BUSCADOR DE DIRECCION AUTOMATICO

El sistema ADF es el nombre que recibe el radiogoniómetro en el avión y sus componentes principales son:
-1antena de cuadro, fija o giratoria-1 antena de orientación omnidireccional capacitiva-Unidades acopladoras de antena para evitar errores-Receptor-Panel de control y sintonización-Conexión con ICS y conmutador o interruptor para los indicadores.
Actualmente los ADF trabajan con antenas de cuadro fijas, posicionadas entre sí en forma perpendicular alineadas con los ejes longitudinal y transversal respectivamente, el voltaje inducido en las diferentes bobinas dependerá de igual forma a la dirección de incidencia de la onda, el voltaje inducido en las bobinas pasara a través de unos conductores a las bobinas del estator de un goniómetro, creando aquí un campo electromagnético con las mismas características y dirección del campo de la onda de radio, el rotor o bonina de búsqueda del goniómetro es el elemento conectado al receptor (a través de sus devanados acopladores).
La antena de búsqueda se hace girar a través de un servo-motor el cual se detiene solo cuando detecta un cero en la salida de la antena de búsqueda previamente conmutada con la antena de orientación para deshacer la ambigüedad de los 180°, este servo motor mueve a su vez un sistema sincrónico responsable de mover y posicionar el puntero del indicador dando la ubicación de la estación NDB.
El receptor es superheterodino y llegan a este las señales conmutadas de la antena de cuadro y orientación trabajando en una gama de frecuencia de 100-200Khz y una IF de 144Hz.
El indicador puede ser un RMI (Radio Magnetic Indicator) en el cual se tiene una indicación de rumbo magnético (el dial se mueve en la misma forma que lo hace la brújula gracias a un sincrónico) y el puntero se mueve al compás de la antena (rotor de búsqueda) dando la ubicación del NDB.
La indicación también se puede ver en el RBI (Indicador de Rumbo Relativo) en el cual el dial es fijo o se mueve con una perilla manual y la indicación se da en relación al eje longitudinal del avión.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-37-00, Paginas 111, 112, 114, 115.
SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL
La idea que hay detrás del sistema GPS es la de utilizar satélites en el espacio como puntos de referencia para localizaciones terrestres. Mediante la medición muy precisa de las distancias a tres de estos satélites, lo cual se realiza a partir de las medidas de los retardos que han sufrido las señales provenientes de estos satélites, se puede calcular por triangulación la posición en cualquier lugar de la Tierra.
No obstante, existen una serie de factores que afectan a la medida de la distancia: errores en el reloj del satélite, desfase en el reloj del receptor o retardo introducido por la propagación Ionosférica. Por estas razones, las distancias calculadas por el receptor GPS incluyen un término de error constante, denominándose pseudodistancias, y se hace necesaria la obtención de una cuarta medida para determinar su posición exacta.
El sistema GPS fue concebido inicialmente como un proyecto militar que permitiese a soldados y vehículos conocer su posición exacta, por lo que las autoridades estadounidenses decidieron que el sistema estuviera disponible para usos civiles bajo ciertas restricciones. En especial, se introdujo intencionadamente una señal que alterara la precisión con la que los receptores calculan su posición. Este factor de error se conoce con el nombre de disponibilidad selectiva, es aleatoria y varía constantemente, normalmente cuando existe algún conflicto en que se ve involucrado el ejército de los EE.UU.
Este hecho da lugar a la existencia de dos tipos de servicios: Estándar (SPS) y Preciso (PPS). El servicio de posicionamiento estándar permite una precisión horizontal de 100 m y vertical de 156 m, así como una precisión temporal de 340ns. Por el contrario, el servicio preciso está reservado para usuarios autorizados y permite precisiones de 22 m horizontalmente, 27,7 m en vertical, y una precisión temporal de 100ns.
GPS DIFERENCIAL:
Las técnicas de GPS diferencial (DGPS) se utilizan para eliminar los errores introducidos por la disponibilidad selectiva y otras fuentes de error. El DGPS supone la cooperación de dos receptores, uno que es fijo (estación base) y otro que se desplaza alrededor realizando medidas de posición. El receptor fijo es la clave y se encarga de relacionar todas las medidas del satélite con una referencia fija. De este modo, la estación base calcula las correcciones necesarias para que las pseudodistancias coincidan con su posición correcta que es perfectamente conocida. Las correcciones pueden utilizarse en equipos convencionales que operen en un área próxima (unas decenas de kilómetros), y pueden obtenerse precisiones de hasta un par de metros en aplicaciones móviles o incluso mejores en situaciones estacionarias.
Afortunadamente, la gran escala de los sistemas GPS nos ayuda. Los satélites se encuentran tan alejados en el espacio que las pequeñas distancias que viajamos aquí en la Tierra son insignificantes. Por ello, si dos receptores se encuentran muy juntos el uno del otro (unos pocos cientos de kilómetros), la señal que alcanza a ambos habrá recorrido prácticamente el mismo pasillo a través de la atmósfera y sufrirá los mismos errores.
La idea que hay detrás del DGPS consiste en que disponemos de un receptor que mide los errores de temporización y proporciona la información de corrección a los otros receptores que se están moviendo a su alrededor. En los primeros días del GPS, las estaciones de referencia eran establecidas por compañías privadas que tenían grandes proyectos que demandaban una alta precisión. Cualquiera de la zona puede recibir estas correcciones y mejorar considerablemente la precisión de las medidas de su receptor GPS.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-59-00, Paginas 257-260, 268-270.


SISTEMA DE NAVEGACION INERCIAL

El INS, es un concepto avanzado de la navegación diseñado como parte integral de los sistemas de aviónica. Este sistema le asistirá no sólo en el Curso de la navegación, sino también proporcionará comandos de manejo al piloto automático para dirigir el aeroplano con los puntos de ruta predeterminados a su destino, además de comandos de manejo, la unidad de navegación del INS contiene un GIROCOMPÁS GYMBAL montado que detecta cambios en la actitud del aeroplano en sus ejes de Pitch (Inclinación Longitudinal), Roll (Rotación Horizontal) y Yaw (Guiñada o Cabeceo), para mantener estabilizado el aeroplano y de igual forma el azimut del radar meteorológico; además estas señales también llegan a los instrumentos que muestran la actitud de vuelo de la aeronave. Los acelerómetros, montados, detectan todas las aceleraciones verticales y horizontales (cambios de velocidad).
CARACTERÍSTICAS:
1. Alineación y calibración automática son efectuadas cada vez que el INS es encendido.
2. El INS no requiere ninguna entrada auxiliar de navegación externa al avión.
3. El INS continuamente monitorea su propio funcionamiento y suministra indicaciones de alerta y/o señales de indicación de alerta cuando las señales de salida y los datos mostrados son erróneos.
4. Inserción de posición actual, puntos de ruta, y datos de destino son fácilmente insertados usando un teclado. Cada INS puede ser usado separadamente para insertar datos de puntos de ruta latitud y longitud.
5. Las características del INS pueden ser mejoradas durante el vuelo haciendo un arreglo de la posición cuando un punto de referencia exacto esté disponible.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-70-00, Paginas 303, 304, 309.

SISTEMA DE ATERRIZAJE POR INSTRUMENTOS

El Sistema de Aterrizaje por Instrumentos ILS (Instrument Landing System) es un sistema que asiste en la ejecución de la aproximación a la pista y el aterrizaje por medio de instrumentos.
El sistema provee datos de asistencia a la aproximación y al aterrizaje sin intervención humana, hasta el momento en que el piloto toma contacto visual con la pista de aterrizaje.
El sistema ILS posee distintas categorías de operación, que determinan las condiciones permitidas de aterrizaje en condiciones de visibilidad reducida. La diferencia entre las distintas categorías viene dada por la distancia y la altura por debajo de las cuales el piloto debe poder ver la pista con el fin de ejecutar un aterrizaje visual.
El sistema ILS puede ser dividido, de acuerdo a la ubicación de los equipos, en dos partes: por un lado un conjunto de antenas transmisoras y transmisores fijos en tierra, y, por el otro lado, antenas receptoras y receptores ubicados en el avión.
Desde el punto de vista funcional, los sistemas ILS abarcan tres subsistemas:
1. Subsistema de Radiobaliza (Marker Beacon) que provee tres puntos de referencia sobre el eje de aproximación a la pista de aterrizaje, indicando la distancia al extremo, o umbral, de la pista.
2. Subsistema de Pendiente de Planeo (Glide Slope), que provee la indicación del ángulo de planeo deseado.
3. Subsistema de eje de aproximación o Localizador (Localizer), que nos da la ubicación del avión respecto a la continuación imaginaria del eje de la pista.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-33-00, Paginas 50-52, 55,57.

SISTEMA DE RADIOBALIZA MARKER BEACON

Las señales de radiobaliza son tres haces verticales generados por sendos transmisores situados en tierra, sobre la continuación del eje de la pista, que sirven para indicar a los pilotos la distancia del avión al umbral de la pista.
Si bien el receptor de MB forma parte del receptor VOR, pertenece funcionalmente al sistema ILS. Por ello la estudiaremos como parte del sistema ILS, y no como parte del sistema VOR. En el curso correspondiente al sistema VOR se estudian los componentes específicos de dicho sistema.
El subsistema de radiobaliza de a bordo está compuesto de:
Un receptor de MB localizado, como ya fue explicado, en el receptor VOR izquierdo.
Antenas de MB ubicadas en la parte inferior del avión.
Las lamparillas indicadoras de MB ubicadas en los paneles de instrumentos del capitán y del oficial primero.
El receptor de MB es controlado por el panel de control de ILS, situado en el Panel de Control Electrónico Posterior (AECP).
Subsistema en Tierra:
El subsistema de radiobaliza en tierra está compuesto de tres transmisores llamados balizas que emiten haces verticales en la frecuencia de 75 MHz.
Los transmisores se hallan a distancias preestablecidas del umbral de la pista. Cada haz es modulado por una señal de audio que lo identifica. Al identificar la frecuencia de audio, el receptor determina cuál de los haces es captado, indicando al piloto a qué distancia se halla de la pista.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-33-00, Paginas 61-64.


SISTEMA DE SENDA DE PLANEO GLEDE SLOP

La pendiente de planeo (llamada también pendiente o ángulo de descenso) es el ángulo medido en un plano vertical entre la trayectoria de vuelo durante el descenso y la horizontal. Generalmente, este término es usado para describir el plano de descenso generado por un sistema de vuelo por instrumentos y está compuesto por:
1. Un receptor de GS ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de GS ubicadas en la cúpula "Radome" en la proa del avión.
Los datos captados por GS son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en tierra:
Incluye un transmisor y dos antenas. Cada antena emite un haz: un haz es emitido por encima del ángulo deseado, y el otro por debajo. El haz superior es modulado por una frecuencia de 90 Hz, mientras el haz inferior es modulado por una frecuencia de 150 Hz. Los ángulos suelen ser de 2 a 4 grados (tomados desde la horizontal). Las antenas transmisoras de GS se hallan al borde de la pista, y los haces son enviados en el eje del centro de la pista. La frecuencia portadora de transmisión es de 329.3 MHz a 335.0 MHz; cada pista hace uso de otra frecuencia.
En el sistema de a bordo, la frecuencia de recepción es fijada automáticamente una vez seleccionada la frecuencia de localizador, que es determinada en la “Sección de Control de ILS”. Cada frecuencia de localizador se halla "apareada" con una frecuencia de GS afín. Este arreglo tiene por fin evitar errores al aterrizar en aeropuertos que poseen más de un sistema ILS.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-33-00, Paginas 72-75

SISTEMA LOCALIZADOR

El localizador es una referencia imaginaria de la continuación del eje de la pista. Esta referencia es suministrada por dos haces emitidos a izquierda y a derecha de dicho eje. La comparación de las intensidades de ambos haces permite calcular la corrección necesaria.
El sistema de localizador tiene por fin mostrar, durante la aproximación a la pista de aterrizaje, la ubicación del avión en relación a la pista. Sabremos si el avión se halla a izquierda o a derecha del eje de la pista.
Cada uno de los sistemas de localizador a bordo del avión incluye:
1. Un receptor de LOC ubicado en el compartimiento de equipos electrónicos, controlado por la sección ILS del controlador de electrónica posterior (AECP).
2. Antenas de LOC ubicadas a ambos lados de la cola del avión.
Los datos captados por el receptor de localizador son transmitidos al sistema FMS que procesa los datos y los muestra en los indicadores HSI. Los datos son asimismo transmitidos a los ADI (incluyendo el ADI de stand-by).
Subsistema en Tierra:
Incluye un transmisor y una antena la cual emite dos haces: un haz a derecha del eje (el que es modulado con una señal de audio de 150 Hz), y el otro a izquierda (modulado con audio a 90 Hz).
El sistema de localizador en tierra usa frecuencias portadoras de 108.1 MHz a 111.9 MHz. A cada pista se asigna otra frecuencia de localizador, para evitar que los cálculos se realicen respecto a una pista distinta a la de aterrizaje.
Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-33-00, Paginas 83-85