pueden clasificarse en dos tipos básicos, dependiendo de la forma de la señal convertida. Los dos tipos son: Transductores analógicos. Transductores digitales. Los transductores analógicos proporcionan una señal analógica continua, por ejemplo, voltaje o corriente eléctrica. Esta señal puede ser tomada como el valor de la variable física que se mide. Los transductores digitales producen una señal de salida digital, en la forma de un conjunto de bits de estado en paralelo o formando una serie de pulsaciones que pueden ser contadas. En una u otra forma, las señales digitales representan el valor de la variable medida. Los transductores digitales suelen ofrecer la ventaja de ser más compatibles con las computadoras digitales que los sensores analógicos en la automatización y en el control de procesos. Clasificación de los sensores según la energía. Los sensores pueden ser: ✓ Activos: Emiten energía a partir de la transformación realizada. Dentro de este tipo de sensores podemos citar a las termocuplas, cristales piezoeléctricos, etc. ✓ Pasivos: Reciben energía para realizar la transformación. En este grupo están los termistores (su resistencia varía en función de la temperatura), micrófonos de condensador, los fotodiodos, etc. Clasificación de los sensores según el principio de funcionamiento. D-4  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ Dentro de esta categoría los sensores se pueden clasificar en: Sensores primarios. Sensores resistivos. Sensores de reactancia variable y electromagnética. Sensores generadores. Sensores digitales. Clasificación de los sensores según la magnitud a medir. Esta clasificación está directamente relacionada con el fenómeno o estímulo físico que se desea medir. Los sensores pueden ser de: Magnitud detectada Transductor Señal salida Finales de carrera Todo-Nada Posición lineal o angular Potenciómetros Analógica Encoders (absolutos/incrementales) Digital Pequeños desplazamientos Transformadores diferenciales (LVDT) Analógica o deformaciones Galgas extensiométricas Analógica Dínamos tacométricas Analógica Velocidad lineal o angular Encoders (absoluto/incremental) Digital Detectores inductivos Digital Acelerómetros Analógica Aceleración Sensores de velocidad + calculador Digital Medición indirecta (mediante galgas o transformadores Fuerza y par Analógicas diferenciales) Flotador + detector de desplazamiento Analógica Nivel Capacitivos Analógica Ultrasonidos Digital Membrana + detector de desplazamiento Analógica Presión Piezoeléctricos Analógica Presión diferencial (Diafragmas/Tubos de Venturi) Analógica Caudal De turbina Analógica Magnético Analógica Termostatos Analógica Termopares Analógica Termorresistencias (PT100) Analógica Temperatura Resistencias NTC Analógica Resistencias PTC Analógica Pirómetros Analógica Inductivos Todo-Nada Sensores de presencia o Capacitivos Todo-Nada proximidad Ópticos (Células fotoeléctricas) Todo-Nada Ultrasónicos Analógica Cámaras de video y tratamiento de imagen Procesamiento por Sistema de visión artificial Cámaras CCD puntos o pixels Sensores de posición electromecánicos. Un interruptor de límite de carrera, es un sensor de posición electromecánico que consiste de un cuerpo y una cabeza de operación. El cuerpo del interruptor incluye contactos eléctricos para energizar o para desenergizar un circuito. La cabeza de operación incorpora un cierto tipo de brazo, palanca o pulsador, designado como actuador. El interruptor de límite de carrera estándar es un dispositivo mecánico que utiliza el contacto físico para detectar la presencia de un objeto (Target). Cuando el objeto entra en contacto con el actuador, el actuador se gira de su posición normal a la posición de funcionamiento. Esta operación mecánica activa los contactos eléctricos dentro del cuerpo del interruptor, dejando el pasar el flujo de corriente o cortando el paso de corriente. D-5 Sensores de desplazamiento por medio de potenciómetros. Los potenciómetros son unas resistencias especiales que están formadas por una parte fija con la resistencia y una móvil en contacto con la misma que, al desplazarse, hace variar la resistencia entre las tomas. En otras palabras, un potenciómetro es un resistor al que se le puede variar el valor de su resistencia. De esta manera, indirectamente, se puede controlar la intensidad de corriente que hay por una línea si se conecta en paralelo, o la diferencia de potencial de hacerlo en serie. Consiguen variar la resistencia que ofrecen en función de un mayor o menor giro manual de su parte móvil. Suelen disponer de unos mandos giratorios que facilitan la operación, o bien unas muescas para introducir un destornillador adecuado. Normalmente, los potenciómetros se utilizan en circuitos con poca corriente, para potenciar la corriente, pues no disipan apenas potencia, en cambio en los reóstatos, que son de mayor tamaño, circula más corriente y disipan más potencia. Sensores de proximidad magnéticos. Los sensores de proximidad magnéticos o “reed”, reaccionan frente a campo magnéticos generados por imanes permanentes o electroimanes instalados en dispositivos móviles. Al aproximarse un campo magnético se cierra los contactos, dando paso al flujo de corriente que genera la señal en el sensor. Una de las aplicaciones más comunes es como detectores de posición en los cilindros neumáticos. Puesto que estos incorporan imanes permanentes en el émbolo, induciendo un cambio de estado en el sensor. Sensores de proximidad inductivos. Los sensores de proximidad inductivos se utilizan para detectar la presencia de piezas metálicas en un rango de distancia que va de 1 mm a 30 mm, hasta 75 mm. Trabajan mediante la inducción de corrientes parasitas o corrientes de Eddy en piezas metálicas. Dichas corrientes provocan un cambio en la amplitud del campo magnético generado por el sensor, esta reducción del campo magnético genera una señal eléctrica que se aprovecha para indicar la presencia de un objeto metálico en las cercanías del sensor. Como interruptores de finales de carrera, tiene ventajas respecto a los sensores electromecánicos, tales como: ausencia de contacto con el objeto a detectar, robustez mecánica, resistencia a ambientes agresivos y de altas temperatura. D-6  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ Sensores de proximidad capacitivos. La función del detector capacitivo consiste en señalar un cambio de estado, basado en la variación del estímulo de un campo eléctrico. Los sensores capacitivos detectan objetos metálicos, o no metálicos, midiendo el cambio en la capacitancia, la cual depende de la constante dieléctrica del material a detectar, su masa, tamaño, y distancia hasta la superficie sensible del detector. La detección de materiales metálicos o no metálicos está en el rango de distancia de 1 mm a 30 mm. Pero la sensibilidad del sensor se ve afectada por el tipo de material y por el grado de humedad ambiental. Las aplicaciones típicas son, la detección de materiales no metálicos como vidrio, cerámica, plásticos, madera, aceite, agua, cartón, papel, gomas, etc. Sensores de Velocidad y Movimiento. ✓ Sensores tacométricos: Se encargan de medir la velocidad angular. Estos miden la frecuencia de impulsos de cualquier tipo de señal, que generalmente es de tipo fotónica por su fácil manejo ante la oposición al paso de luz. Consiste en el conjunto de un círculo con ranuras por las cuales un led y un fototransistor se encargan de medir la frecuencia a causa de cada pulso de luz que capta, determinando así la velocidad angular proporcional a una salida en tensión. Posee un disco con 60 aberturas censando una frecuencia máxima de 10KHz. ✓ Tacogenerador: Proporciona una tensión proporcional a la velocidad de giro del eje. Utiliza un interruptor llamado “reed switch”, que utiliza fuerzas magnéticas para activarse o no dependiendo si un objeto magnético se encuentra físicamente cercano al interruptor. Permiten medir la velocidad de giro de una rueda dentada, se dispone de uno de los dientes magnetizados de forma que cada vez que éste diente pase junto al interruptor será accionado por la fuerza magnética. Así por cada vuelta descripta por la rueda, el interruptor se activa y en su salida se obtiene un pulso de corriente. Midiendo estos pulsos de corriente (número de vueltas) por unidad de tiempo se determina la velocidad. Sensores de Fuerza y Presión. Los sensores de fuerza trabajan básicamente midiendo la diferencia de potencial que se produce por la deformación causada por una fuerza a medir en elementos llamados galgas extensiométrica o strain gauge. Estos que trabajan bajo el principio del efecto piezorresistivo. Tipo de sensor de presión. a) Tubo en Espiral: Se forma enrollando el tubo Bourdon en forma de espiral alrededor de un eje común. Permite medir presiones en un rango de 0,5 a 2500 bar. La lectura de la medida es directa. Se utiliza en aplicaciones con fluidos corrosivos, fluidos viscosos, altas temperaturas, vapor de agua. D-7  b) Elementos primarios de medida directa: Miden la presión comparándola con la ejercida por un líquido de densidad y altura conocidas. Su rango de medida va de 0,1 a 3 mcda. Medidas directas, de bajo costo. Ejemplo barómetro cubeta, manómetro de tubo en U, manómetro de tubo inclinado, manómetro de toro pendular, manómetro de campana. c) Tubo Bourdon: Es un anillo casi completo, cerrado por un extremo, al aumentar la presión en el interior del tubo, este tiende a enderezarse y el movimiento es trasmitido a la aguja indicadora, el rango de medida es 0,5 a 6000 bar. Lectura de la medida es directa, y entre las aplicaciones se usa en fluidos corrosivos, fluidos viscosos, altas temperaturas, vapor de agua. d) Tipo Diafragma: Una o varias cápsulas circulares conectadas entre sí, de forma que, al aplicar presión, cada cápsula se deforma y la suma de los pequeños desplazamientos es amplificada por un juego de palancas. El rango de medida es de 50 mcda a 2 bar. Lectura directa, aplicaciones en fluidos corrosivos, fluidos viscosos, altas temperaturas, vapor de agua. e) Capacitivo: Tienen una variación de capacitancia que se produce en un condensador al desplazarse una de sus placas. Rango 0,05 a 5 bar a 0,5 a 600 bar. Se utiliza en mediciones estáticas y dinámicas. f) Piezoeléctrico: son materiales cristalinos que al deformarse (por acción de una presión) generan una señal eléctrica. Permiten medir presiones 0,1 a 600 bar. Mediciones con poca sensibilidad. g) Sensor Resistivo: este sensor consiste en un elemento elástico que varía la resistencia (ohmios) de un potenciómetro en función de la presión. El rango de medida va de 0,1 a 300 bar. Mediciones con alta sensibilidad. h) Magnético de inductancia variable: Tienen un núcleo móvil que se desplaza dentro de una bobina aumentando la inductancia en forma casi proporcional a la porción de núcleo contenida dentro de la bobina. Rango de medida 0,1 a 300 bar. Mediciones con alta sensibilidad. Sensores de Temperatura. A menudo la temperatura se define como aquella propiedad que miden los termómetros. También se introduce la temperatura basándose en alguna propiedad termométrica, por ejemplo, la expansión de un líquido, un gas, la resistencia de un conductor, la tensión eléctrica generada por un par termoeléctrico (termocupla), etc. En la práctica existen numerosos tipos de sensores de temperatura o termómetros que, según la aplicación específica, pueden ser los más adecuados. En la tabla siguiente se indican algunos tipos de termómetros y sensores de temperatura usuales junto a algunas de sus características más notables. Tipo de termómetro Rango Nominal [°C] Costo Linealidad Características Notables Termómetro de -10 a 300 Bajo Buen Simple, lento y de lectura manual mercurio Termorresistencia -150 a 600 Medio Alta Exactitud RTD Requiere referencia de Termocupla -150 a 1500 Bajo Alta temperatura Termistor -15 a 115 Medio No lineal Muy sensible Fácil conexión a sistemas de Integrado Lineal Medio Muy alta toma de datos Gas -20 a 100 Medio Buena No muy versátil Diodos -200 a 50 Bajo Alta Bajo costo D-8  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ ✓ Termopares / termocuplas: Son sensores activos. Usan el efecto Seebeck: circula una corriente cuando dos hilos de metales distintos se unen y se calienta uno de los extremos: Se puede medir el voltaje, que es proporcional a la diferencia de temperaturas. Señal de salida muy baja: milivoltios. Necesita acondicionamiento de la señal. Sensibilidad baja: microvoltios por grado. Aguantan altas temperaturas (p.e. calderas). Bastante lineales. 6. SÍMBOLOS ELÉCTRICOS, ELECTRÓNICOS Y LÓGICOS. D-9 D-10  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ D-11 D-12  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ CAPÍTULO I TEMAS: 1. Sistema de Pitot y Estática. – 2. Giróscopos. 1. SISTEMA DE PITOT Y ESTÁTICA. Los instrumentos basados en las propiedades del aire realmente miden presiones, absolutas o diferenciales, que convenientemente calibradas, nos ofrecen traducidas en forma de pies de altura, pies por minuto, o nudos de velocidad. El sistema de pitot y estática es el que se encarga de proporcionar las presiones a medir, y los instrumentos conectados a este sistema son: altímetro, variómetro y anemómetro. Para su correcto funcionamiento, estos instrumentos necesitan que se les proporcione la presión estática, la presión dinámica, o ambas. Estos dos tipos de presión definen los componentes principales de este sistema: el dispositivo de recogida de presión de impacto (pitot) y sus conducciones, y el dispositivo que recoge la presión estática con sus respectivas conducciones. En los aeroplanos antiguos, la recogida de ambas presiones se realizaba en un mismo dispositivo (pitot), pero hoy en día lo habitual es que ambas fuentes estén separadas. El tubo de pitot. Consiste en un tubo sencillo u otro dispositivo similar, de tamaño no muy grande, que suele estar montado, enfrentado al viento relativo, en el borde de ataque o debajo del ala, aunque en ciertos aeroplanos está colocado en el morro del avión o en el estabilizador vertical. Esta localización le pone a salvo de perturbaciones o turbulencias causadas por el movimiento del avión en el aire. Este dispositivo, tiene un pequeño agujero en la punta para recoger la presión de impacto, que debe permanecer siempre libre de cualquier impureza (insectos, etc.) que lo obstruya. Suele tener un pequeño orificio en la parte de abajo para facilitar su limpieza. Cuenta también con una resistencia, accionable con un interruptor desde la cabina (pitot heat), que al calentarse impide la creación de hielo cuando se vuela en condiciones atmosféricas que propician su formación. No es recomendable soplar este tubo para limpiarlo, pues esto podría causar daño a los instrumentos. Las tomas estáticas. Como su propio nombre indica, toman la presión del aire libre en que se mueve el avión. Son unos orificios, protegidos por alguna rejilla o similar, que normalmente están situados en el fuselaje porque es donde sufren menos perturbaciones. Lo usual es que estas tomas sean dobles, una a cada lado del fuselaje, y sus conducciones se conecten en forma de “Y” en una sola para compensar posibles desviaciones, sobre todo en los virajes ceñidos en que una toma recibe mayor presión estática que otra. Estas tomas, salvo en aviones capaces de volar en zonas de muy baja temperatura, no necesitan de protección antihielo debido a su ubicación. Igual que el tubo pitot deben mantenerse limpias de impurezas. I-1  2. GIRÓSCOPOS. Principios básicos del giróscopo. En aviación, las propiedades de los giróscopos se han utilizado fundamental- mente para indicaciones de actitud y rumbo. Posteriormente, y con la evolución de los mismos y los calculadores de vuelo, se han integrado en sistemas más complejos capaces de navegar por sí mismos, como los Sistemas Inerciales. Del estudio de la dinámica del sólido rígido se tiene que cuando un cuerpo está dotado de un movimiento de rotación alrededor de un eje que coincide con el de revolución del mismo cuerpo, y dicho eje puede ver modificada su dirección, al movimiento de este cuerpo se le denomina giroscópico, al cuerpo giroscopio y al movimiento de su eje precesión. Características. - Su masa sea la mayor posible: Los giróscopos van instalados en carcasas limitadas en espacio interior, se eligen materiales de gran densidad = mayor masa. - Su radio de giro sea muy grande: Ya que esto no es posible, se distribuye la masa lo más alejada posible del eje de giro del mismo. - Su aceleración angular sea grande: Se consigue impri- miendo una gran velocidad de giro al giróscopo Clasificación. Se pueden clasificar según su grado de libertad en rígido, semirrígido o universal; según el eje del rotor en horizontal o vertical; y según su fuente de alimentación en neumáticos o eléctricos - Según el 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 (el rotor se encuentra en el plano horizontal). Hay que tener presente que cuando se habla de giróscopo vertical u horizontal se refiere a la posición del eje del rotor, no al plano de giro del rotor en sí. Según su grado de libertad. I-2  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ - 1 grado de libertad (Rígido): El rotor unido a un soporte. El movimiento del mismo se limita a su plano de giro. - 2 grados de libertad (Semirrígido): El eje se une a un elemento móvil o marco que se denomina balancín. Este balancín se une al soporte por dos puntos antagónicos. - 3 grados de libertad (Universal): La primera cuna se une a otra, denominada porta cuna, de tal forma que la línea que forman los puntos de unión de ambas y los de unión del rotor a la primera cuna sean perpendiculares en el plano de la cuna. La porta cuna se une a un soporte, de nuevo, por puntos que formen una línea perpendicular a la de unión entre cuna y porta cuna. El rotor se encuentra aislado en el espacio. Según su fuente de alimentación. - Neumáticos: Funcionan con un sistema de vacío. El giróscopo se instala en el interior de la caja del instrumento, la cual tiene dos orificios. Uno se conecta a una bomba de succión o vacío, mientras el otro deja paso al aire filtrado proveniente del exterior. La bomba genera una succión que se estabiliza y regula a un valor de pre- sión dado, de forma que los rotores adquieran la veloci- dad para la cual se calibran. (Se suelen alcanzar veloci- dades de giro de 15000 rpm). Dificultades: 1. A mayores altitudes la densidad del aire es menor, por lo que se hace más difícil mantener el número de revoluciones del rotor. 2. Existe dificultad pa- ra mantener sistemas de vacío en cabinas presurizadas. 3. La posibilidad de contaminación por humedad o suciedad de los elementos in- ternos debido al aire exterior que mueve el rotor. I-3  - Eléctricos: Muchos de los errores y limitaciones de los giróscopos neumáticos quedan eliminados utilizando motores eléctricos para proporcionar el giro del rotor. La velocidad angular del mismo se mantiene constante por medio de un pequeño motor eléctrico de inducción trifásico (115v, 400Hz). El rotor del motor eléctrico es el mismo cuerpo del giroscópico, siendo el excitador o estator parte del mismo eje giróscopo. De esta manera se sitúa la masa en la periferia y se adquieren velocidades de giro de 20000 a 23000rpm, consiguiendo así un mayor momento de inercia, es decir, mayor precisión. En este tipo de giróscopos, los cuerpos o cajas que contienen al conjunto giroscópico se encuentran cerrados herméticamente. Indicador de succión. La presión de vacío o succión necesaria para el buen funcionamiento de los instrumentos suele variar entre 4"Hg y 5"Hg. En el panel de instrumentos se dispone de un indicador que muestra la cantidad de succión de este sistema. Una baja succión durante un periodo extendido de tiempo puede indicar un fallo del regulador de vacío, suciedad en el sistema o un escape en el mismo. Si el sistema falla por cualquier razón el indicador tiende a caer a cero, y los instrumentos que se nutren de este sistema fallarán. El problema es que el efecto es gradual y puede no ser notado durante algún tiempo. El sistema de giro-succión solo es utilizable por debajo de 30.000 pies y con temperaturas por encima de -38ºC por lo cual los aviones que vuelan por encima de esa altitud o temperatura suelen estar equipados con giróscopos eléctricos. Propiedades del giróscopo: Rigidez en el espacio. La rigidez en el espacio se refiere al principio de que un giroscopio permanece en una posición fija en el plano en el que está girando. Un ejemplo de rigidez en el espacio es el de una rueda de bicicleta. Cuando las ruedas de bicicleta aumentan la velocidad, se vuelven más y más estables en su plano de rotación. Esta es la razón por la que la bicicleta es muy inestable y muy maniobrable a baja velocidad y muy estable y menos maniobrable a velocidades más altas. Montando esta rueda, o giróscopo, en un conjunto de anillos cardánicos, el giróscopo es capaz de girar libremente en cualquier dirección. Por lo tanto, si las cunas se inclinan, rotan, o se mueven de otra manera, el giróscopo permanece en el plano en el que giraba originalmente. I-4  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ Precesión. La precesión es la inclinación o giro de un giróscopo en respuesta a una fuerza deflectora. La reacción a esta fuerza no se produce en el punto en el que se aplicó, sino que se produce en un punto que está 90° más adelante en la dirección de rotación. Este principio le permite al giróscopo determinar una velocidad de giro mediante la detección de la cantidad de presión creada por un cambio en la dirección. La velocidad a la que el giróscopo precesiona es inversamente proporcional a la velocidad del rotor y directamente proporcional a la fuerza deflectora Utilizando el ejemplo de la bicicleta, la precesión actúa en las ruedas con el fin de permitir que la bicicleta gire. A velocidad normal, no es necesario girar el manubrio en la dirección del giro deseado. Un ciclista se inclina simplemente en el sentido que él o ella desea seguir. Dado que las ruedas giran en sentido horario cuando se miran desde el lado derecho de la bicicleta, si el ciclista se inclina a la izquierda, se aplica una fuerza en la parte superior de la rueda hacia la izquierda. La fuerza actúa en realidad 90° en la dirección de rotación, que tiene el efecto de aplicar una fuerza a la parte delantera de la rueda, causando que la bicicleta se mueva a la izquierda. Es necesario girar el manubrio a velocidades bajas debido a la inestabilidad de los giróscopos girando lentamente, y también para aumentar la velocidad de giro. La precesión también puede crear errores menores en algunos instrumentos. La precesión puede causar que un giróscopo libre sea desplazado de su plano de rotación designado debido a la fricción con los cojinetes, etc. Ciertos instrumentos pueden requerir una realineación correctiva durante el vuelo, tales como el indicador de rumbo. I-5  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ CAPITULO II INDICADORES DE ALTURA. TEMAS: l. Altímetro. Generalidades.- 2. Principio de funcionamiento.- 3. Elementos para verificación del altímetro.- 4. Servoaltímetro. Descripción y funcionamiento.- 5. Sistemas de aviso de altitud.- 6. Sistema de información de altitud. - 7. Radioaltímetro. l. ALTÍMETRO. GENERALIDADES. Es el instrumento que indica la altura de vuelo con respecto a tierra, es decir, una indicación de la altura por encima de una superficie determinada previamente y con respecto al nivel del mar. El altímetro es, en realidad, un barómetro de sistema aneroide; difiere de éste. en que posee una escala graduada en metros o pies de altura, en vez de estar graduada en atmósferas de presión. Para la indicación de la altura toma como referencia la que corresponde al nivel del mar y la presión atmosférica tipo, a ese nivel, que es de 760 mm de Hg (promedio de los valores que toma la atmósfera real). Teniendo en cuenta la presión, temperatura y humedad de la atmósfera se puede obtener, mediante la nivelación barométrica, la altura verdadera. Conociendo las características de la atmósfera real, es factible determinar la altura de vuelo, en función de una de las tres variables: presión, temperatura y densidad. La primera y segunda son de fácil medición, pero la tercera es prácticamente imposible determinarla. Se prefiere generalmente considerar la presión, a causa de que sus variaciones con respecto al valor teórico no son grandes, en comparación con la que sufre la temperatura, en especial a baja altura, que es precisamente donde se necesita una mayor exactitud. El altímetro se considera, entonces, como manómetro que mide presión absoluta, suponiendo que ésta es función únicamente de la altura. Por lo tanto, la captación del fenómeno se realiza en una zona del avión donde la presión atmosférica no sea perturbada; generalmente en la toma estática desde donde presión es canalizada hacia el instrumento indicador (hermético) por medio de tuberías. El elemento sensible del altímetro barométrico está constituido por una o más cápsulas herméticas del tipo aneroide, que reciben exteriormente la presión atmosférica e interiormente tienen una presión de referencia, muy próxima al valor cero. En consecuencia, si el avión asciende, la cápsula se expandirá proporcionalmente a la altura, a causa de la disminución de la presión atmosférica ejercida sobre la misma. El altímetro posee además del cuadrante con escala en altura, una escala independiente graduada en milibares, milímetros de mercurio o pulgadas de mercurio, cuya posición puede ser variada mediante una perilla frontal, respecto a un índice de referencia. Al girar la perilla, que actúa sobre el mecanismo del instrumento, se mueven simultáneamente las agujas de indicación de altura y la escala barométrica. Este sistema se denomina “corrector barométrico”. Suponiendo que el avión se encuentre al nivel del mar con una presión atmosférica estándar, si se hace coincidir la escala de presión barométrica con la presión estándar, las agujas indicarán 0 m. Esto se cumple invariablemente cuando la presión existente en el lugar es la estándar (1013 mb 760 mm Figura II-1 Indicación de altura de pista a nivel del Hg o 29,92 pulg Hg), como se muestra en la figura II-1. mar. II-1  Código “Q”. El código "Q" se utiliza para el ajuste de altímetros en relación con las presiones barométricas predominantes en vuelo y en los aeropuertos, a efectos de mantener la separación adecuada entre los aviones en vuelo, y de éstos con respecto al terreno en las operaciones de despegue y aterrizaje. Es un sistema de enlace radioeléctrico que emplea grupos de tres letras encabezadas por la “Q”, destinado a reducir el tiempo de transmisión de mensajes entre las aeronaves y los aeródromos, y salvar las dificultades emergentes de los diferentes idiomas. En lo que respecta a la información sobre la presión atmosférica, normalmente se emplean los siguientes grupos codificados: - QNH: Presión al nivel del mar deducida de la existente en el aeródromo, considerando la atmósfera con una condición estándar, es decir sin tener en cuenta las desviaciones de la temperatura real con respecto a la estándar. La utilidad de esta presión de referencia se debe a que en las cartas de navegación y de aproximación a los aeródromos, las altitudes (de tráfico, de circuito con fallo de radio, obstáculos, balizas, etc...) se indican respecto al nivel del mar. Con esta presión de referencia, al despegar o aterrizar el altímetro debería indicar la altitud real del aeródromo. - QNE: Presión estándar al nivel del mar. Por encima de una determinada altitud denominada de transición (normalmente 6000 pies) los reglamentos aéreos establecen que todos los aviones vuelen con la misma presión de referencia. Esta presión, 29,92" o 1013 milibares, es la correspondiente a la atmósfera tipo al nivel del mar. De esta manera, cualquier cambio en las condiciones atmosféricas afectan por igual a todos los aviones, garantizando la altura de seguridad que los separa. - QFE: Presión atmosférica en un punto de la corteza terrestre. No utilizada en la práctica. Si calamos el altímetro con la presión QFE que nos dé un aeródromo, este marcará 0 al despegar o aterrizar en el mismo. - QFF: Presión al nivel del mar, deducida de forma similar a la QNH pero teniendo en cuenta los gradientes de presión y temperatura reales en vez de los de la atmósfera estándar. Prácticamente no se utiliza. Para mayor seguridad en vuelo, a lo largo de una ruta se debe ajustar el altímetro con el QNH que corresponda a la estación más cercana en un radio de 100 millas. Existe una determinada altitud, denominada altitud de transición, por encima de la cual se debe calar el altímetro con QNE. Con esta presión de referencia en el altímetro se habla de niveles de vuelo. El nivel de vuelo es la altitud marcada por el altímetro sin las dos cifras finales (7500 pies = Nivel 75; 10000 pies = Nivel 100...). La línea llamada altitud de transición cuando se está Figura II-2 Altitud y nivel de transición. en ascenso, se denomina nivel de transición en descenso. Por debajo del nivel de transición lo apropiado es ajustar el altímetro con el QNH (figura II-2). 2, PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO. El funcionamiento del altímetro se basa en la diferencia de presión atmosférica en función de la altura, ejercida sobre una cápsula hermética (aneroide). Esto hace que la cápsula se deforme elásticamente, expandiéndose o contrayéndose, según la mayor o menor presión ejercida por la atmósfera sobre la cápsula. El movimiento lineal del eje, resultante de la expansión y contracción de la cápsula, es amplificado y convertido en movimiento angular de la aguja, por medio del mecanismo correspondiente. II-2  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ Específicamente, el altímetro mide presiones, pero indica alturas en función de la relación entre la presión atmosférica y la altura; como la presión atmosférica cambia constantemente, por una serie de factores ya enunciados, el instrumento está provisto de medios de corrección que permiten modificar la lectura en función de la presión barométrica existente en el lugar. Un sistema de compensación térmica bimetálica, propia del instrumento, elimina los errores que pudieran producirse por influencia de las variaciones de temperatura sobre el mecanismo (dilatación y contracción de los materiales). Unidades de indicación Los cuadrantes de los altímetros tienen marcaciones expresamente hechas para medir alturas (ver figura II-3). Su lectura está expresada en metros o pies. Generalmente, el dial está graduado con números que van de 0 a 9 en el sentido de las agujas del reloj, con divisiones intermedias de a) b) c) a) Altímetro de dos agujas. 20 en 20 pies. Aunque su lectura no b) Altímetro de tres agujas. debería presentar ninguna dificultad, c) Altímetro de aguja indicadora y tambor giratorio. se debe prestar atención a la forma Figura II-3 Presentación en las esferas de los altímetros. en que se muestra la altitud, debido a que puede hacerse mediante agujas (dos o tres), mediante contadores, o de forma mixta. Si el altímetro tiene dos agujas, la menor indica miles de pies y la mayor centena de pies; una indicación en forma de cuña es visible a altitudes por debajo de 10000 pies e invisible por encima de esa altitud (figura II-4). Si tiene tres agujas, la más pequeña indica decenas de miles, la intermedia miles y la mayor centena de pies. Si el altímetro presenta la altura solo mediante agujas indicadoras, se deben leer estas de menor a mayor tamaño, como un reloj. El cuadrante del corrector barométrico está graduado en una escala de presiones cuya unidad es el milibar (mb), milímetro de mercurio (mm Hg) o pulgada de mercurio (pulg Hg). En dicha escala, el valor de la atmósfera estándar corresponde a 1013 mb, 760 mm Hg o 29,92 Figura II-4 Lectura del altímetro de dos agujas. pulg Hg. Está constituido por una caja hermética, en cuyo interior se encuentran alojados uno o más elementos sensibles (cápsulas aneroides) y un mecanismo que transforma los movimientos rectilíneos de la cápsula en giratorios de las agujas, que se desplazan sobre el cuadrante ubicado en la parte anterior de la caja. El elemento sensible a la presión se compone de tres cápsulas aneroides cuyo objeto es aumentar la sensibilidad del instrumento. Las deflexiones de las cápsulas son transmitidas a un sector dentado a través de un conjunto de varilla y eje oscilante. El sector dentado engrana con un mecanismo de engranaje amplificador que acciona un eje sobre el que está montada una aguja larga, cuya función es indicar cientos de pies o metros acciona un segundo mecanismo de engranaje que mueve la segunda y tercera agujas, que indican millares de pies y decenas de millares, respectivamente, como se muestra en la figura II-5; en dicha figura, se esquematiza el disco seguidor, que también va unido al engranaje de la tercera aguja y se mueve solidariamente con ésta. Delante del mecanismo principal va montado otro mecanismo de ajuste de presión barométrica, cuya finalidad es compensar los errores de altitud ocasionados por los cambios de presión atmosférica. Accionado manualmente, este mecanismo permite situar las agujas en altura cero, para cualquier presión predominante en tierra, con el fin de que las indicaciones en vuelo correspondan a las alturas, en la atmósfera estándar, sobre el suelo. II-3  Este dispositivo de ajuste consiste básicamente en una escala o contador calibrado en milibares o pulgadas de mercurio, interconectado entre una perilla de ajuste y el mecanismo indicador de altitud, de forma tal, que permite lograr la correcta relación presión-altura. La escala va montada en una rueda dentada que engrana con un piñón montado en el extremo del eje de la perilla de control, y con el engranaje de la aguja. Un mecanismo de engranajes diferenciales permite girar la aguja sin alterar el ajuste de las cápsulas. Referencias: 1) Articulación 13) Aguja corta 2) Brazo de calibración. 14) Aguja larga. 3) Contrapeso cargado por resorte. 15) Aguja intermedia 4) Eje oscilante 16) Esfera. 5) Husillo. 17) Tren de engranajes del mecanismo superior. 6) Placa adaptadora del mecanismo. 18) Rueda de salida. 7) Pasador del seguidor de levas. 19) Engranaje de la leva. 8) Seguidor de levas (arrastra la rueda de salida). 20) Espiga. 9) Leva ranurada. 21) Muelle en espiral. 10) Contador de milibares. 22) Piñón intermedio y rueda dentada. 11) Botón de ajuste de la escala barométrica. 23) Soporte en U de compensación de temperatura. 12) Disco seguidor. 24) Unidad de diafragma. Figura II-5 Vista detallada del mecanismo típico de un altímetro. La figura II-6 muestra las posiciones de la escala y de la aguja en tres casos distintos: - Cuando el altímetro está sujeto a condiciones estándar y la escala de milibares está ajustada a 1013 mb, la aguja se sitúa en la graduación 0 pies o metros, según la unidad en que esté marcado el cuadrante. - Si el ajuste se cambia de 1013 a 1003 mb, la escala girará en el sentido de las agujas del reloj, y la aguja del altímetro lo hará en sentido contrario, para indicar aproximadamente -270 pies. - Si en estas condiciones se eleva el altímetro a 270 pies, la cápsula registrará una disminución de la presión de 10 mb (de 1013 a 1003 mb), y la aguja volverá a “0”. Cualquiera sea la presión con que se ajuste la escala de milibares, el altímetro marcará 0 (cero) cuando sea sometido a dicha presión. Del mismo modo, cualquier ajuste de la aguja de altitud regula automáticamente la II-4  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ lectura de la escala de milibares para que éste indique la presión a la cual la altura indicada será 0 (cero). En la práctica, el método de ajuste es algo más complicado porque la relación entre presión y altura no es lineal. Por tal motivo, con el fin de obtener características lineales de las lecturas requeridas de presión y altura, hay un dispositivo corrector de levas, perfilado con precisión conectado entre el contador de presión y el mecanismo principal (ver Figura II-6 Mecanismo de la escala del altímetro. figura II-5) 3. ELEMENTOS PARA VERIFICACIÓN DEL ALTÍMETRO El equipo de prueba consta de: barómetro patrón, cronómetro, campana de vacío, llaves de paso micrométrico, columna de mercurio con escala o regla de atmósfera estándar, bomba de vacío, soporte con vibrador, etc. Este equipo puede ser utilizado también para calibra- ciones y verificaciones de va- riómetros, manómetros, con- tactores, altímetros, alarmas, etc. El esquema de la figura II- 7, da una idea de un equipo tipo de comprobación. La fuente de alimentación la provee una bomba de vacío, cuyo valor puede estar limitado por una “válvula Figura II-7 Equipo para comprobación y calibración de altímetros. reguladora de vacío”, de fun- cionamiento automático. Co- mo es obvio, esta bomba es accionada indistintamente por un motor eléctrico de 200 VCA o de 24 VCC. Pruebas por error de escala del instrumento. Se deben colocar las agujas a la altura que Altura (metros) Error límite corresponde a la presión atmosférica, ubicar 0 6 el instrumento en la campana de vacío·y, por 500 7 medio de la llave de paso, reducir la presión a 1.000 9 Altura (metros) Error límite un régimen equivalente a una variación de 1.500 12 0 13 altura de 250 m/min. En esas condiciones, se 2.000 16 500 15 verificará que los errores, en las siguientes 2.500 20 1.000 15 3.000 25 2.000 15 lecturas, no excedan de los que se mencionan 3.500 30 3.000 20 en la Tabla I. 4.000 35 5.000 20 5.000 45 7.000 20 Error por fricción. 6.000 45 10.000 30 7.000 65 Tabla II Las diferencias de lecturas en las distintas 8.000 75 alturas, a causa de las vibraciones de las 9.000 85 agujas, no deberán exceder de las enunciadas 10.000 95 en la Tabla II. Tabla I Hermeticidad de la caja. Se aplica lentamente a la conexión de presión estática, una succión suficiente como para producir un cambio en II-5  la lectura de las agujas de aproximadamente 6000 m (presión diferen- cial de 20000 mb). Las pérdidas de la caja no de- berán exceder de 20 m en 10 seg. En la figura II-8 se muestra un equi- po para probar la herme- ticidad de la caja del altí- metro. Error de posición. A una presión atmos- Figura II-8 Equipo para prueba de hermeticidad de la caja. férica normal, las lectu- ras deben ser tomadas mientras el instrumento es golpeado suavemente en cada una de las diferentes posiciones. El cambio de la indicación por el cambio de la presión del instrumento, no deberá exceder de 5 m hacia la derecha. Verificación de la regulación de la escala barométrica Se toma el altímetro y se regula la escala barométrica de acuerdo con el valor indicado por el barómetro de la torre de vuelo. Las agujas y la escala barométrica deben indicar valores correspondientes. Si esto no ocurriera, corregir de la siguiente manera: - Aflojar el tornillo de traba del vástago de ajuste hasta que éste quede libre. No desmontar el tornillo. - Mientras las agujas estén aún indicando la elevación, llevar hacia afuera la perilla de regulación y girarla hasta que la escala de la presión barométrica indique el valor, del altímetro patrón (o sea el del altímetro de la torre). - Verificar cuidadosamente las lecturas, las que se harán mientras el equipo de vibración esté funcionando. - Empujar la perilla hacia atrás, teniendo cuidado de no cambiar el valor de la regulación obtenida. - Volver el tornillo a su posición original y ajustarlo. 4. SERVOALTÍMETRO. DESCRIPCIÓN Y FUNCIONAMIENTO. Generalidades. Este instrumento es utilizado en el avión con la finalidad de medir la altura de éste en relación con el terreno que sobrevuela, o el nivel del mar, considerando también las condiciones de presión y temperatura. Se diferencia de los altímetros convencionales en que, además de la aguja indicadora sobre el cuadrante, posee un totalizador del tipo digital a rodillos, donde se lee la altura directamente en forma numérica (ver figura II-9), consiguiéndose de esta forma eliminar el error de apreciación o de paralaje sobre el cuadrante de los sistemas con agujas. Figura II-9 Servoaltímetro visto de frente. II-6  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ Descripción. El altímetro eléctrico, que puede definirse como un servoaltímetro, posee dos a tres cápsulas aneroi- des, como elementos sen- sibles de captación de la presión atmosférica, de donde se obtiene el mo- vimiento mecánico que luego es transformado en señal eléctrica, determi- nante de la indicación. Básicamente el sistema lo constituye el instrumen- to indicador donde se alojan: las cápsulas ane- roides, el sistema de cap- tación de señales eléc- tricas, el totalizador digital a rodillo de la indicación de altitud, el totalizador para la fijación de la pre- Figura. II-10 Mecanismo del servoaltímetro. sión barométrica que sirve de corrector, el mecanismo de levas y de compensación de la relación mecánico-eléctrica, el sistema de indicación de altura de agujas, relacionado con el conductor digital por medio de una cadena de engranajes y accionado a través de un motor eléctrico bifásico de inducción, que recibe las señales de un amplificador electrónico y amplía las señales eléctricas inductivas provenientes del sensor de tipo E-I (núcleo) comandado por las cápsulas aneroides (ver figura II-10). Un indicador de fallas (bandera de alarma), acusa cualquier deficiencia en el suministro de energía eléctrica. La perilla ubicada en el frente de la caja del instrumento accesible al piloto, permite fijar el valor de la presión barométrica (QNH) para la corrección del altimetro, actuando sobre el contador digital barométrico y sobre el sistema de levas del sensor. La indicación de la aguja sobre el cuadrante, está en correspondencia con la lectura numérica del totalizador de altitud, que se da en metros o pies, según el país de utilización. Igualmente, la unidad de indicación del corrector barométrico es en milibares (mb), en mm de Hg o pulg de Hg. Componentes eléctricos. Considerando que este instrumento posee como elementos sensibles, cápsulas aneroides, de cuyas deformaciones elásticas deben obtenerse señales eléctricas, el mismo debe ser considerado, para su funcionamiento, como un conjunto barométrico que le permite acusar valores instantáneos sobre toda la escala, es decir, desde cero metros hasta el valor determinado por el contador digital. En consecuencia, este tipo de altímetro basa su indicación en la relación de la variación de la presión atmosférica en función de la altura, obteniéndose este valor de referencia del sistema estático del avión, al cual está incorporado dicho parámetro sobre el elemento sensible conformado por los aneroides. Por lo tanto, su principio de funcionamiento es semejante al de los altímetros convencionales. Las variaciones obtenidas por las deformaciones elásticas lineales de las cápsulas, son detectadas por un sensor del tipo inductivo, al cual está ligado mecánicamente, constituido por dos núcleos: uno de chapa laminada de hierro silicio en forma de “E” y otro de similares características, pero en forma de “I”. II-7  El núcleo “E” tiene tres arrollamientos de alambre de cobre, convenientemente aislados, de los cuales solamente el central está alimentado con corriente alternada de 400 Hz. Sobre los otros dos extremos de dicho núcleo, se encuentran alojadas dos bobinas, una sobre cada rama y de igual número de espiras, pero teniendo el sentido del arrollamiento contrario entre sí, por lo cual se obtendrán dos f.e.m. inducidas, pero desfasadas en 180º eléctricos. Funcionamiento. Al variar la forma de la cápsula aneroide por efecto de la presión atmosférica con el cambio de altura, acciona mecánicamente el núcleo en “I” del sensor, angularmente en relación con las ramas del núcleo en “E”, y en consecuencia disminuye el entrehierro de una de las ramas de este núcleo, mientras que sobre la otra rama aumenta el entrehierro, produciéndose un desequilibrio de la tensión, lo que traerá como consecuencia una diferencia de potencial entre una rama y la otra del núcleo en “E”. Esta señal es transmitida al amplificador de doble entrada y éste, a su vez, enviará la señal al servomotor del altímetro, el cual girará en un sentido determinado (ver figura II-11). Este movimiento actuará sobre los dígitos de los contadores y la aguja, como así también sobre Figura II-11 Esquema eléctrico del servoamplificador. la leva de corrección, cuya misión es la de obtener el paralelismo entre los dos entrehierros del sensor; como consecuencia, lo lleva a una posición en que la señal se anula cuando no exista variación de presión atmosférica, o de altura. La amplitud de la señal obtenida del sensor, es función directa de la variación de presión (por la altura). La influencia de la temperatura ambiente sobre el mecanismo y cápsulas del servoaltímetro, es compensada automáticamente por medio de un bimetal intercalado entre las cápsulas y el núcleo en “I”. El servomotor consiste esencialmente en tres bobinas independientes, una de las cuales sirve de referencia, para que quede siempre un valor de tensión que le permita fijar la lectura cuando los otros dos arrollamientos no actúan; éstos funcionan únicamente cuando el amplificador los energiza, y operan en función de la señal obtenida por el sensor por lo que, como consecuencia de esto, se producirá el giro del servomotor en un determinado sentido. La entrada del amplificador del servoaltimetro, es una señal de 400 Hz, de amplitud proporcional al error en el sistema servo. Esta señal está en fase o a 180° con respecto a la fase A-B de la fuente de alimentación del avión, dependiendo esto de la naturaleza del error. La señal se origina en el sensor del servoaltimetro y se inyecta al amplificador a través del conector C (2) y D (10) (ver figura II-12). Una etapa desfasadora consistente en los componentes PL1, R1 y C1, lleva a la señal de entrada, desde la fase A-B a cuadratura (90º) y luego es aplicada a la base del transistor V1. La señal amplificada pasa a través del primario del transformador TR2, en el circuito de colector de V1, cuyo primario se encuentra sintonizado a 400 Hz, por medio del capacitor C3. El secundario de TR2 tiene una derivación central, y las señales de antifase de cada mitad del bobinado, son aplicadas a las bases de los transistores V2 y V3, que se encuentran conectadas formando una etapa de salida “push-pull”. La salida es inyectada por los conectores G (1) y E (5) de la SK2 al arrollamiento de control de un motor bifásico en el servoaltímetro. A través del capacitor C7 y el resistor R6, se provee realimentación negativa, a fin de mantener estable la II-8  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ ganancia y baja la impedancia de Sali- da. La corrección del factor de potencia, se hace por medio de los capacitores C4 y C5. La fuente de ali- mentación principal de 115 V 400 Hz, es- tá conectada a los conectores A (1) de la fase A y B (2) de la fase B del conec- tor macho PL1 a tra- vés del primario del transformador TR1, Figura II-12 Circuito del amplificador. completando el cir- cuito, bajo condicio-nes normales, por medio de la llave de control de sobrevelo-cidad en el servo-altímetro, como se indica en la figura II-12. La alimentación de 60 V y 8 V 400 Hz, de alimentación al servoaltímetro, se provee de dos derivaciones del primario TR1. La tensión a través de la derivación central del secundario de TR1, es rectificada por medio de un puente compuesto por los diodos MR1 a MR6, proveyendo una tensión continua de +15 V y -15 V. El capacitor C6 filtra los -15 V; la corriente continua, circula hasta F (6) y de ahí, a través de cada mitad del arrollamiento control del servoaltímetro a los colectores de V2 y V3. Por lo tanto, los diodos MR7 y MR8 se encuentran normalmente al corte y sólo conducen a fin de prevenir que la tensión de los colectores sobrepase el potencial de masa durante las extratensiones resultantes de la interrupción de la corriente contínua en los arrollamientos de control del motor del servoaltímetro. La tensión de -15 V, también alimenta, a través del primario de TR2, al colector de V1. El resistor R3 y el termistor R4, conectados a la tensión de -15 V forman un divisor resistivo; la tensión negativa en su unión está aplicada a través de cada mitad del secundario de TR2 a las bases de V2 y V3, que trabajan en amplificación clase “B”. El uso del termistor R4, asegura que la pequeña corriente negativa de reposo, permanezca sensiblemente constante con los cambios de temperatura. Los emisores de V2 y V3, retornan a masa a través de un resistor común, R5, en el emisor. La alimentación de +15 V, está conectada a través de R2 al emisor de V1. El capacitor C2 provee un paso de baja impedancia a masa para frecuencias de señal y alimentación, y filtrando por lo tanto la alimentación y previniendo la acción de V1 como seguidor de emisor. 5. SISTEMAS DE AVISO DE ALTITUD. En los aviones con cabina presurizada, es importante que el piloto y la tripulación tengan una indicación de que se está manteniendo la altitud de cabina correspondiente a las condiciones de diferencia de presión máxima. Para cumplir este requisito, existen altímetros simples, calibrados con la misma ley de presión/altitud que los altímetros normales. Estos van en el panel principal de instrumentos o de control del sistema de presurización, y sus elementos de medida responden directamente a la presión predominante del aire de cabina. En ciertos sistemas del avión, las condiciones de control y operación están relacionadas con una altitud específica; por ejemplo, en un sistema de presurización de cabina surge la necesidad de una indicación de un posible aumento de altitud de cabina sobre el nivel deseado mientras el avión está a su altitud normal de operación. II-9 Además, y especialmente como consecuencia de la introducción de los sistemas de información de altitud, es necesario que un piloto sea avisado de una apro- ximación a, y/o una desviación de, una altitud operacional se- leccionada. Por consiguiente, para satisfacer los requisitos apropiados, se suelen emplear unidades de conmutación de altitud, o altímetros tipo servo, capaces de transmitir señales de altitud a una unidad de aviso independiente a través de una varilla de transmisión síncrona. Las unidades de conmu- tación de altitud consisten nor- malmente en un elemento de medición de cápsula aneroide similar al usado en los altí- metros, de forma que a una alti- tud preajustada su expansión accione un conjunto de contac- tos eléctricos de manera que se complete un circuito a una luz o dispositivo audible de aviso. La figura II-13 muestra los componentes de un sistema de aviso de altitud audible y visual para cuando un avión se aproxi- ma o desvía de una altitud pre- seleccionada más de una can- tidad determinada. a) Servoaltímetro. b) Unidad de aviso. Figura II-13 Sistema alternativo de altitud. La altitud se selecciona en la unidad de aviso (figura II-13 b) y es indicada por un contador digital que está engranado a los rotores de un sincro transformador de control o dispositivo de resolución (transolver). Los sincros se denominan aproximado o preciso respectivamente, y están conectados eléctricamente a los transmisores correspondientes dentro del servoaltímetro. Los rotores de los sincros de los transmisores son situados mecánicamente por un sistema de varillaje acoplado al conjunto de cápsula del altímetro de modo que la salida de los sincros sea proporcional a la altitud del avión. Cuando se selecciona una altitud en la unidad de aviso, el mando selector, además de girar los contadores digitales, lo hacen también los rotores de los sincros de la unidad, desarrollando así una señal correspondiente a la diferencia entre la altitud indicada H1 y la seleccionada H3 (ver figura II-14). Esta diferencia se envía a una sección de entrada del circuito general de la unidad de aviso; en valores predeterminados de los voltajes de los rotores de ambos sincros, se producen dos señales que son suministradas como entradas a un circuito lógico. Este consta de una red de temporización que controla un dispositivo de aviso audible remoto y el funcionamiento de las luces de aviso en el servoaltímetro y en la unidad de aviso de altitud. En la figura II-14 puede verse el orden en el que se produce el aviso. Cuando el avión desciende o sube a la altitud preseleccionada, la señal de referencia citada anteriormente se reduce y el circuito lógico procesa, de este modo, las dos señales que le son suministradas, hasta que, a un límite exterior preajustado H1 (900 pies) superior o II-10  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ inferior a la altitud preseleccionada, una de las señales acciona el dispositivo de aviso audible, que dura unos 2 seg, y enciende las luces de aviso. Las luces permanecen encendidas hasta que a un limite interior preajustado adicional H2 (normalmente 300 pies) superior o inferior a la altitud preseleccionada, la segunda señal hace que el circuito de las luces de aviso quede interrumpido, apagándolas. Cuando el avión se aproxima a la altitud preseleccionada, los voltajes de los rotores de los sincros se anulan y no se producen más avisos. Si el avión se desvia de la altitud preseleccionada más del limite interior H2, el circuito lógico cambia la orden de aviso, de forma que los avisos corresponden a los dados durante la aproximación a través del limite exterior H1, esto es, audible durante 2 seg e iluminación y luces. Figura II-14 Secuencia de aviso de altitud. La unidad de aviso lleva una unidad cuya función es “reajustar” el circuito lógico siempre que se accione el mando selector para cambiar la altitud selectada en más de 100 pies y a una velocidad mayor de 8.000 pies/min. El circuito utiliza una célula fotoeléctrica que produce una señal de la suficiente magnitud para anular cualquier otra presente en la salida del circuito lógico. La prueba funcional del sistema de aviso audible y visual se realiza accionando un “interruptor de prueba” situado en la unidad de aviso mientras se gira el mando selector de altitud. En caso de falla de la alimentación de energía al sistema (26 VCA 400 Hz y 28 V CC) y también de señales de altitud, se desactiva un solenoide para accionar una bandera que oscurece los contadores de altitud de la unidad de aviso. 6. SISTEMA DE INFORMACIÓN DE ALTITUD. El control de tráfico aéreo a lo largo de muchas rutas en las proximidades de aeropuertos importantes depende de procedimientos estrictos de comunicación entre el avión y las estaciones de control terrestre con el fin de poder identificar el tráfico y asignarlo a los niveles necesarios de separación. Además de las transmisiones de voz normales, el procedimiento de comunicación supone el uso de un transpondedor de a bordo que, en respuesta a las señales de interrogación de un transmisor/receptor de radar en el centro de control de tráfico aéreo, transmite automáticamente al centro señales de respuesta codificadas. Las señales son entonces procesadas por computador, decodificadas y presentadas luego alfanuméricamente al controlador de tráfico aéreo en su pantalla de radar principal. La altitud del avión es uno de los parámetros importantes que es preciso conocer; para reducir más las II-11 transmisiones de voz, consumidoras de tiempo, se ideó un método para transmitir automáticamente tales datos desde un altímetro; este método llegó a ser también una característica obligatoria del procedimiento de comunicaciones de aire a tierra. El sistema de interrogación forma en conjunto lo que se denomina Radar de Vigilancia Secundario de Control de Tráfico Aéreo, y puede operar en cinco modos de interrogación: A, B, C, D y S. Los modos A y B se utilizan para identificación, el modo C para información de altitud, el D todavía está sin asignar y el modo S permite conocer la posición, altitud, velocidad, reportes meteorológicos, velocidad respecto al suelo y el TCAS. En cada caso, la señal de interrogación, que se transmite en una frecuencia de 1030 MHz desde una antena direccional giratoria, consta de un par de impulsos P1 y P3; para que el transpondedor de a bordo pueda "reconocer" en qué modo está siendo interrogado, los impulsos son espaciados a intervalos diferentes de tiempo. El espaciado se toma desde el borde de ataque del primer impulso al borde de ataque del segundo (ver figura II- 15). a) Haz de interrogación y separación de impulsos. b) Tren de impulsos de respuesta. Figura II-15 Estructura de impulsos; operación del transpondedor. En la parte a se observa que también puede transmitirse un tercer impulso P 2 desde una antena de control; su finalidad es suprimir la radiación del lóbulo lateral de la antena interrogadora y asegurar que el transpondedor conteste solamente a los impulsos de la señal direccional del haz principal. Esto se efectúa mediante un circuito "intermitente" que compara las amplitudes relativas de los impulsos y hace posible que el transpondedor determine si la interrogación es correcta o se debe a un lóbulo lateral. Cuando el transpondedor decodifique la señal interrogada se responderá transmitiendo un tren de impulsos de información en una frecuencia de 1090 MHz, y en una secuencia codificada que no depende solamente del modo de interrogación, sino también de números de código asignados previamente que, para operación en los modos A y B, son seleccionados por el piloto en la unidad de control de transpondedor. En operación en el modo C, los números del código son transmitidos automáticamente por el transpondedor, que recibe también señales correspondientes a altitudes específicas de un altímetro y en una forma que se describirá más adelante. El tren de impulsos de información desde el transpondedor para los modos A, B y C puede constar de hasta 12 impulsos espaciados l,45µseg, dependiendo del código de respuesta seleccionado en la unidad de control (figura II- II-12  ENSAYO Y EVALUACIÓN PRIMARIA DE INSTRUMENTAL AVIÓNICO ___________________________________________________________________________________________________ 16 b). Los impulsos se producen entre dos impulsos de encuadre adicionales F 1 y F2, que son fijos y espaciados 20,3µseg los que se transmiten siempre en la respuesta. En un tren de 12 impulsos, el número de códigos disponibles es 2 12 = 4096; los códigos están numerados del 0000 a 7777, dando el último los 12 impulsos cuando los cuatro mandos selectores de la unidad de control (figura II-16 a) están ajustados en concordancia. Como puede apreciarse, cada mando de control controla un grupo de tres impulsos; en este caso, las letras designan grupos de impulsos y no modos de interrogación. El primer mando de control controla el grupo A, el segundo mando el grupo B, y así sucesivamente. Número de código A B C D A B C D A B C D A B C D A B C D selectado 0 0 0 0 0 0 3 2 3 4 0 0 0 3 6 7 7 7 7 7 C1 D2 A1 B 4 B1 C2 D1 A1 B1 C 1 D1 Impulsos de Impulsos de respuesta encuadre C2 A2 B2 C4 D2 A2 B2 C 2 D2 solamente D4 A4 B4 C 4 D4 Dígito de Asignación de impulsos código A B C D 0 Ninguno Ninguno Ninguno Ninguno 1 A1 B1 C1 D1 2 A2 B2 C2 D2 3 A1 A2 B1 B 2 C1 C2 D1 D2 4 A4 B4 C4 D4 5 A1 A4 B1 B 4 C1 C4 D1 D4 6 A2 A4 B2 B 4 C2 C4 D2 D4 7 A 1 A2 A4 B1 B2 B4 C1 C2 C4 D1 D2 D4 Figura II-16 Codificación de impulsos de respuesta. Los subíndices de cada letra de un grupo son importantes, puesto que su suma es igual al dígito selectado en la unidad de control; esto puede verse en la Tabla de Códigos Básica y en los ejemplos dados en la figura II-16 a. II-13  Puesto que todo el sistema se basa en un proceso calculador digital, la codificación y decodificación de las señales de interrogación y respuesta dependen de variables lógicas y de los dígitos binarios correspondientes, o “bits” como se les denomina. En el ejemplo que se muestra en la figura II-16 c se ha selectado el código 2300 en el modo A en la unidad de control y esto produce los binarios equivalentes 0 1 0, 1 1 0 y 0 0 0 respectivamente. En el modo S el formato incluye 24 pulsos de dirección, contiene un pulso de identificación de modo, P4, y de 56 a 112 pulsos de datos aumentando hasta 1.677.721.424 los códigos posibles. Altímetro codificador. La información de altitud, como ya se citó, es una operación en modo C; cuando se selecta la posición "ALT" en la unidad de control del transponder, este último responderá a la señal de interrogación correspondiente así como a la señal de interrogación del modo A, Sin embargo, mientras que en la operación en el modo A los trenes de impulsos de las señales de respuesta están asociados con códigos selectados manualmente, en el modo de información de altitud los trenes de impulsos se producen automáticamente y se suministran al transpondedor mediante un altímetro codificador o, en algunos casos, por la sección de medición de altitud de un calculador de datos de aire. En la figura II-17 se muestra la dispo- sición de un altíme- tro codificador y en ella se observa, ade- más del mecanismo convencional de pre- sentación de aguja y contador digital, có- mo un conjunto co-