TERCER TRABAJO DE INVESTIGACIÓN:

TRANPONDER ATC

Con el rápido crecimiento del transporte aéreo civil internacional y domestico desde la segunda guerra mundial, el control del tráfico aéreo mediante el PSR (Radar Primario de Vigilancia) y los procedimientos, no eran los más adecuados para mantener la seguridad en el aire.

El PSR no cuenta con la cooperación activa del objetivo, la radiación electromagnética se emite a través de impulsos desde una antena direccional en tierra. Los objetos en línea con la radiación reflejaran la energía nuevamente hasta el PSR. Midiendo el tiempo transcurrido y apreciando la dirección de la radiación pueden hallarse la distancia y la marcación del objeto; pero dicho sistema presentaba varios inconvenientes y esto condujo al desarrollo de un SSR (Radar Secundario de Vigilancia Militar) denominado Identificador Amigo-enemigo.

Con este sistema solo los objetivos especialmente equipados provocan un retorno en tierra. Desde entonces este sistema se ha desarrollado y extendido para cubrir el tráfico aéreo civil además del militar; el equipo especial que lleva el avión es el ATC (Transpondedor de Control de Tráfico Aéreo).

El Radar de Vigilancia Secundario forma parte del sistema de vigilancia radar ATC; siendo el PSR la otra parte. Se montan dos antenas coaxialmente, una para PSR y la otra para SSR, y se les hace girar a la vez radiando direccionalmente. El SSR por sí mismo es capaz de proporcionar información de distancia y marcación, por lo que el PSR podría parecer redundante; no obstante, debemos tener en cuenta aviones que no incorporen ATC o posibles problemas.

El transmisor SSR radia impulsos de energía desde una antena direccional. La dirección y temporización de la transmisión SSR va sincronizada con la del PSR. Un avión equipado con un Transpondedor que se halle en el camino de la energía radiada responderá con impulsos de R/F especialmente codificados si reconoce como válida la interrogación. La antena del avión es omnidireccional. La respuesta codificada recibida en tierra es decodificada y se proporciona una indicación apropiada sobre una pantalla al controlador de tráfico aéreo. La respuesta llevara información relativa a identificación, altitud, o de uno o varios mensajes de emergencia.

Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-43-00, Paginas 178-179.

EQUIPO MEDIDOR DE DISTANCIA (DME)

El equipo medidor de distancia (DME) es un sistema de impulsos de radar secundario que funciona en la banda de 978-1213 MHz, el cual proporciona una indicación continúa y exacta, en la cabina, de la distancia existente entre un avión y el transmisor terrestre (Millas Náuticas), el sistema básico de radar de abordo consta de: un Interrogador (Receptor y Transmisor combinados), un Indicador y una Antena Omnidireccional, capaz de recibir señales polarizadas verticalmente. La distancia es medida y determinada por el interrogador. Cuando una frecuencia de VOR es seleccionada, la frecuencia DME es seleccionada automáticamente.

Empleos del DME:

Proporciona una línea de posición circular cuando se usa un solo DME. Se obtienen posiciones si se emplea junto con el VOR.

Su indicación de distancia es muy útil cuando se realiza aproximación con instrumentos.

Facilita la tarea del ATC en la identificación de radar cuando un avión informa de su posición en función de distancia y dirección desde una estación VOR/DME.

Cuando dos aviones usan DME y vuelan en la misma vía, las distancias positivas de ambos permiten al ATC mantener una separación segura.

Las distancias precisas para el descenso se tienen cuando un Transpondedor funciona junto con ILS.

Proporciona la base para mejores patrones de acercamiento.Con un computador adicional puede llevarse a cabo la navegación por zonas con gran exactitud.

Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-45-00, Pagina 226.

SISTEMA DE RADIOFARO OMNIDIRECCIONAL (VOR)

El Sistema de Radiofaro Omnidireccional es usado para llevar a cabo el seguimiento de la ubicación y el rumbo actuales, o como auxiliar de navegación.

El sistema VOR está integrado por sistemas en tierra y a bordo del avión que suministran una indicación de la marcación con respecto a una estación terrestre cuya posición es conocida.

En el sistema VOR, se usan ondas de radio en vez de luz. En lugar de faros, se usan transmisores de radio y dos antenas autónomas que transmiten señales de VOR, en la misma frecuencia, ininterrumpidamente. Una antena emite un haz de radio giratorio, mientras la otra emite un haz omnidireccional.

MARCACIÓN:

Se llama marcación al ángulo entre el Norte magnético y la línea que une al avión con la estación VOR sintonizada. El avión es el vértice de dicho ángulo, el que es medido en dirección horaria (es decir, en el sentido de las agujas del reloj) desde el Norte magnético.

La marcación es el curso, relativo al Norte magnético, al que debe dirigirse el avión para llegar a la estación VOR. El rumbo es el ángulo entre el Norte magnético y el eje longitudinal del avión, medido en dirección horaria. Cada sistema VOR en tierra incluye un transmisor y un juego de antenas.

COMPONENTES Y OPERACIÓN:

A bordo del avión pueden encontrarse dos sistemas VOR, cada uno de los cuales incluye un receptor, un panel de control y una antena.

La operación de los receptores de VOR se realiza por medio de los controles de encendido y volumen en los Paneles de Selección de Audio (ASP). Cada uno de los pilotos puede utilizar cualquiera de los dos receptores y oír las señales audibles provenientes de los mismos mediante los controles de volumen. Para apagar el receptor, se debe oprimir el botón correspondiente en el panel ASP.

El instrumento principal que nos muestra la lectura de VOR es el Indicador de Posición Horizontal (HSI). Si bien en el HSI existe un modo de visualización específico de VOR, el piloto verá la lectura de VOR aun cuando el HSI se halla en modo MAP o PLAN.

MAP:

Modo en el cual se muestran en la pantalla todos los datos actuales de situación horizontal (más los datos de ILS, si corresponde).

PLAN:

Modo de operación del HSI en el que se muestran los puntos notables de la trayectoria del avión. Es útil cuando se debe cambiar dicha trayectoria por problemas meteorológicos u otros.

Bibliografia: Manual Básico de Sistemas de Navegación, ATA 34-31-00, Paginas 1, 4, 16,18.

BUSCADOR DE DIRECCION AUTOMATICO (ADF)

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 (GPS)

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 (INS)

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 (ILS)

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 - MB)

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 PENDIENTE DE PLANEO (GLIDE SLOPE - GS)

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 (LOCALIZER - LOC)

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

GRABADOR VOZ DE CABINA PILOTO (CVR)

Este es un dispositivo importante para determinar la causa del accidente de una aeronave. Una cinta sin fin permite una grabación de los últimos 30 minutos del vuelo. Existen cuatro entradas de audio que llegan hacia el grabador de voz, son los micrófonos del piloto, micrófonos del oficial, micrófonos del ingeniero de vuelo, y un micrófono que recibe audio y conversaciones en la cabina de pilotos. Estos micrófonos siempre están encendidos y no requieren ningún tipo de activación.

Bibliografia: Manual de Sistemas de Comunicación Electrónicos, ATA 23-70-00, Paginas 107-108

LOCALIZADOR TRANSMISOR DE EMERGENCIA (ELT)

Un ELT es un radio pequeño, que se encuentra ubicado en un lugar donde es muy posible que sea afectado en un accidente. Este tiene un interruptor de inercia, el cual se activa cuando se produce un accidente y empieza a transmitir una serie de tonos simultáneamente en dos frecuencias de emergencia, 121.5 Mhz en la banda VHF y 243.0 MHz en la banda UHF. La batería interna del ELT fue diseñada para mantenerlo funcionando continuamente por 48 horas.

Los ELTS están instalados lo más próximos al frente del avión que se puede, y están conectados a una antena flexible. La instalación debe ser tal, que el interruptor de inercia debe quedar orientado para que tenga una fuerza sensitiva de aproximadamente 5 G en el eje longitudinal del avión.

Un ELT puede ser probado, removiéndolo de la aeronave y llevándolo a una habitación protegida para prevenir que la transmisión cause una falsa alerta. Se puede hacer una prueba operacional en el avión si se remueve la antena y se le adiciona una carga inductiva en lugar de esta. EL piloto debe asegurarse al terminar cada vuelo que el ELT no fue activado, para esto selecciona el receptor de VHF en 121.5 Mhz y si no escucha ningún tono indica que el ELT no está operando.

Bibliografia: Manual de Sistemas de Comunicación Electrónicos, ATA 23-70-00, Paginas 111-112.

SEGUNDA INVESTIGACIÓN

1. Sistema de Anuncio a Pasajeros (PA).

• PRINCIPIOS DE FUNCIONAMIENTO:

El sistema de PA (Passenger Address) permite la comunicación entre la tripulación de vuelo y la cabina de pasajeros, de esta forma la tripulación hace anuncios a los pasajeros a través de un sistema de audio. Este sistema provee entradas de audio al piloto, auxiliares de vuelo, anuncios Pre-grabados y sistemas de entretenimiento (música y vídeo). La buena comunicación entre la tripulación de vuelo y los pasajeros es extremadamente importante durante el desarrollo del vuelo.

Existen cuatro niveles de prioridad asignada al sistema de anuncio a pasajeros, los anuncios del piloto son los más importantes, a este le siguen los anuncios por los asistentes de vuelo; los anuncios pregrabados hacen parte del tercer nivel, y le sigue la música de vuelo.

También se produce un sonido cuando el piloto activa las señales de “Ajústese los Cinturones” o “No Fumar”. Los anuncios de emergencia pregrabados pueden ser activados por el piloto o por los asistentes de vuelo, estos mensajes son iniciados automáticamente en el caso que se presente una despresurización en la cabina.

• ESTRUCTURA:

El decodificado de los códigos de selección, así como la conmutación de enlace necesaria, se realiza en la unidad central de conmutación, CSU (central automática). El CSU contiene también tres amplificadores, uno de los cuales se dedica permanentemente al piloto (enlace privado).

En conclusión el sistema de PA consta de tres amplificadores (que poseen unidades de control automático de ganancia para incrementar el volumen del anuncio a pasajeros siempre y cuando estén trabajando los motores o el sistema de oxigeno. Además estos amplificadores constan de un sistema de auto-prueba), parlantes, heandset, unidades telefónicas, una unidad de cinta magnética (avisos Pre-Grabados), panel de control de auxiliar de vuelo, y panel de control del piloto, los cuales guardan su prioridad:

1. Mensajes del Piloto.
2. Mensajes de las Auxiliares.
3. Mensajes grabados.
4. Entretenimiento.

2. Sistema de Entretenimiento a Pasajeros.

El Sistema de Entretenimiento a Pasajeros debe respetar la prioridad antes mencionada en el sistema de Anuncio a Pasajeros (PA), el panel de este sistema se encuentra ubicado en el compartimiento de auxiliares de vuelo, las cuales escogen el canal y el volumen.

El propósito de este sistema es proveer a los pasajeros canales variados de música y en algunos casos señales de video, las cuales están dotadas de pantallas LCD (Pantalla de Cristal Líquido), ubicadas en la parte posterior de los asientos o en un mecanismo plegable en los brazos de los mismos. Todo sistema de entretenimiento va interconectado con el sistema P.A.

Este quizás es el sistema que más ofrece problemas por lo que se encuentra bajo la continua manipulación de los pasajeros, y es común que se desajusten los sistemas o perillas selectoras, dando lugar a chispas las cuales pueden ocasionar incendios.

3. Sistema de LLamado a Tierra.

4. Sistema de Grabación de Voz.

• PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO Y COMPONENTES:

Este es un dispositivo importante para determinar la causa del accidente de una aeronave. Una cinta sin fin permite una grabación de los últimos 30 minutos del vuelo. Existen cuatro entradas de audio que llegan hacia el grabador de voz, son los micrófonos del piloto, micrófonos del oficial, micrófonos del ingeniero de vuelo, y un micrófono que recibe audio y conversaciones en la cabina de pilotos. Estos micrófonos siempre están encendidos y no requieren ningún tipo de activación.

5. Sistema de Comunicación en HF.

• PRINCIPIOS DE FUNCIONAMIENTO:

La comunicación HF trabaja en un rango de 2 MHZ – 30 MHZ, tiene mucho mayor alcance que el VHF, su largo alcance se consigue debido al uso de ondas Ionosféricas, que son refractadas por la ionosfera de tal forma que regresan a la tierra.

Las ondas HF terrestres sufren una atenuación a medida que crece la distancia del transmisor, la onda de HF Ionosférica sufre mayor atenuación al aumentar la frecuencia.

La norma actual para el funcionamiento de equipos HF es: En modo de Banda Lateral Superior Única (SSB), aunque los sistemas en servicio pueden disponer de AM compatible o normal (esto es portadora), y una o dos bandas laterales.

Una característica del sistema HF del avión es la cobertura amplia de banda RF y el uso de una antena resonante que requiere dispositivos eficaces de sintonía de antena que debe funcionar automáticamente al cambiar el canal para reducir el V.S.W.R (Proporción Entre el Máximo y Mínimo Voltaje Medido en Una Onda Estacionaria en Una Línea Desacoplada) a un nivel aceptable.

• COMPONENTES DEL SISTEMA:

Una instalación común de un sistema HF consta de un transceptor, una Unidad de Sintonía de Antena Automática (ATU), panel de control del equipo HF y antena.

Cada uno de los transceptores se conecta al Interfono (ICS) para disponer de PTT, micrófono y audífono, además dispone de salida a los decodificadores de SELCAL (Sistema de Llamada Selectiva).

Los transceptores contienen el transmisor, el receptor, amplificadores de potencia y circuitos de suministro de potencia, que van montados en el estante de radio, y están dotados de una corriente refrigeradora de aire ya que estos transceptores disipan una gran potencia, además debe tener conectores para micrófono y audífono en el panel frontal, igualmente debe tener un medidor con su respectivo interruptor para comprobar los diversos voltajes y corrientes.

El acople de antena se realiza a través del ATU el cual puede tener un panel separado para ATU, este suministra un acople de 50 Ω. Por lo general el ATU siempre va adyacente a la entrada de la antena en un lugar no presurizado o presurizado con nitrógeno.

Los sistema HF de aviones pequeños pueden tener acopladores fijos de antena. Este sistema funciona con determinado número de canales, el acople de 50 Ω se logra a través de dispositivos reactivos, pero el ajuste final requerido se lo da el técnico.

• OPERACIÓN DEL SISTEMA:

Controles y Funcionamiento:

• Interruptor Selector de Modo. AM–SSB–OFF:

El interruptor de apagado puede ser otro interruptor designado, o también no usado en lo absoluto, empleándose directamente el interruptor de equipo de radio general.

A pesar que en comunicación HF en la aviación solo debe hacerse a través de la Banda Lateral Superior Única (SSB), algunos equipos tienen también para escoger USB y LSB, el modo de AM también se puede encontrar como AME.

• Selectores de Frecuencia:

Típicamente son 4 controles que proporcionan una selección en un rango de 2,8 MHZ – 24 MHZ en pasos de 1 KHZ.

6. Sistema de Comunicación en VHF.

• PRINCIPIOS DE FUNCIONAMIENTO:

Estas comunicaciones aunque tienen menor alcance que el COM HF, tienen una mayor calidad de sonido debido a que su sistema de propagación de ondas es directo o terrestre (Línea Visual).

Un equipo moderno dispone de 720 canales con un ancho de banda de 25 KHZ entre 118MHZ – 135.975 MHZ, hasta hace poco era de 360 canales con un ancho de banda de 50 KHZ. Este equipo es de un solo canal en simples, es decir una frecuencia y una antena para recibir y transmitir, si se incluyen expectativas de transmisión por satélite de acuerdo con ARINC (Aeronautical Radio Inc.) 566, entonces además de AM dispondrá de doble canal FM en simplex, esto quiere decir frecuencias diferentes para transmisión y recepción.

La comunicación VHF se realiza esencialmente en línea visual mediante onda directa espacial, el alcance disponible puede darse por la formula:

d = (√hr + √ht)

Donde,
ht = Altura del Transmisor
hr = Altura del Receptor
d = Alcance

• COMPONENTES DEL SISTEMA:

Una instalación de VHF consta de 3 partes que son: el transceptor (tiene un receptor superheterodino de canal simple y un transmisor de amplitud modulada), panel de control de VHF y conexiones al Interphone o al Sistema de Intercomunicación (ICS), para proveerlos de micrófonos y audífono. En aviones ligeros es común ver el transceptor integrado bajo el mismo panel de control de VHF, actualmente se pueden encontrar paneles que integran: Comunicación (COM), Navegación (NAV) y Radionavegación (RNAV).

El transceptor montado en un estante contiene todos los circuitos y conectores para conectar directamente micrófono y audífono, y de esta forma realizar las respectivas mediciones, desconectando el equipo reductor de ruido de fondo, para poder tener una magnitud del V.S.W.R.

Aunque estas provisiones de conexión no son universales todo equipo regido por ARINC (Aeronautical Radio Inc.) 566 deberá tener una clavija para conectar el Equipo Automático de Comprobación (ATE).

Las antenas de VHF pueden tomar varias formas, de varilla, de pala o suprimidas (fuseladas) en una instalación triple podemos encontrar dos palas en la parte superior y otra en la parte inferior también puede tener dos palas y una antena suprimida en cualquier parte que reciba ondas polarizadas verticalmente.

• OPERACIÓN DEL SISTEMA:

Controles Y Funcionamiento:

Los equipos de VHF constan de:

• Perillas para sintonizar determinada frecuencia, se pueden encontrar en forma de dos perillas concéntricas en las cuales la exterior domina las unidades y decenas, y la interna domina las decenas y centenas.
  Algunos equipos tienen dos frecuencias para sintonizar, quedando una en Stanby y la otra de uso, uno puede cambiar la frecuencia de uso a la de Stanby usando un interruptor de transferencia.
  El Control de Sintonización también puede ser sencillo, cuando se gira a la derecha disminuye la frecuencia y hacia la izquierda se aumenta.
• El Panel de Control también puede tener un control de volumen previo a la caja de AIS.
• Control de Ruido de Fondo, desconecta la salida del receptor cuando no se está recibiendo señales, el piloto escoge a qué nivel se debe abrir la salida del audio receptor.
• Control de Selección De modo, se puede seleccionar AM normal o AM de largo alcance (STACOM); Si la antena STACOM tiene lóbulos conmutables se puede incorporar el interruptor de conmutación.
• Interruptor No/Off, abre o cierra el relé de potencia del transceptor que puede estar integrado en el control de volumen.
• Mando de Selectividad del Receptor, puede ser de selectividad normal o aguda (STACOM).

7. Transmisor Localizador de Emergencia (ELT).

Un ELT es un radio pequeño, que se encuentra ubicado en un lugar donde es muy posible que sea afectado en un accidente. Este tiene un interruptor de inercia, el cual se activa cuando se produce un accidente y empieza a transmitir una serie de tonos simultáneamente en dos frecuencias de emergencia, 121.5 Mhz en la banda VHF y 243.0 MHz en la banda UHF. La batería interna del ELT fue diseñada para mantenerlo funcionando continuamente por 48 horas.

Los ELTS están instalados lo más próximo que se pueda a la parte frontal del avión, y están conectados a una antena flexible. La instalación debe ser de tal forma, que el interruptor de inercia debe quedar orientado para que tenga una fuerza sensitiva de aproximadamente 5G en el eje longitudinal del avión.

Un ELT puede ser probado, removiéndolo de la aeronave y llevándolo a una habitación protegida para prevenir que la transmisión cause una falsa alerta. Se puede hacer una prueba operacional en el avión si se remueve la antena y se le adiciona una carga inductiva en lugar de esta. El piloto debe asegurarse al terminar cada vuelo que el ELT no fue activado, para esto selecciona el receptor de VHF en 121.5 Mhz y si no escucha ningún tono indica que el ELT no está operando.