Instrumentos Del Avion

 

INSTRUMENTOS DEL AVION

CAP. P.A Victor Manuel Lopez Ortega Jefe Instruccion de Vuelo

 

TABLEROS DE INSTRUMENTOS

 

TABLEROS DE INSTRUMENTOS

 

TABLERO DE INSTRUMENTOS I NSTRUMENTOS

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO  Aunque hay muchos tipos de instrumentos, instrumentos, la demanda de la aviación moderna hace necesario que todo instrumentos llene ciertos requisitos: •Deben ser livianos, pequeños •Debe ser fácilmente legible e incluso de noche •Deben estar perfectamente balanceados •Deben ser inmunes a campos magnéticos por proximidad de otros instrumentos •Deben ser sellados a prueba de polvo, agua corrosión e incluso si pesa mas de 5 libras su recipiente deberá ser de Alumino •Deben tener compensación a cambios de temperatura •Las caratulas deben estar entre estas medidas 1 7/8” ” y 2 ¾”de diámetro (exceptuando los giróscopos y las unidades de piloto automatico •Cualquier instrumento debe dar por lo menos 1000 horas de servicio satisfactorio entre periodos de servicio mayor 

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

INSPECCION Y MANTENIMIENTO

Los instrumentos de aviación están diseñados para funcionar con exactitud en condiciones de vuelo normales, por lo que cualquiera de las condiciones siguientes o una combinación de las mismas pueden causar fallas f allas parciales o completas de un instrumento. 1.Vibración excesiva 2.Aterrizajes violentos 3.Acrobacia violenta (instrumentos giroscópicos) 4.Presiones anormales 5.Temperaturas excesivas 6.Desgaste de elementos sensitivos 7.Demasiado apriete de los tornillos de montaje y conexiones

 

INSPECCION Y MANTENIMIENTO INSPECCION DIARIA Durante estas inspecciones los indicadores se revisan por error en cero (con excepción de termómetros e instrumentos operados por presión absoluta), se inspeccionan cubiertas de cristal, mala iluminación, manijas de ajuste. INSPECCION ANTES DEL VUELO Se inspeccionan los indicadores por demasiada vibración asi como operación normal. INSPECCION DE 50 HORAS Se ve la seguridad de montaje, se checan líneas o tuberías por fugas. Marcas de operación por claridad, números y manecillas por pintura luminosa descolorida, conexiones eléctricas por buen contacto y seguridad, amortiguado amortiguadores res de tablero por su condición seguridad y apropiada tensión, limpieza de filtros de aire.

 

INSPECCION Y MANTENIMIENTO REMOCION Y REMPLAZO DE INSTRUMENTOS I NSTRUMENTOS Los instrumentos se remplazan por alguna de las siguientes causas: 1.Cuando no dan indicación alguna 2.Indicación inexacta 3.Caja dañada 4.Manecilla floja 5.Cristal flojo y/o roto 6.Bisel roto 7.Perillas de ajuste malas 8.Pintura luminosa mala 9.Mal funcionamiento interno del mecanismo

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO Sistemas de vacío Se han instalado en los aviones con el objeto de crear dentro de las cajas de los instrumentos giroscópicos un vacío o baja presión. El sistema de todos los aviones es básicamente el mismo; sin embargo no se encuentran en todos las mismas unidades.

 

SISTEMA DE VACIO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

SISTEMA TUBO PITOT En el tubo Pitot concurren la presión total y la presión estática ambiente. La presión total es la suma de la presión estática ambiente y la presión dinámica debida al movimiento de las partículas del aire o bien en su caso del avión y de acuerdo con el principio del movimiento relativo, la presión total es la presión atmosférica ambiente mas la presión debida al movimiento del avión.

 

SISTEMA PITOT ESTATICO La presión de Pitot, o presión de aire de impacto, se detecta a través de un tubo de extremo abierto apuntando directamente al flujo relativo del viento alrededor del avión. El tubo pitot se conecta al indicador de velocidad dependiendo de la configuración de su avión. La presión estática también es utilizada ut ilizada por el indicador de velocidad Instrumentos pitot estáticos para determinar la altitud y velocidad velocidad. La presión estática puede detectarse en una o más ubicaciones en un avión. Algunos pueden estar empotrados en el fuselaje o Integrado en el tubo de Pitot calentado eléctricamente. Estos puertos se encuentran en lugares probados por las pruebas de vuelo para estar en el aire no perturbado, y pueden ser emparejados, uno a cada lado de la aeronave. Esta posición dual evita que el movimiento lateral de la aeronave dé indicaciones de presión estática erróneas. Las áreas alrededor de los puertos estáticos pueden calentarse con elementos calentadores eléctricos para evitar que se forme hielo sobre el puerto y bloquear la entrada del aire estático.

 

SISTEMA PITOT ESTATICO Tres instrumentos básicos operados a presión se encuentran en los paneles de instrumentos de aviones volados bajo las reglas de vuelo por instrumentos. Estos son el indicador de velocidad aerodinámica, altímetro sensible y indicador de velocidad vertical (VSI). Los tres instrumentos reciben presión de aire estática para el funcionamiento con sólo el indicador de velocidad que recibe pitot y presión estática. Bloqueo del Sistema Pitot Estático Los errores en el ASI y el VSI casi siempre indican un bloqueo del tubo pitot, el puerto estático o ambos. La humedad (incluyendo el hielo), la suciedad o incluso los insectos pueden causar un bloqueo en ambos sistemas. Durante el vuelo previo, es muy importante asegurarse de que que se retire la cubierta del tubo de Pitot y que se comprueben las aberturas de los puertos estáticos para detectar obstrucciones y daños.

 

SISTEMA PITOT ESTATICO

 

SISTEMA PITOT ESTATICO

 

BLOQUEO DEL SISTEMA PITOT ESTATICO Sistema de Pitot Bloqueado B loqueado

Sicompletamente el orificio de drenaje del tubo pitot selaobstruye, el sistema puede quedar parcial o bloqueado. Cuando presión dinámica nopitot puede entrar en la parcial abertura del tubo pitot, el indicador de velocidad no funciona. Si el orificio de drenaje está abierto, la presión estática se iguala en ambos lados del diafragma en el indicador de velocidad aerodinámica y la velocidad indicada disminuye lentamente a cero. Si el orificio de presión del pistón del tubo pitot y el orificio de drenaje quedan obstruidos, el indicador de velocidad aerodinámica funciona como un altímetro cuando el avión sube y desciende.

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO Por ejemplo, tomar un avión y ralentizarlo hasta cero nudos a una altitud dada. Si el puerto estático (que proporciona presión estática) y el tubo de Pitot (que proporciona presión dinámica) no están obstruidos, pueden hacerse las siguientes reivindicaciones: 1. El ASI sería cero. 2. La presión dinámica y la presión estática son iguales. 3. Debido a que tanto la presión de aire dinámica como estática son iguales a velocidad cero con una velocidad aumentada, el diafragma de presión dinámica hace que se comprima, dando como resultado una indicación de velocidad aerodinámica disminuida. Por el contrario, si la aeronave subiera, la presión estática disminuiría permitiendo que el diafragma se expandiera, mostrando así una indicación de mayor velocidad. [Figura 8-10] El tubo de pitot puede bloquearse durante el vuelo debido a la humedad visible. Algunas aeronaves pueden estar equipadas con calor pitot para el vuelo en humedad visible. Consultar el AFM / POH para procedimientos específicos con respecto al uso del calor de pitot.

 

BLOQUEO SISTEMA PITOT ESTATICO

 

BLOQUEO SISTEMA PITOT ESTATICO Sistema estático bloqueado Cuando un sistema estático se bloquea pero el tubo de pitot permanece limpio el indicador de velocidad aerodinámica continúa funcionando pero es inexacto. Cuando la aeronave se opera por encima encima de la altitud en la queaerodinámica los puertos estáticos sea bloquearon, bloquearon , la velocidad aerodinámica indica que la vvelocidad elocidad es inferior la velocidad atmosférica real porque la presión estática es superior a la normal para esa altitud. Lo contrario es válido para operaciones a altitudes más bajas; Se muestra una velocidad aerodinámica más rápida que la actual debido a la presión estática relativamente baja atrapada en el sistema. Un bloqueo del sistema estático también puede afectar al altímetro y VSI. La presión estática atrapada hace que el altímetro se congele a la altitud donde ocurrió el bloqueo. En el caso del VSI, un sistema s istema estático bloqueado produce una indicación continua de cero.

 

BLOQUEO SISTEMA PITOT ESTATICO

En algunos aviones se proporciona una fuente estática alternativa para proporcionar presión estática si la fuente estática primaria se bloquea. Normalmente, la fuente estática alternativa se encuentra dentro de la cabina de mando. Debido al efecto venturi del aire que fluye alrededor del fuselaje, la presión de aire dentro de la cubierta de vuelo es menor que la presión exterior. Cuando se utiliza la presión de fuente f uente estática alternativa, se observan las siguientes indicaciones del instrumento: 1. El altímetro indica una altitud ligeramente superior a la real. 2. El ASI indica una velocidad aérea mayor que la velocidad real. 3. El VSI muestra una subida momentánea y luego se estabiliza si la altitud se s e mantiene constante.

 

BLOQUEO SISTEMA PITOT ESTATICO

 

INSTRUMENTOS DEL SISTEMA PITOT ESTATICO  ALTIMETRO Un altímetro sensible es un barómetro aneroide que mide la presión absoluta del aire ambiente y lo muestra en términos de pies o metros por encima de un nivel de presión seleccionado. PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO El elemento sensible en un altímetro sensible es una pila de ccápsulas ápsulas aneroides de bronce acanaladas y evacuadas. La presión del aire que actúa sobre estos est os aneroides trata de comprimirlos contra su elasticidad natural, que trata de expandirlos. El resultado es que su grosor cambia a medida que cambia la presión del aire. La apilación de varios aneroides aumenta el cambio de dimensión a medida que la presión varía v aría en el rango útil del instrumento. Por decomienza 10,000 pies, un segmento visible. Por de esta altitud, una debajo máscara a cubrirla, y sobrerayado 15.000espies, todas lasencima rayas están cubiertas.

 

ALTIMETRO Estos instrumentos tienen sólo un puntero que hace una revolución por cada 1.000 pies. Cada número representa 100 pies y cada marca representa 20 pies. Un tambor, marcado en miles de pies, está orientado al mecanismo que mueve el puntero. Para leer este tipo de altímetro, primero mira el tambor para obtener los miles de pies, y luego en el puntero para obtener los pies y cientos de pies. Un altímetro sensible es uno con una escala barométrica ajustable que permite al piloto establecer la presión de referencia a partir de la cual se mide la altitud. Esta escala es visible en una pequeña ventana llamada la ventana de Kollsman. Una perilla en el instrumento ajusta la escala. El rango de la escala es de 28.00 a 31.00 pulgadas de mercurio ( "Hg), o 948 a 1.050 milibares. La rotación de la perilla cambia tanto la escala barométrica como los indicadores del altímetro de tal manera que un cambio en la escala barométrica de 1 "Hg cambie c ambie la indicación del puntero por 1.000 pies. Esta es la tasa de presión de presión estándar por debajo de 5.000 pies. Cuando la escala barométrica se ajusta a 29,92 "Hg o 1,013.2 milibares, los indicadores indican la altitud de presión, indicando la altitud ajustando la escala barométrica al altímetro local, indicando la altura por encima de la presión existente en el nivel del mar.

 

TIPOS DE ALTIMETRO

 

ERRORES DE ALTIMETRO

Un altímetro sensible está diseñado para indicar cambios estándar a partir de condiciones estándar, pero la mayoría de vuelo implica errores causados por condiciones no estándar y el piloto debe ser capaz de modificar las indicaciones para corregir estos errores. Hay dos tipos de errores: mecánicos e inherentes. ERRORES MECÁNICOS DEL ALTÍMETRO Una comprobación previa para la condición deElunaltímetro altímetrodebe consiste enla ajustar la escala barométrica al determinar ajuste del altímetro local. indicar elevación levantada del aeropuerto. Si la indicación está apagada a más de 75 pies de la elevación levantada, el instrumento debe ser remitido a una estación certificada de reparación de instrumentos para recalibración. Las diferencias entre la temperatura ambiente y / o la presión causan una indicación errónea en el altímetro.

 

ERRORES DE ALRIMETRO

ERROR DE ALTÍMETRO INHERENTE Cuando el avión está un aire caliente que el estándar, el aire es menos denso y los niveles devolando presiónen están másmás alejados. Cuando el avión está volando a una altitud indicada de 5.000 pies, el nivel de presión para esa altitud es más alto de lo que sería en el aire a la temperatura estándar, y la aeronave es más alta de lo que sería si el aire fuera más frío. Si el aire es más frío que el estándar, es volando más denso y los niveles de presión están más Cuando la es aeronave está a una altitud indicada de 5.000 pies, sujuntos. verdadera altitud menor de lo que sería si el aire estuviera más caliente.

 

ERRORES DE ALTIMETRO

 

ERRORES DE ALTIMETRO ERRORES DEL ALTÍMETRO DE CLIMA FRÍO Un altímetro de presión calibrado correctamente indica una altitud real por encima del nivel medio del (MSL) cuando se opera dentro de los parámetros de presión y temperatura de mar la Atmósfera Estándar Internacional (ISA). Las condiciones de presión no estándar se corrigen aplicando el ajuste correcto del altímetro local. Los errores de temperatura del ISA resultan en que la altitud real es más alta que la altitud indicada siempre que la temperatura sea más cálida que ISA y la altitud verdadera sea más baja que la altitud indicada siempre que la temperatura sea más baja que ISA. La variación real de la altitud bajo condiciones de temperaturas más bajas que las ISA plantea el riesgo de una holgura inadecuada de obstáculos. En condiciones extremadamente frías, los pilotos pueden necesitar agregar una corrección de temperatura apropiada determinada determinada a partir del gráfico de la Figura 5-7 a altitudes IFR cartografiadas para asegurar el despeje de terreno y obstáculos con las siguientes restricciones: •

 

ERRORES DE ALTIMETRO Las altitudes específicamente asignadas por el Control de Tráfico Aéreo (ATC), tales como "mantener 5.000 pies" no serán corregidas. Las altitudes asignadas pueden ser rechazadas si el piloto decide que las bajas temperaturas suponen un riesgo de desplazamiento inadecuado del terreno o de obstáculos. • Si se aplican correcciones de temperatura a altitudes IFR (como altitudes de giro del procedimiento, aproximación final para cruzar altitudes, etc.), el piloto debe informar al  ATC de la corrección aplicada. aplicada.

 

ERRORES DE ALTIMETRO Ejemplo:  La temperatura reportada es de -10 grados Celsius (° C) y la FAF es de 500 pies sobre la elevación del aeropuerto. El ajuste actual del altímetro actual puede colocar la aeronave hasta 50 pies por debajo de la altitud indicada por el altímetro.

 

PRESION NO ESTANDAR EN UN ALTIMETRO Mantener un ajuste actual del altímetro es crítico porque la presión de la atmósfera no es constante. Es decir, en un lugar la presión podría ser mayor que la presión a una corta distancia. Tomar un avión cuyo ajuste del altímetro está ajustado a 29,92 "de la presión local Cuando el avión se mueve a un área de menor presión (Punto A a B en la Figura 5-8) y el piloto no reajusta el ajuste del altímetro  A la presión local), entonces cuando cuando la presión disminuye, la altitud verdadera verdadera es más baja. Ajustar los ajustes del altímetro lo compensa. Cuando el altímetro muestra una altitud indicada de 5.000 pies, la altitud verdadera en el punto A (la altura sobre el nivel del mar medio) es solamente 3.500 pies en el punto B. El hecho de que la indicación de la altitud no sea siempre verdad se presta a la ayuda de memoria, "Al volar de caliente a frío o de un alto a un bajo, mirar hacia abajo." [Figura 5-8]

 

PRESION NO ESTANDAR EN UN ALTIMETRO

 

MEJORAS DEL ALTIMETRO

No es suficiente en el sistema de espacio aéreo para que sólo el piloto tenga una indicación de la altitud de la aeronave; El controlador de tránsito aéreo en el terreno t erreno también debe la altitud de la con aeronave. Para proporcionar esta información, la aeronave estáconocer típicamente equipada un altímetro de codificación. c odificación. Cuando el transpondedor ATC está ajustado a Modo C, el altímetro de codificación suministra al transpondedor una serie de impulsos que identifican el nivel de vuelo (en incrementos de 100 pies) en el que el avión está volando. Esta serie de impulsos se transmite al radar de tierra donde aparecen en el alcance del controlador como una pantalla alfanumérica alrededor alrededor de la vuelta para el avión. El transpondedor permite al controlador de tierra identificar el avión y determinar la altitud de presión a la que está volando.

 

MEJORAS DEL ALTIMETRO

Una computadora dentro del altímetro de codificación mide la presión referida desde 29,92 "Hg y entrega al transpondedor Cuando elalpiloto ajusta la rescala barométrica al ajusteestos local datos del altímetro, los datos enviados transpondedo t ranspondedor no se ven afectados. Todos los aviones del Modo C están transmitiendo datos referenciados a un nivel de presión común. El equipo ATC ajusta las altitudes mostradas para compensar las diferencias de presión locales permitiendo la visualización de blancos en la posición correcta  Altitudes 14 CFR parte 91 requiere requiere que la altitud tran transmitida smitida por el transpondedor transpondedor esté dentro de los 125 pies de la altitud indicada en el instrumento utilizado para mantener la altitud de vuelo.

 

REDUCCION DE LA SEPARACION MINIMA VERTICAL (RVSM) Por debajo de 31.000 pies, una separación de 1.000 pies es el mínimo requerido entre los niveles de vuelo utilizables. Los niveles de vuelo (FL) generalmente comienzan en 18,000 pies donde la presión local es 29,92 "Hg o mayor Todas las aeronaves de 18,000 pies o más usan un altímetro estándar de 29,92" Hg, y las altitudes están en referencia a una norma llamada FL. Entre FL 180 y FL 290, la separación mínima de altitud es de 1.000 pies entre aeronaves. Sin embargo, para el vuelo por encima de la FL 290 (principalmente debido a la capacidad de los aviones y capacidad de informar, error potencial) el ATC aplicó el requisito de 2.000 pies de separación. FL 290, una altitud apropiada para una aeronave que va hacia el este, sería seguida por FL 310 para una o siete FL disponibles para el aeronave vuelo. en dirección oeste, y así sucesivamente a FL 410, Con una separación de 1.000 pies o una reducción de la separación vertical entre el FL 290 y el FL 410, se dispone de seis FL adicionales. Esto hace que el nivel de vuelo normal y la dirección de dirección se mantengan desde FL 180 a FL 410. Por lo tanto, el nombre es reducción de la separación mínima vertical (RVSM). Debido a que se aplica a nivel nacional, se denomina Estados Unidos Reducción de la Separación Vertical Mínima

Domestica (DRVSM).  

RVSM

 

INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL VSI El VSI en la Figura 5-10 también se denomina indicador de velocidad vertical (VVI), y anteriormente se conocía como un indicador de velocidad de ascenso. Es un instrumentode deun cambio depresión la tasa de presión que da una indicación de cualquier desviación nivel de constante. Dentro de la caja del instrumento hay un aneroide muy parecido al de un ASI. Tanto el interior de este aneroide como el interior de la caja del instrumento son ventilados al sistema estático, pero este es ventilado a través de un orificio calibrado c alibrado que hace que la presión dentro para cambiar más lentamente que la presión dentro del aneroide. A medida que el avión asciende, la presión estática se hace más baja. La presión dentro de la caja comprime el aneroide, moviendo el puntero hacia arriba, mostrando una subida e indicando la velocidad de ascenso en número de pies por minuto (fpm).

 

INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL VSI Cuando la aeronave se estabiliza, la presión ya no cambia. La presión dentro de la caja es igual a la del interior del aneroide, y el puntero vuelve a su posición horizontal, o cero. Cuando el avión desciende, la presión estática aumenta. El aneroide se expande, moviendo el puntero hacia abajo, indicando un descenso. La indicación del puntero en un VSI se retrasa unos segundos detrás del cambio real en la presión. Sin embargo, es más sensible que un altímetro y es útil para alertar al piloto de una tendencia ascendente o descendente, ayudando así a mantener una altitud constante.  Algunas de las VSI más complejas, llamadas indicadores indicadores de velocidad verticales verticales instantáneos (IVSI), tienen dos bombas de aire accionadas por acelerómetro que detectan un paso ascendente o descendente de la aeronave e instantáneamente crean una diferencia de presión. En el momento en que la presión causada por la aceleración de paso se disipa, el cambio de presión de altitud es efectivo.

 

INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL VSI

 

INSTRUMENTOS DE TIPO DE PRESION DINAMICA INDICADOR DE VELOCIDAD AERODINÁMICA (ASI) Un ASI es un manómetro diferencial que mide la presión dinámica del aire a través del cual el avión está volando. La presión dinámica es la diferencia en el ambiente. La presión atmosférica estática y la presión total o de empuje causada por el movimiento del avión a través del aire. Estas dos presiones se toman del sistema s istema pitot-estático. El mecanismo de la, oASI en la Figura consiste en un bronce de del fósforo corrugado delgado delgado, diafragma, que 5-11 recibe su presión delaneroide tubo de de pitot. La caja instrumento está sellada y conectada a los puertos estáticos. A medida que la presión de Pitot aumenta o disminuye la presión estática, el diafragma se expande. Este cambio dimensional se mide mediante un eje basculante y un conjunto de engranajes que impulsa un puntero a través de el dial del instrumento. La mayoría de las ASI se calibran c alibran en nudos, o millas náuticas por hora; Algunos instrumentos muestran millas por hora, y

algunos instrumentos muestran ambos.

 

INDICADOR DE VELOCIDAD AERODINAMICA (ASI)

 

TIPOS DE VELOCIDAD

 Al igual que hay varios tipos de altitud, altitud, existen varios tipos de velocidad: Velocidad indicada (IAS), velocidad aerodinámica calibrada (CAS), velocidad aerodinámica equivalente (EAS) y velocidad aérea verdadera (TAS). Velocidad indicada (IAS) IAS se muestra en el dial del instrumento, sin corregir para los errores del instrumento o del sistema. Velocidad Calibrada (CAS) CAS es la velocidad a la que se está moviendo la aeronave a través del aire, que se encuentra corrigiendo corrigiendo IAS para errores de posición y de instrumento. El POH / AFM tiene una gráfica o gráfico para corregir la IAS de estos errores y proporcionar la CAS correcta para las diversas configuraciones de las aletas y del tren tr en de aterrizaje.

 

TIPOS DE VELOCIDAD

Velocidad Equivalente (EAS) EAS es CAS corregido para la compresión del aire dentro del tubo de pitot. EAS es el mismo queaerodinámica el CAS enica la yatmósfera estándar al el nivel delsemar. medida aumenta la velocidad aerodinám la altitud de presión, CAS haceA más altoque de lo que debería ser, y una corrección para la compresión debe ser restado de la CAS. Velocidad verdadera (TAS) TAS es CAS corregido por presión y temperatura no estándar. TAS y CAS son los mismos en la atmósfera estándar al nivel del mar. Bajo condiciones no estándar, TAS Se encuentra aplicando una corrección para la altitud de presión y la temperatura al CAS.

 

TIPOS DE VELOCIDAD

 Algunas aeronaves aeronaves están equipadas con auténticos ASIs que tienen un un fuelle aneroide compensado por temperatura dentro de la caja del instrumento. Este Est e fuelle modifica el movimiento de elreal. eje de balanceo dentro de la caja del instrumento por lo que el puntero muestra el TAS El indicador TAS proporciona tanto el verdadero como el IAS. Estos instrumentos tienen el mecanismo de velocidad aérea convencional, con un subdial añadido visible a través de recortes en el dial regular. Una perilla en el instrumento permite al piloto girar el subdial y alinear una indicación de la temperatura del aire exterior con la altitud de presión que se está volando. Esta alineación hace que el puntero del instrumento indique el TAS en el subdial.

 

TIPOS DE VELOCIDAD

 

 NUMERO MACH

Cuando un avión se aproxima a la velocidad del sonido, el aire que fluye sobre ciertas áreas de su superficie se acelera hasta alcanzar la velocidad del sonido, y se forman ondas de choque. El IAS en el que se producen estas condiciones cambia con la temperatura. Por lo tanto, en este caso, la velocidad aerodinámica no es del todo adecuada para advertir al piloto de los problemas inminentes. El número de Mach es más útil. El número de Mach es la relación entre el TAS de la aeronave y la velocidad del sonido en las mismas condiciones c ondiciones atmosféricas. Un avión que vuela a la velocidad del sonido está volando a Mach 1.0. Algunos Machmeters mecánicos más viejos no conducidos de un ordenador de datos del aire utilizan un aneroide de la altitud dentro del instrumento que convierte la presión pitot-estática en el número de Mach.

 

 NUMERO MACH

Estos sistemas suponen que la temperatura a cualquier altitud es estándar; Por lo tanto, el número de Mach indicado es inexacto cuando la temperatura se desvía del es estándar. tándar. Estos sistemas se llaman Machmeters indicados. Los modernos Machmeters electrónicos usan la información de un sistema sis tema informático de datos de aire para corregir errores de temperatura. Estos sistemas muestran el verdadero número de Mach. La mayoría de los aviones de alta están limitados a un número máximo de Mach en el que pueden volar. Estovelocidad se muestra en un Machmeter como una fracción decimal. Por ejemplo, si el Machmeter indica .83 y la aeronave vuela a 30.000 pies donde la velocidad del sonido bajo condiciones estándar es 589.5 nudos, la velocidad aérea es 489.3 nudos. La velocidad del sonido varía con la temperatura t emperatura del aire. Si la aeronave volaba a Mach .83 a 10.000 pies donde el aire es mucho más caliente, su velocidad sería de 530 nudos.

 

 NUMERO MACH

 

VELOCIDAD MAXIMA PERMITIDA

 Algunas aeronaves que que vuelan a altas velocidades subsónicas subsónicas están equipadas con ASI máximas permitidas como la de la Figura 5-14. Este instrumento mucho a un ASI estándar, calibradodeenvelocidad nudos, pero tienees un puntero adicional se de parece color rojo, a cuadros o rayado. El puntero máxima accionado por un mecanismo aneroide, o altímetro, que lo mueve a un valor menor a medida que disminuye la densidad del aire. Manteniendo el puntero de velocidad aerodinámica en un valor inferior al puntero máximo, el piloto evita el inicio de ondas de choque transónicas.

 

VELOCIDAD MAXIMA PERMITIDA

 

CODIGO DE COLOR DE LA VELOCIDAD AEREA El dial de un ASI está codificado por colores para alertar al piloto, de un vistazo, de la importancia de la velocidad a la que el avión está volando. Estos colores y sus velocidades asociadas se muestran en la Figura 5-15.

 

MAGNETISMO

La Tierra es un enorme imán, girando en el espacio, rodeado por un campo magnético formado por líneas invisibles de flujo. Estas líneas salen de la superficie en el Polo Norte magnético y vuelven a entrar en el Polo Sur magnético. Las líneas de flujo magnético tienen t ienen dos características importantes: Cualquier imán que está libre para girar se alinea con ellos, y una corriente eléctrica se induce en cualquier conductor que los atraviesa. La mayoría de los indicadores de dirección instalados en aeronaves utilizan una de estas dos características. Compás magnético de la aviación básica Uno de los instrumentos más antiguos y sencillos para indicar la dirección es la brújula magnética. Es también uno de los instrumentos básicos requeridos para el vuelo VFR e IFR.

 

BRUJULA

Un imán es una pieza de material, normalmente un metal que contiene hierro, que atrae y mantiene las líneas de flujo magnético. Independientemente Independien temente del tamaño, cada imán tienelos dos polos: un polosenorte y unentre polosísur. Cuando un imán se coloca en el campo de otro, polos opuestos atraen y los polos similares se repelen. Una brújula magnética de la aeronave, como la de la figura 5-16, tiene dos pequeños imanes unidossimilar a un flotador de metal sellado de unllamada recipiente fluido se de brújula transparente al queroseno. Una escaladentro graduada, unadetarjeta, envuelve alrededor alrededor del flotador y se ve a través de una ventana de cristal con una línea del lubber a través de ella. La carta está marcada con letras que representan las direcciones cardinales, norte, este, sur y oeste, y un número por cada 30 ° entre estas letras. El "0" final se omite de estas direcciones; Por ejemplo, 3 = 30º, 6 = 60º y 33º = 330º. Hay marcas de graduación largas y cortas entre las letras y números, con cada

marca larga que representa 10 ° y cada marca corta que representa 5 °.

 

BRUJULA

 

CONSTRUCCION DE LA BRUJULA MAGNETICA El conjunto del flotador y de la tarjeta tiene un pivote de acero endurecido en su centro que monta dentro de una taza especial de la joya del vidrio v idrio duro, cargada con resorte. La flotabilidaddel delflotador flotadory retira la mayor parte del peso del pivote y el fluido amortigua la oscilación la tarjeta. Este montaje tipo joya y pivote permite que la libertad del flotador gire e incline hasta un ángulo de aproximadamente 18 ° del banco. En ángulos de pendiente más pronunciados, pronunciado s, las indicaciones de la brújula son erráticas e impredecibles. La carcasa de la brújula está completamente llena de fluido de brújula. Para evitar daños o fugas cuando el fluido se expande y se contrae con los cambios de temperatura, la parte posterior de la caja de brújula se sella con un diafragma flexible, o con un fuelle metálico en algunas brújulas.

 

CONSTRUCCION DE LA BRUJULA MAGNETICA

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA La brújula magnética es el instrumento más sencillo del panel, pero está sujeta a una serie de errores que deben ser considerados. Variación La Tierra gira alrededor de su eje geográfico; Mapas y cartas se dibujan utilizando meridianos de longitud que pasan a través de los polos geográficos. Las direcciones medidas desde los polos geográficos se llaman direcciones verdaderas. El polo magnético quealaunos brújula magnética apunta no está colocada con el polo norte geográfico,norte pero aestá 1.300 kilómetros de distancia; Las direcciones medidas desde los polos magnéticos se llaman direcciones magnéticas. En la navegación aérea, la diferencia entre las direcciones verdadera y magnética se llama variación. Esta misma diferencia angular en la topografía y la navegación terrestre se llama declinación.

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA

La Figura 5-17 muestra las líneas isogonicas is ogonicas que identifican el número de grados de variación en su área. La línea que pasa cerca de Chicago se llama la línea agónica. En cualquier lo largo de esta línea los dosalpolos alineados, y noy hay  Al este delugar esta alínea, el polo magnético está oesteestán oeste del polo geográfico una variación. corrección se debe aplicar a una indicación de la brújula para conseguir una dirección verdadera.

Volando en elvolar áreaun decurso Washington, D.C., variaciónse esdebe 10 ° oeste. piloto quiere verdadero del por sur ejemplo, (180 °), lalavariación agregarSiael esto que resulta en un curso magnético a volar de 190 °. Volando en el área de Los  Ángeles, CA, la variación es 14 ° este. Para volar un un curso verdadero de 180 180 ° allí, el piloto tendría que restar la variación y volar un curso magnético de 166 °. El error de variación no cambia Con el encabezamiento de la aeronave; Es el mismo en cualquier parte de la línea

isogónica.

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA DESVIACIÓN Los imanes en una brújula se alinean con cualquier campo magnético. Los campos magnéticos locales en un avión causados por la corriente eléctrica que fluye en la estructura, en el cableado cercano o en cualquier parte magnetizada de la de estructura, entran en conflicto con el campo magnético de la Tierra y causan un error brújula llamado desviación. La desviación, a diferencia de la variación, es diferente en cada encabezamiento, pero no se ve afectada ubicación geográfica. El minimizado error de variación nounsepiloto puede reducir o cambiar, pero el por errorlade desviación puede ser cuando o AMT realiza la tarea de mantenimiento conocida como "balanceo de la brújula".  Algunos aeropuertos aeropuertos tienen una rosa de los vientos, que es una una serie de líneas marcadas en una calle de rodaje o rampa en algún lugar donde no hay interferencia magnética. Las líneas, orientadas al norte magnético, se pintan cada 30 °, como se

muestra en la Figura 5-18.

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA El piloto o AMT alinea la aeronave en cada rumbo magnético y ajusta los imanes compensadores para minimizar la diferencia entre la indicación de la brújula y el rumbo magnético real de la aeronave. Cualquier error que no pueda eliminarse se graba en una tarjetacerca de corrección de brújula, como la devolar la figura 5-19, ymagnético se coloca de en 120 un titular de tarjeta de la brújula. Si el piloto quiere un rumbo ° y el avión está operando con los radios encendidos, el piloto debe volar una brújula con rumbo de 123 °.

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA

Las correcciones de variación y desviación deben aplicarse en la secuencia correcta como se muestra a continuación partiendo del verdadero recorrido deseado. deseado. Paso 1: Determinar el curso magnético Curso verdadero (180 °) ± Variación (+ 10 °) = Curso magnético (190 °) El recorrido magnético (190 °) se controla c ontrola si no hay error de desviación a aplicar. La tarjeta de la brújula ahora debe ser considerada para el curso de la brújula de 190 °.

 

ERRORES DE LA BRUJULA MAGNETICA Paso 2: Determine el curso de brújula Curso magnético (190 °, desde el paso 1) ± Desviación (-2 °, desde la tarjeta de corrección) = Compass Course (188 °) NOTA: Los cursos magnéticos intermedios entre los enumerados en la tarjeta de la brújula necesitan ser interpretados. Por lo tanto, para dirigir un verdadero recorrido de 180 °, el piloto seguiría un recorrido de compás de 188 °. Para encontrar el rumbo verdadero cuando se conoce el rumbo de la brújula, elimine las correcciones de variación y desviación aplicadas anteriormente: Curso de Brújula ± Desviación = Curso Magnético ± Variación = Curso Verdadero

 

ERRORES DE GIRO HACIA EL NORTE

El centro de gravedad del conjunto de flotador f lotador está situado más bajo que el punto de giro. A medida que el avión gira, la fuerza que resulta de la inmersión magnética hace queuna el conjunto del flotador oscile en el la norte. mismaDebido dirección queplomo gira el de flotador. El resultado es falsa indicación de giro hacia a este la tarjeta de brújula, o conjunto de flotador, un giro hacia el norte debe detenerse antes de llegar al rumbo deseado. Este error de brújula se amplifica con la proximidad a cualquiera de los polos. Una regla empírica para corregir este error principal es detener el giro 15 ° más la mitad de la latitud (es decir, si el avión está siendo operado en una posición alrededor de los 40 ° de latitud, el giro debe ser detenido 15 ° + 20 ° = 35 ° antes del encabezado deseado). [Figura 5-20A]

 

ERRORES DE GIRO DEL SUR 

 Al girar en dirección sur, las fuerzas fuerzas son tales que el conjunto del flotador de la brújula se retarda más bien que conduce. El resultado es una falsa indicación de vuelta al sur. La tarjeta de la el brújula, flotador, debeeste permitir el título con deseado antes de parar turno. oAlconjunto igual quedel con el errorsenorte, errorpasar se amplifica la proximidad a cualquiera de los dos polos. Para P ara corregir este error de retraso, se debe permitir que la aeronave pase el rumbo deseado antes de parar el giro. La misma regla de 15 ° más la mitad de la latitud se s e aplica aquí (es decir, si el avión se está operando en una posición alrededor de los 30 ° de latitud, el giro debe ser detenido 15 ° + 15 ° + 30 ° después de pasar el deseado título). [Figura 5 - 20B]

 

ERRORES DE GIRO

 

ERROR DE ACELERACION

La inmersión magnética y las fuerzas f uerzas de inercia causan errores de brújula magnética al acelerar y desacelerar en encabezamientos orientales y occidentales. Debido al montaje de tipo pendular, el extremo posterior de la tarjeta de la brújula se inclina hacia arriba al acelerar y hacia abajo cuando se desacelera durante los cambios c ambios de velocidad. Cuando se acelera en un rumbo este u oeste, el error aparece como una indicación de giro hacia el norte. Cuando sesur. desacelera en cualquiera c"ANDS" ualquiera de estos encabezados, la brújula indica un giro hacia el La palabra (Aceleración-Norte / Desaceleración-Sur) DesaceleraciónSur) puede ayudarle a recordar el error de aceleración. [Figura 5-21]

 

ERROR DE ACELERACION

 

ERROR DE OSCILACION

La oscilación es una combinación de todos los otros errores, y resulta en la tarjeta de la brújula que se balancea hacia adelante y hacia atrás alrededor del título que es volado. Cuando ajuste el indicador de rumbo giroscópico de acuerdo con la brújula magnética, utilice la indicación media entre las oscilaciones.

 

TARJETA VERTICAL DE LA BRUJULA

El tipo de imán flotante de la brújula no sólo tiene todos los errores que acabamos de describir, sino que también se presta a la lectura confusa. Es fácil comenzar un giro en la dirección equivocada porque su tarjeta aparece hacia atrás. Este está en lo que el piloto esperaría ser el lado oeste. La tarjeta t arjeta vertical compás magnético elimina algunos de los errores y la confusión. El dial de esta est a brújula Se graduó con letras que representan las direcciones cardinales, números cada 30 ° y marcas cada 5 °. El dial es girado por un conjunto de engranajes del imán montado en el eje y la nariz del avión simbólico en el cristal del instrumento representa la línea de la lubber para leer el rumbo de la aeronave desde el dial. Corrientes de Foucault inducidas

en una taza de amortiguación de aluminio oscilación húmeda del imán. [Figura 5 22]

 

TARJETA VERTICAL DE LA BRUJULA

 

SISTEMA DE BRUJULA DE COMPUERTA DE FLUX Como se mencionó anteriormente, las líneas de flujo f lujo en el campo magnético de la Tierra tienen dos características básicas: un imán se alinea con estas líneas, y se induce o se genera una corriente eléctrica en cualquier alambre cruzado por ellas. La brújula de la compuerta del flujo que conduce giroscopios esclavizados utiliza la característica de la inducción actual. La válvula de flujo es un pequeño anillo segmentado, como el de la figura f igura 5-23, hecho de hierro blando que acepta fácilmente líneas de flujo bobina eléctrica seste e enrolla de cada una dede lasla tres patas paramagnético. aceptar la Una corriente inducida en se anilloalrededor por el campo magnético Tierra. Una bobina enrollada alrededor del espaciador espaciador de hierro en el centro del bastidor tiene una corriente alterna de 400 Hz (A.C.) que fluye a través de la misma

 

SISTEMA DE BRUJULA DE COMPUERTA DE FLUX

 

SISTEMA DE BRUJULA DE COMPUERTA DE FLUX Durante los tiempos en que esta corriente alcanza su pico, dos veces durante cada ciclo, hay tanto magnetismo producido por esta bobina que el marco no puede aceptar las líneas de flujo del campo Tierra.aceptar Pero como la corriente entre los picos, desmagnetiza el marco para de quelapueda el flujo del campoinvierte de la Tierra. Como este flujo corta a través de los devanados en las tres t res bobinas, hace que la corriente fluya en ellas. Estas tres bobinas están conectadas de tal manera que la corriente que fluye en ellas cambia a medida que cambia el rumbo de la aeronave. [Figura 5-24] Las tres bobinas están conectadas a tres bobinas similares pero más pequeñas en un sincro dentro de la caja del instrumento. El synchro gira el dial de un indicador magnético de radio (RMI) o un indicador de situación horizontal (HSI).

 

SISTEMA DE BRUJULA DE COMPUERTA DE FLUX

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

Las brújulas indicadoras remotas fueron desarrolladas para compensar los errores y limitaciones de los indicadores anteriores de encabezamiento. Los dos componentes montados en panel de un sistema típico son el indicador de navegación pictórica y la unidad de control y compensación del esclavo. [Figura 5-25] El indicador de navegación pictórica se denomina comúnmente HSI.

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

La unidad de control y compensación c ompensación del esclavo tiene un pulsador que proporciona un medio para seleccionar el modo "girocompás esclavo" o "girocompás libre". Esta Es ta unidad también tiene un medidor de esclavitud y dos botones de dirección manual. El medidor de esclavos indica la diferencia entre el rumbo visualizado y el rumbo magnético. Una desviación a la derecha indica un error en el sentido de las agujas del reloj de la tarjeta de la brújula; Una deflexión a la izquierda indica un error en sentido contrario a las agujas reloj. Siempre que lacompleta aeronavehacia esté un en lado un giro y la Cuando tarjeta gire, el medidor esclavodel muestra una deflexión u otro. el sistema está en el modo "giro libre", la tarjeta de la brújula se puede ajustar presionando el botón apropiado de la unidad de dirección.

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

Una unidad separada, el transmisor de esclavitud magnética se monta remotamente; Generalmente en una punta del ala para eliminar la posibilidad de interferencia magnética. Contiene la válvula de flujo, que es el dispositivo de detección de dirección del sistema. Una concentración de líneas de fuerza magnética, después de amplificarse, se convierte en una señal transmitida t ransmitida a la unidad indicadora de rumbo, que también se monta remotamente. Esta señal opera un motor de par en La unidadcon indicadora que procesa la unidad giroscópicamagnética hasta queestá esté alineada la señal de delrumbo transmisor. El transmisor de esclavitud conectado eléctricamente a la HSI.

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

Hay una serie de diseños de la brújula indicadora remota; Por lo tanto, sólo aquí se tratan las características básicas del sistema. Los pilotos de instrumentos deben familiarizarse con las características del equipo en sus aeronaves.  A medida que los paneles paneles de instrumentos se vuelven más abarr abarrotados otados y el tiempo de escaneo disponible del piloto es reducido por una carga de trabajo de cabina de vuelo más pesada, los fabricantes de instrumentos han trabajado para combinar instrumentos. Un buen ejemplo de esto es el RMI en la Figura 5-26. La tarjeta de la brújula es impulsada por señales de la válvula de flujo, y los dos punteros son accionados por un localizador de dirección automático (ADF) y una gama omnidireccional de muy alta frecuencia (VOR).

 

BRUJULA DE INDICADOR REMOTO

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS

El vuelo sin referencia a un horizonte visible puede lograrse con seguridad mediante el uso de sistemas de instrumentos giroscópicos y las dos características de los giroscopios, que son la rigidez y la precesión. Estos sistemas incluyen la actitud, rumbo y los instrumentos de velocidad, junto con sus fuentes de energía. Estos instrumentos incluyen un giroscopio (o girocompás) que es una rueda pequeña con su s u peso concentrado alrededor de su periferia. Cuando esta rueda se hace girar a alta velocidad, se vuelve rígida y resiste la inclinación o el giro en cualquier dirección que no sea alrededor de su eje de giro. Los instrumentos de la actitud y del título funcionan f uncionan en el principio de la rigidez. Para estos instrumentos, el giroscopio permanece rígido en su caja y el avión gira alrededor de él. Los indicadores de tasas, como los indicadores de giro y los coordinadores de giros, funcionan según el principio de precesión. En este caso, el girocompás (o rollos)

es proporcional a la velocidad que la aeronave gira alrededor de uno o más de sus ejes.

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS Fuentes de energía Los fabricantes de aeronaves e instrumentos han diseñado la redundancia en los instrumentos de vuelo de modo que cualquier falla individual no prive al piloto de la capacidad de concluir con seguridad el vuelo. Los instrumentos giroscópicos son cruciales para el vuelo de los instrumentos; Por lo tanto, son alimentados por fuentes eléctricas o neumáticas separadas. Sistemas Neumáticos Los giroscopios neumáticos son accionados por un chorro de aire que toca los ccubos ubos cortados en la periferia de la rueda. En muchos aviones esta corriente de aire se obtiene evacuando la caja del instrumento con una fuente de vacío y permitiendo que el

aire filtrado fluya en la caja a través de una boquilla para girar la rueda.

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS SISTEMA DE TUBO VENTURI Las aeronaves que no tienen una bomba neumática para evacuar la caja del instrumento pueden usar tubos Venturi montados en el exterior de la aeronave, similar al sistema mostrado en la Figura 5-27. El aire que fluye a través del tubo venturi se acelera en la parte más estrecha y, según el principio de Bernoulli, la presión cae. Esta ubicación está conectada a la caja del instrumento por un pedazo de tubo. Los dos instrumentos de actitud operan en aproximadamente 4 "Hg de succión, el indicador de giropresión y deslizamiento por loEl que válvula de reducción de se utiliza sólo para necesita disminuir2"laHg, succión. aireuna fluye haciade losaguja instrumentos a través de filtros incorporados en las cajas de los instrumentos. En este sistema, sist ema, el hielo puede obstruir el tubo venturi y detener los instrumentos cuando más se necesitan.

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS Sistemas de bomba de vacío Bomba de vacío de tipo húmedo Las bombas de aire de paletas de acero se han utilizado durante muchos años para evacuar los casos instrumentos. Laslapaletas estas bombas lubricadas por una pequeñaelcantidad aceite de de los motor dosificado en bomba de y descargado conson el aire. En algunas aeronaves, aire de de descarga se utiliza para inflar las botas de goma en el ala y empinar los bordes delanteros. Para evitar que el aceite se deteriore las botas de goma, debe quitarse con un separador de aceite como el de la figura 5-28. La bomba de con vacío mayor volumen de aire de lo necesario para los en el instrumentos la mueve succiónunnecesaria, por lo que se instala una válvula desuministrar alivio de succión lado de entrada de la bomba. Esta válvula de resorte drena suficiente aire para mantener la baja presión requerida dentro de los instrumentos, como se muestra en el indicador de succión en el panel de instrumentos.

El aire filtrado en las relativamente cajas de los instrumentos desde un filtro aire de aire central. aviones vuelanentra a altitudes bajas, se extrae suficiente en las cajasMientras de los los instrumentos para girar los giroscopios a una velocidad suficientemente alta.

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS Bomba de vacío de aire seco  A medida que aumentan aumentan las altitudes de vuelo, el aire es menos denso denso y más aire debe ser forzado a través de los instrumentos. Las bombas de aire que no mezclan aceite con el aire de descarga se utilizan en aeronaves de alto vuelo. Las paletas de acero que se deslizan en una carcasa de acero necesitan ser lubricadas, pero las paletas hechas de una formulación f ormulación especial de carbón deslizante dentro de la carcasa de carbono proporcionan su propia lubricación en una cantidad microscópica a medida que se usan.

 

SISTEMAS GIROSCOPICOS Sistemas de indicación de la presión La figura 5-29 es un diagrama del sistema sist ema neumático de instrumentos de un avión avi ón de aviación general bimotor. Dos bombas de aire seco se utilizan con filtros en sus entradas para filtrar cualquier contaminante que podrían dañar las frágiles paletas de carbono en la bomba. El aire de descarga de la bomba fluye a través de un regulador, donde el aire en exceso es purgado para mantener la presión en el sistema al nivel deseado. El aire regulado entonces fluye a través t ravés de filtros en línea para eliminar cualquier que podría haber sidode recogida la bomba, y de allí en una válvula decontaminación retención de colector. Si cualquiera los dosde motores se vuelve inoperante o si la bomba falla, la válvula de retención aísla el sistema inoperativo y los instrumentos son impulsados por el aire del sistema s istema operativo. Después de que el aire pasa a través de los instrumentos y acciona los giroscopios, se agota del estuche. El medidor de presión giroscópica mide la caída de presión a través de los instrumentos.

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO

 

CARACTERISTICAS DE DISEÑO