SISTEMA INERCIAL
GENERALIDADES El Sistema de Navegación Inercial (INS) es un sistema de navegación mundial, auto contenido, de gran confiabilidad, utilizable en cualquier condición meteorológica, e independiente de cualquier ayuda a la navegación basada en tierra. Es compacto, liviano, y es estta específicamente diseñado para ser utilizado en aviones de transporte. Suministra una información de navegación y guiado que asegura una determinación exacta y continua de la posición del avión. Todo el proceso se realiza a través de una plataforma inercial o unidad de referencia inercial (fig. 1) sensible a los movimientos del avión con respecto a la superficie terrestre. Esta plataforma envía información a un computador que la presenta en los instrumentos de navegación. Al igua iguall que que cual cualq quier uier otro tro siste istem ma de nave naveg gac ació ión n, el objet bjeto o fundamental del sistema inercial es el de proporcionar información que permita determinar el vector de posición del móvil. Ente Entend nder erem emos os que que form forman an part parte e del del sist sistem ema a no so sola lame ment nte e los los componentes que constituyen la fuente de información básica, sino de los que permiten el tratamiento de la información y la presentación de resultados, a efectos de navegación y de guiado del vínculo a lo largo de la trayectoria deseada. Los elementos básicos se encuentran representados en la figura 3.
fig 1
DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA • • •
Una unidad selectora de modos (MSU). Una unidad de control y presentación visual (CDU). Una unidad de navegación inercial (INU).
Tiene además, una batería de alimentación alterna (BU) y que opera como fuente flotante en caso de avería de la alimentación principal. La MSU y la CDU están ubicadas en la cabina y son las unidades que están involucradas en los procedimientos operacionales. La INU y BU van van co colo loca cada dass norm normal alme ment nte e junt junto o co con n el rest resto o de las las band bandej ejas as electrónicas exteriores a la cabina.
RESUMEN OPERACIONAL Durante el control y la operación del sistema el piloto esta capacitado para: 1. Intr Introd oduc ucir ir y alma almace cena narr en el sist sistem ema a un plan plan de vuel vuelo o so sobr bre e piernas de ruta a lo largo de circuitos mayores. 2. Actualizar Actualizar el plan de de vuelo antes antes o duran durante te el mismo. mismo. 3. Presentar Presentar en forma forma visual visual informaci información ón y datos de navegaci navegación ón y guiado relativos al plan de vuelo almacenado, tales como: Angulo de derrota y velocidad terrestre. Angulo de rumbo y ángulo de deriva. Distancia transversal a la derrota y ángulo de error de la derrota, ambos con respecto a la derrota deseada. Posición presente. Dist Distan anci cia a y tiem tiempo po de vuel vuelo o a un punt punto o de posi posici ción ón (Predeterminado cualquiera) sobre la ruta planificada. Distancia total y tiempo de vuelo remanente del plan de vuelo. Iniciar el guiado automático del avión mediante el envío de señales de gobierno desde desde el INS al piloto automático (Control Automático de Vuelo). Volar en derrotas desfasadas paralelas a la deseada del plan de vuelo. Volar el avión sobre una derrota terrestre especificada. • • •
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UNIDAD SELECTORA DE MODOS (MSU) La MSU controla la entrada de alimentación al INS y también controla, mediante un interruptor selector, los modos de operación espera (STBY), alineación (ALING), navegacional (NAV) y referencia de actitud (ATT REF). El interruptor selector de modos y los dos anunciadores funcionan de la manera siguiente:
OFF (Desconectado): El INS no recibe alimentación. Las luces que iluminan los bordes de los paneles de la CDU y la MSU pueden estar encendidas. STBY (Espera): Conecta alimentación al INS y selecciona el modo de operación. El piloto inserta la latitud y longitud correspondiente a la posición presente del avión y puede realizar una prueba de los indicadores de presentación numérica. Arranca la secuencia de alineación automática. Mientras permanece en STBY el sistema no es afectado por el movimiento del avión. ALIGN (Alineación): Selecciona el modo de operación alineación en el cual el sistema se alinea automáticamente. El INS conecta el anunciador READY NAV (listo para modo navegacional) en el momento que finaliza este proceso de alineación automática, indicando así que el sistema esta listo para operar. El piloto debe entonces pasar el interruptor al modo NAV. Mientras que el INS esta en el modo ALISIG el avión debe permanecer estacionario en la rampa a los efectos de que la alineación se pueda cumplir sin inconvenientes. NAV (Navegacional): Selecciona el modo de operación navegacional. Este es el modo de operación normal del sistema durante el vuelo y debe conectarse antes de empezar a mover el avión. El piloto puede efectuar la selección de la pierna de ruta inicial y arrancar el proceso de dicha pierna. La posición NAV se puede seleccionar partiendo de la ALISG o de la STBY. Nota: El interruptor selector de modos queda trabado en la posición NAV para evitar que se lo saque inadvertidamente de la misma durante el vuelo. Para poder pasarlo a otra posición hay que previamente tirara de dicho interruptor hacia fuera y recién después girarlo. ATT REF (Referencia de actitud): Selecciona el modo de operación “Referencia de la actitud del avión”. En este modo en INS suministra únicamente salidas de cabeceo, balanceo y orientación de la plataforma. La CDU no puede representar visualmente esta información, y seleccionando este modo se inhabilita la capacidad navegacional del sistema inercial para el balance del vuelo. READY NAV (Listo para modo navegacional): Anunciador de color verde que se ilumina durante el modo ALIGN para indicar que ha finalizado el proceso de alineación y que se puede pasar ya el modo navegacional.
BATT (Batería): Anunciador de color rojo que se ilumina cuando la tensión de continua de la batería flotante que se esta usando es inferior al mínimo requerido para operar el INS. Cuando se presenta esta condición, el sistema queda fuera de operación.
UNIDAD DE CONTROL (CDU) Esta compuesta por un teclado, visor digital y un selector de información que proporciona datos como alineación, navegación, sistema operacional, etc. Es el instrumento que permite el piloto manipular el INS, darle información y reclamársela.
Teclado: Está constituido por diez teclas agrupadas y numeradas del 0 al 9. En las que corresponde al 2, 4, 6 y 8 van grabados los símbolos N, Z, E y S respectivamente, con los cuales pueden insertarse las coordenadas geográficas que se requieren para un vuelo determinado. Botón de borrado (CLEAR): Elimina la información introducida si se presiona antes de apretar el botón INSERT (Insertar). Botón de inserción (INSERT): Transfiere a la computadora del sistema inercial la información previamente introducida al mismo. Botón de retención (HOLD): Permite verificar y actualizar la posición, y presentar en forma numérica los códigos de falla. Botón de cambio de derrota (TK CHG): Permite iniciar en forma manual el cambio de pierna de ruta. Selector de información: GS: Velocidad sobre el suelo. TK: Ángulo de derrota. DA: Ángulo de deriva. HDG: Rumbo verdadero. XTK: Desvío lateral de la ruta. TKE: Error del ángulo de derrota. POS: Posición en coordenadas geográficas. WPT: Puntos de coordenadas geográficas. DIS: Distancia ortodrómica (camino más corto que puede seguirse en la navegación entre dos puntos) hasta el próximo punto o al destino. TIME: Tiempo en minutos al destino. WIND: Dirección del viento. DSR TK : Ángulo de derrota deseado. TEST: Prueba de funcionamiento del sistema INS. Control de amortiguación (DIM): Controla la intensidad luminosa de las pantallas numéricas. Pantalla de presentación numérica izquierda y derecha: Presentan en forma numérica digital la información seleccionada por medio del interruptor selector de presentación. Pantalla de presentación numérica del punto de posición o pantalla desde/hacia (FROM/TO): Presenta visualmente el número del punto de posición desde el cual se viene y el del punto de posición hacia el cual se va, ambos correspondiente a los extremos de la pierna de ruta navegada o presentada.
Anunciador de alerta (ALERT): Es un anunciador de color ámbar que se ilumina cuando se esta llegando a un punto de posición y se apaga cuando ya se ha efectuado el cambio de pierna de ruta. Anunciador de batería (BATT): Es un anunciador de color ámbar que se ilumina cuando el INS esta siendo alimentado con tensión de continua proveniente de la batería. Anunciador de aviso (WARN): Es un anunciador de color rojo que se ilumina cuando se presenta una falla en el sistema o que, durante la operación en modo ALIGN, emite destellos para indicar degradación o aparición de una falla en el INS en cuestión (falla de alineación). UNIDAD DE NAVEGACIÓN (INU) La navegación e información de actitud del avión se llevan a cabo por medio del UN, acapara los principales elementos del sistema, estos son: Unidad de referencia inercial (Plataforma, giróscopos, acelerómetros). Unidad eléctrica de referencia inercial. Unidad computadora electrónica.
Acelerómetros: El acelerómetro básicamente es un elemento pendular. Cuando la aeronave acelera, el péndulo tiende a salirse de la posición de reposo. En un extremo del eje del péndulo hay un sensor o elemento sensible que recoge la señal que indica cuanto se desvió el péndulo de su posición de reposo. La señal del elemento es enviada a un amplificador, quien a su vez envía una corriente a un elemento de torque ubicada en el otro extremo del eje del acelerómetro. El torque que se genera tiende a devolver al péndulo a su posición de equilibrio. La cantidad de corriente aplicada en el torque es proporcional a la aceleración que sufre el conjunto. Por otro lado la señal del amplificador (que expresa la aceleración) es enviada a un integrador para poder expresar la velocidad de vuelo en función del tiempo, esta misma señal es enviada a un segundo integrador para obtener una distancia. Una aeronave posee dos acelerómetros, uno para tomar los datos de viaje norte/sur, y otro para los datos este/oeste.
Tienen por misión medir las aceleraciones a las que se encuentra sometido un avión durante el vuelo. Para el buen funcionamiento de un sistema inercial es necesaria una exactitud extrema en la medición de las aceleraciones, en todos los sentidos, que experimente el avión. Este sistema necesita un montaje de tres acelerómetros (fig 4), cada uno de ellos esta colocado en el sentido de uno de los ejes del avión, es decir, uno estará montado de tal manera que sea capaz de detectar las aceleraciones que se produzcan sobre el eje longitudinal, otro detectara las del eje transversal y el tercero las del eje vertical. Todas las aceleraciones detectadas son transmitidas a la unidad computadora, la cual iniciara un proceso de interacción con relación al tiempo transcurrido dando la velocidad: V=
∫
A dt.
Para conocer la distancia recorrida bastara efectuar una segunda interacción, de velocidad y tiempo: D=
∫
V dt.
Los acelerómetros deben alinearse en dirección N-S y E-W, de manera que al experimentar cualquier aceleración de componente N-S, la computadora efectuara sus dobles integraciones, cuyo resultado será el cambio de latitud que ha realizado la aeronave. De la misma manera, las aceleraciones de componente E-W, convenientemente tratadas por la computadora, darán el cambio en longitud. El tercer acelerómetro, vertical, dará cada momento información de altitud de la aeronave en cada punto de su trayectoria, llevándolo al nivel programado por el piloto.
Efectos de la gravedad en los acelerómetros Dentro de la aeronave los acelerómetros no pueden estar montados de forma rígida porque si no aparecerían errores de falsa velocidad debido a la inclinación de la nave, ya que cuando ésta asciende el péndulo tiende a perder su posición de equilibrio por acción de la gravedad, también daría un error en la distancia recorrida cuando la velocidad se integrase.
La solución a este problema es el de mantener nivelado el acelerómetro. En la practica se los coloca dentro de un sistema puramente mecánico de balancines de brújula y giróscopos, denominado “plataforma“. De esta forma la aeronave puede adoptar cualquier posición y el elemento en el interior de la plataforma siempre quedará nivelado.
FIGURA-4
Los Giróscopos: El giróscopo, o también llamado giroscopio, es un cuerpo en rotación que presenta dos propiedades fundamentales: la inercia giroscópica o ‘rigidez en el espacio’ y la precesión, que es la inclinación del eje en ángulo recto ante cualquier fuerza que tienda a cambiar el plano de rotación. Estas propiedades son inherentes a todos los cuerpos en rotación, incluida la Tierra. El término giróscopo se aplica generalmente a objetos esféricos o en forma de disco montados sobre un soporte cardánico, de forma que puedan girar libremente en cualquier dirección; estos instrumentos se emplean para demostrar las propiedades anteriores o para indicar movimientos en el espacio. A veces se denomina girostato a un giróscopo que sólo puede moverse en torno a un eje de giro. En casi todas sus aplicaciones prácticas, los giróscopos están restringidos o controlados de esta forma.
En este caso, el rotor del giroscopio es instalado en forma flotante. El flotador es un elemento esférico del tamaño de una pelota de golf. Cuando las dos mitades de la cobertura se juntan alrededor del flotador queda un espacio reducido que es rellenado con un fluido de tal forma que el flotador queda en una posición neutra. En la parte superior, al igual que en el centro existen un juego de pivotes, entre el flotador y el balancín, lo cual permite al balancín moverse alrededor de estos pivotes con respecto a la carcaza. En los extremos del giroscopio hay sensores que indican cuan lejos está el flotador de la posición nula. Hay un elemento de detección para el eje azimutal (o eje Z), otro para el eje horizontal (o eje Y). En el otro extremo hay dos elementos de torque, que hacen que flotador salga de su posición nula. Se necesitan dos giroscopios, uno Y-Z y otro X-Z.
Propiedades a) Rigidez giroscópica
La rigidez en el espacio de un giróscopo es consecuencia de la primera ley del movimiento de Newton, que afirma que un cuerpo tiende a continuar en su estado de reposo o movimiento uniforme si no está sometido a fuerzas externas. Un ejemplo de esta tendencia es una peonza en rotación, que tiene libertad para moverse en torno a dos ejes además del eje de giro. Otro ejemplo es una bala de fusil, que —al girar en torno a su eje durante el vuelo— presenta inercia giroscópica, y tiende a mantener una trayectoria más recta que si no girara. La mejor forma de mostrar la rigidez en el espacio es mediante un modelo de giróscopo formado por un volante montado sobre anillos de forma que el eje del volante pueda adoptar cualquier ángulo en el espacio. Por mucho que se mueva, incline o ladee el giróscopo, el volante mantendrá su plano de rotación original mientras siga girando con suficiente velocidad para superar el rozamiento de los rodamientos sobre los que va montado. La rigidez se manifiesta por el hecho de que, una vez comunicada al rotor una rápida rotación, su eje conservará siempre la dirección primitiva, cualquiera que sea el movimiento que se le dé a su pedestal. Esto también es cierto con el rotor parado, pero sólo en el caso teórico de que no existan rozamientos. Experimentalmente, y en el caso de estar muy vertical el eje del giróscopo, esta rigidez desaparece y el eje del rotor vacila y cambia de dirección, siendo esto debido a que la casi coincidencia de los ejes de giro 1 y 3 anula uno de sus tres grados de libertad. La rigidez giroscópica es directamente proporcional a la velocidad de giro del rotor. b) Precesión
La precesión giroscópica aparece cuando a uno de los anillos, horizontal o vertical, se le aplica un par perturbador. Tendremos en cuenta que un par da lugar a un giro, y que este par se representa por un vector normal al plano en que se aplican las fuerzas del paro, lo que es lo mismo, a aquel en que tiene lugar el giro. El extremo del vector par está situado en el lado desde el cual se ve el giro en sentido dextrógiro. El movimiento de precesión se puede definir como aquel que tiende a llevar el vector que representa el giro del rotor a coincidir con el que representa el par perturbador. El valor de la precesión es directamente proporcional al valor del par perturbador e inversamente proporcional a la velocidad de giro del rotor. Un ejemplo sencillo de precesión se puede observar en un aro infantil. Para hacer que el aro dé la vuelta a una esquina, no se aplica una presión a la parte delantera o trasera del aro, como podría esperarse, sino sobre la parte superior. Esta presión, aunque se aplica en torno a un eje horizontal, no hace que el aro se caiga, sino que realice un movimiento de precesión en torno al eje vertical, con lo que el aro da la vuelta y sigue rodando en otra dirección.
Características Movimiento de un giróscopo:
Consideremos el ejemplo de un giróscopo, cuyo eje de rotación varía de dirección. En general estos movimientos son muy complicados. La figura siguiente muestra un sistema de este tipo compuesto de una rueda de bicicleta que está libre para girar sobre un eje que pivota en un punto situado a una distancia D del centro de la rueda pero que es libre para girar en cualquier dirección. El peso Mg produce un momento respecto al pivote dirigido hacia el papel que produce una variación del momento cinético en esa dirección. Si la rueda está inicialmente girando sobre su eje de modo que existe un momento cinético inicial a lo largo del eje L, la variación es perpendicular a L y el eje se mueve en el sentido del momento de las fuerzas exteriores. Este movimiento se denomina precesión.
Existe un caso análogo en el movimiento circular, por ejemplo, el de la Luna alrededor de la Tierra. La Tierra ejerce una fuerza sobre la Luna dirigida hacia la Tierra. ¿Por qué no se mueve la Luna hacia la Tierra y choca contra ella? Si la Luna se pudiese mantener sin un momento cinético inicial y luego se dejase en libertad, la variación del momento cinético (desde cero) hacia la Tierra daría como resultado un movimiento de la Luna hacia nuestro planeta. Sin embargo, puesto que la Luna tiene un momento cinético inicial perpendicular a la recta que la une con la Tierra, una variación del momento cinético hacia la Tierra da como resultado simplemente que la Luna se desviará del movimiento rectilíneo y describirá un arco circular.
Efecto de la rotación terrestre sobre un giróscopo libre
El movimiento de rotación de la Tierra consiste en una revolución diaria alrededor de la línea de los polos, cuya dirección, para los efectos prácticos de este estudio, puede considerarse fija en el espacio. Este movimiento de rotación se manifiesta, para distintos observadores situados en la Tierra, de la siguiente forma: Para un observador situado en el polo norte, la línea norte-sur de su horizonte girará alrededor de la vertical a una velocidad de 15º por hora, de tal forma que en un día habrá dado un giro completo de
360º. El sentido de este giro, para el observador que mira al plano de su horizonte, es contrario al de las manillas del reloj, es decir, gira hacia el oeste. Un observador situado en el polo sur verá a su horizonte girar a la misma velocidad que en el caso anterior, pero hacia el este. Para un observador situado en el ecuador, el plano de su horizonte se trasladará hacia el este a una velocidad de 900 millas por hora, acompañando a la Tierra en su movimiento de rotación. La línea norte-sur de su horizonte no tendrá movimiento alguno de giro, pero alrededor de ella se inclinará el plano del horizonte, deprimiéndose el extremo este y elevándose el oeste (movimiento oeste-cenit-este) a una velocidad de 15º por hora, de tal forma que al transcurrir un día, el observador situado sobre él habrá dado una vuelta de campana completa. Para un observador situado en un punto de latitud norte, existirán los movimientos de giro de la línea norte-sur y de inclinación del plano del horizonte alrededor de dicha línea. Un observador situado en un punto de latitud sur experimenta los mismos movimientos que el del punto anterior, siendo el valor de las velocidades de giro e inclinación el mismo. Sólo varía el sentido del giro de la línea norte-sur, que en este caso es norte-este-sur-oeste. El eje de un giróscopo libre colocado en un punto cualquiera de la Tierra, debido a su rigidez, seguirá siempre, mientras no actúe ningún par perturbador, fijo en la dirección primitiva que tuviese; ahora bien, el horizonte experimentará los movimientos vistos antes, lo cual da lugar a que aparezcan unos desplazamientos relativos del eje del giróscopo con relación al horizonte.
Plataforma inercial y los giróscopos: La más mínima inclinación experimentada por los acelerómetros con respecto a la vertical del lugar, introduciría un nuevo vector de aceleración debido a la gravitación terrestre que falsearía sus indicaciones. Entonces, será necesario aislarlos de todo movimiento que pueda inducirles el mismo avión. Esto se conseguirá colocándolos sobre una plataforma inercial (fig 5) giro estabilizada mediante tres giróscopos rígidos de un grado de libertad. Los giróscopos van montados sobre un ángulo de 90 grados uno con respecto al otro, orientados según el meridiano y el paralelo del lugar (N-S y E-W). Los virajes, los ascensos y servo sistemas, iniciarán inmediatamente el proceso de nivelación de la plataforma inercial, con lo que los acelerómetros estarán siempre en la misma posición relativa con respecto al espacio independiente de los movimientos de la aeronave. Lo importante es que los acelerómetros se mantengan siempre horizontales a la superficie terrestre. Esto no constituirá ningún tipo de problema si la tierra se mantuviese estática, pero no es así, y precisamente debido a su movimiento de rotación terrestre, la plataforma experimentará un movimiento de presesión aparente inducido por los giroscopios que deberá ser compensado.
Será lógico pensar que la plataforma inercial deberá se girada al mismo régimen que lo hace la tierra, para mantener los acelerómetros en la posición adecuada. Con el proceso seguido hasta ahora se ha conseguido, en primer lugar, mantener la plataforma orientada hacia el mismo punto de referencia con respecto al espacio (a través de los giróscopos), y luego, introducirle un movimiento de compensación para corregir el efecto que produce la rotación terrestre. Pero tampoco esto bastará, pues el avión no permanece estático sobre la tierra, sino que se desplaza a gran velocidad sobre ella. Esto implicara una nueva corrección. Por cada milla recorrida sobre un arco de círculo máximo, deberá girarse la plataforma un minuto de arco, o lo que es lo mismo, cada 60 millas náuticas recorridas, un grado. Mediante la combinación de estas tres correcciones se llega a estabilizar la plataforma de manera que esta permanezco en cada momento del vuelo totalmente horizontal a la superficie terrestre. Se ha dicho que la plataforma debe inclinarse 1 minuto de arco por cada milla náutica registrada por los acelerómetros y la computadora. Si en la medida de la velocidad se produjera algún error, la plataforma no sería girada al régimen adecuado con relación a la rotación terrestre perdiendo por tanto su horizontalidad con respecto a la superficie. Inmediatamente se iniciaría un proceso de nivelación basado en datos erróneos. La corrección que se produzca no se corresponderá con la necesaria, induciéndose un movimiento pendular que hará que la plataforma oscile alrededor de la posición correcta. Si un observador pudiera situarse sobre la plataforma en ese momento, tendría la impresión de que era la tierra la que tenía un movimiento pendular, siendo la longitud del péndulo el radio terrestre. El ingeniero alemán Maximilian Shuller, conocedor de este efecto, ideó un sistema para mantener la plataforma inercial siempre horizontal a la tierra, de forma que ese movimiento oscilatorio aparente del planeta con respecto a la plataforma se anulara. Si efectivamente la tierra fuera un gran péndulo de longitud igual a 6366.7 Km. Y con toda su masa concentrada en el centro, su periodo de oscilación seria: T = 2 п
√(1/g)
De donde se obtiene: T = 2 п
√(6366.7m/9.81m/s) = 84.4 min
Es decir que cada 84.4 min, ese gigantesco péndulo que sería la tierra pasaría por el mismo lugar y en el mismo sentido. No es de extrañar pues que las oscilaciones de la plataforma inercial tengan un periodo de 84.4 minutos, las mismas que tendría la tierra si fuera un péndulo.
Una vez introducida esta oscilación, la plataforma buscará continuamente la vertical verdadera y no será perturbada por las aceleraciones en su punto de suspensión (cardans). En consecuencia, la plataforma se inclinará 1 minuto de arco por cada nudo de velocidad registrado por los acelerómetros. Alineación de la plataforma: un sistema inercial necesita 10
condiciones iniciales de la alineación para iniciar su computación de la trayectoria: 1. Dos condiciones respecto a la posición inicial: Estas condiciones pueden ser obtenidas desde tierra cuando el avión esta detenido con información local, o con radioayuda o radar si el vehículo esta en movimiento. 2. Dos componentes de la velocidad inicial: Cuando el sistema se alinea en un vehículo en reposo, estas componentes son cero. Cuando la alineación se lleva a cabo en un vehículo en movimiento, es necesario incorporar las componentes de la velocidad del avión en ese momento. Esta información podría ser obtenida a partir de las siguientes fuentes: Radar doppler. Indicador de velocidad del aire (con adecuada corrección del viento). Sistemas de radioayuda. 3. Tres condiciones de orientación inicial de la plataforma: Las plataformas inerciales para uso en navegación en el entorno de la tierra, son inicialmente orientadas con dos coordenadas niveladas con la horizontal local y la tercera nivelada en azimut con una adecuada referencia. 4. Tres estados iniciales que denotan la precisión de la alineación (errores de alineación): Estas tres condiciones, quedan implícitamente determinadas por los corrimientos iniciales de los giróscopos en el momento de pasar de la posición de “Alineación” a “Navegación”. Estos valores no pueden ser predeterminados. En relación a estos, la presencia de errores iniciales causara errores de posición los cuales se propagarán de acuerdo con la incidencia que tengan dentro de las ecuaciones de navegación elegidas. En orden de navegar con un avión con una precisión general dentro de una milla náutica por hora, será deseable tener un error inicial en la alineación de azimut menor a 5 minutos de arco, un apartamiento de la horizontal de 20 segundos de arco y una precisión en el ajuste de la velocidad inicial del orden de un nudo. Métodos de alineación más usuales: Existen varios métodos para
minimizar el tiempo de alineación de la plataforma, de modo de aumentar la disponibilidad del avión. En general la alineación se puede resumir en dos etapas:
1. Nivelación: Consiste en nivelar los acelerómetros horizontales respecto de la horizontal local. Para ello se rotan estos, hasta que sobre se salida es posible leer cero. Normalmente, esta operación se realiza en dos etapas. Una etapa de nivelación gruesa, donde se fuerza al sistema rotante a cero. La lectura se realiza sobre la salida de los acelerómetros o sobre las señales de los sincros. Esta alineación gruesa se efectúa en pasos de cientos de grados por segundo y esta solamente limitado a condiciones mecánicas de seguridad. Si la nivelación gruesa se realiza analizando la anulación de las señales de sincro, no es necesaria ninguna información complementaria. En cambio, si se efectúa analizando las salidas de los acelerómetros, es necesaria información de azimut para resolver las señales de los acelerómetros. La nivelación fina se obtiene, conectando la salida de los acelerómetros desde la caja de control, comandando los controles de giro- precisión. El proceso finaliza cuando la salida de los acelerómetros se anula. Los errores de alineación se deben a: Errores de los acelerómetros. Corrimiento de los giros. Errores en la plataforma. Si incluimos los errores en tierra, tendremos: Errores de nivelación del avión. Diferencias de altura en el tren de aterrizaje. Presencia del viento. Movimiento del personal dentro del avión o móviles externos que lo mueven durante operaciones previas al despegue. 2. Alineación en azimut: Esto consiste en rotar el sistema estable alrededor de la vertical hasta alinearlo con una dirección de referencia. Esta puede ser: el norte verdadero, el norte magnético, o cualquier otra dirección relacionada. Los métodos generales para llevar a cabo esta alineación son: Nivelación gruesa. Alineación gruesa en azimut. Alineación fina el azimut. Selección a modo NAV. La alineación en azimut con girocompás consiste en: Nivelación gruesa (Etapa anterior necesaria). Alineación gruesa en Azimut. Alineación fina en girocompás. Selección del modo NAV
La alineación de azimut, también puede ser ejecutada más velozmente por transferencia externa desde un giróscopo en miniatura. El método consiste en transferir la alineación de un giroscopio portátil previamente alineado exteriormente. Para la ejecución de este método se debe: Se conecta exteriormente el giroscopio de transferencia miniatura (GTM) con la información de rumbo con que deseamos alinear nuestra plataforma. Cuando esta operación finaliza, sobre la caja de control del sistema, titilara una luz (VALIDO) anunciando que la señal esta presente. El ajuste se efectiviza presionando el botón INGRESO y verificando que la lámpara VALIDO quede apagada. BALANCIN CON CONTROL GIROSCOPICO En este caso el giroscopio y el acelerómetro están montados en un balancín común. Cuando el balancín tiende a salirse de su posición nivelada, el eje de rotación del giróscopo se mantiene fijo, la carcaza del giroscopio se desnivela y esto es detectado por un sensor que mide el grado de desviación, la señal del sensor es amplificada y enviada a un motor que reestablece la posición de equilibrio del balancín. En este caso el acelerómetro se mueve con el conjunto y al no moverse verticalmente solo detecta la aceleración horizontal. En la siguiente figura se muestra el sistema en un solo eje, pero en la realidad las oscilaciones pueden ocurrir en tres ejes, para movimientos de cabeceo, balanceo, o rumbo de la plataforma.
Orientación de la plataforma con respecto de la Tierra Con el objeto de mantener los acelerómetros nivelados, con respecto a la Tierra, de tal manera que ellos puedan registrar las aceleraciones de la aeronave en una dirección horizontal únicamente, alguna compensación debe ser hecha en relación a la rotación y redondez de la Tierra.
Compensación para anular los efectos de la rotación de la Tierra La siguiente figura ilustra lo que sucedería si no se hiciera compensación con respecto de la rotación de la Tierra:
La plataforma es nivelada solo de tal forma que los acelerómetros reaccionaran ante movimientos horizontales. A medida que la tierra va rotando la plataforma se va a mantener en la misma posición en el espacio. Aún así, desde la posición elevada sobre el planeta parecería que la plataforma gira sobre si misma cada 24 horas, para compensar esto, la plataforma es forzada a inclinarse proporcionalmente a la rotación de la Tierra. Compensación por traslado La relación de traslado se compensa de la misma forma que se compensa la rotación de la Tierra. En el lado izquierdo de la figura siguiente se observa lo que pasaría si no se efectuara compensación:
Desde que inicia su viaje hasta que lo finaliza las aeronaves se trasladan en un arco en vez de una línea recta, debido a que la plataforma se mantiene estática sufrirá una rotación respecto de la nave desde que esta inició su viaje. Así como se muestra en la parte derecha de la figura anterior, la plataforma es obligada a rotar de tal forma de mantener los acelerómetros nivelados durante el vuelo completo. Torque del giróscopo La compensación por relación terrestre y relación de transporte se ejecutan en un mismo sistema, el de la figura siguiente:
En el lado izquierdo se ve un balancín con control giroscópico y del lado derecho se ven dos integradores. Las partes del sistema son las siguientes: (01): Dato de aceleración (02): Primer integrador (da la lectura de velocidad) (03): Segundo integrador (da la lectura de distancia recorrida)
(04): Dato de posición inicial (05): Dato de velocidad (06): Señal de torque de transporte (07): Latitud actual (08): Señal de torque de rotación terrestre (09): Suma de las señales 6 y 8 que alimenta al torque del giroscopio (10): Giroscopio (11): Señal de salida del giroscopio (12): Motor de arrastre del balancín (13): Balancín Ahora se explicara el funcionamiento del sistema La señal proveniente del acelerómetro (1) es integrada una vez (2) para conseguir la velocidad y por segunda vez (3) para conseguir la distancia recorrida. El dato de posición inicial introducido por el navegante (4) es sumado a la distancia (3) y así se obtiene la latitud actual (7), que a su vez se usa para conocer el torque de rotación terrestre (8). Esta última señal depende de la latitud, porque la compensación que se aplicó para esto representa la componente horizontal de la rotación terrestre y esta varia con la latitud. Volviendo al punto (2), se tiene que esta señal es procesada y se obtiene la señal de torque de transporte (6). Las señales de los puntos (6) y (8) se suman para obtener una señal (9) que es aplicada al elemento de torque del giroscopio, esto hace que el giroscopio se desvíe con respecto a la caja y al curso; cuando esto ocurre se genera una señal de salida (11). Esta señal se amplifica y se aplica al motor del balancín (12), lo cual hace que este (13) se mueva en relación a las señales (6) y (8). Debe tenerse en cuenta que este es un modelo simplificado para entender el funcionamiento del mismo, porque se deben aplicar otros tipos de compensaciones porque la Tierra no es una esfera perfecta. También deben ser compensados dentro del sistema los efectos de “Coriolis” y efectos “centrífugos”. La fuerza de Coriolis o el efecto de Coriolis, descrita en 1835 por el científico francés Gaspard-Gustave Coriolis, es una fuerza originada por la rotación de la Tierra. Tiende a desviar la trayectoria de los objetos que se desplazan sobre la superficie terrestre hacia la derecha en el hemisferio norte y hacia la izquierda en el hemisferio sur. No compensar el efecto coriolis significaría cometer errores en la medición efectuada por los instrumentos de medición descriptos. Sabemos que nuestro planeta viaja a unos 1700 Km/hora si nos situamos en un punto sobre el ecuador, mientras nos ubicamos en diferentes posiciones viajando hacia los polos la velocidad de desplazamiento disminuye hasta anularse justo encima de los polos. Así, por ejemplo, si un avión viaja en línea recta desde el Ecuador hacia el polo Norte, este tiende a mantener su velocidad de 1700 Km/hora hacia el Este más la velocidad a la que viaja hacia el Norte.
Según avanza hacia regiones más septentrionales, donde la velocidad lineal de la Tierra es menor el avión se desplazara hacia el Este. Si en cambio, la aeronave viaja desde el Ecuador hacia el Sur, también tendería a desviarse hacia el Este. Si el avión viaja desde cualquier otra latitud hacia el Ecuador tiende a desviarse hacia el Oeste, ya que su velocidad lateral inicial será menor. El péndulo Schuler El péndulo de Schuler se define como un péndulo en que el centro de su masa es coincidente con el centro de la Tierra, cuando el punto de sujeción del péndulo acelera, la masa tiende a mantenerse en el centro de la Tierra y la atadura del péndulo permanece alineada con el vector de gravedad. Una peculiaridad es que si el punto de pivote estuviera fijo la masa del péndulo comenzaría a oscilar y su periodo de oscilación sería de 84,4 minutos. Cualquier otro péndulo oscilaría proporcionalmente a la aceleración del avión.
Ajuste Schuler al torque del giroscopio Cuando la compensación por la relación de transporte es desarrollada usando la señal de velocidad el elemento electrónico, a través del cual se envía la seña, contiene un elemento que es proporcional al radio terrestre. Así, en la realidad la relación de transporte que mueve el giróscopo es la velocidad de la aeronave dividida por el radio terrestre. En otras palabras, podemos tomar que el acelerómetro es la masa del péndulo, el giroscopio es el punto de sujeción del péndulo y el computador es la atadura con un radio igual al de la Tierra. En la figura siguiente se muestra como la plataforma inercial se adapta a un péndulo Schuler:
UNIDAD DE BATERÍAS (BU) Alimenta al sistema en caso de fallo de las fuentes primarias de energía. Las baterías que alimentan al INS son de níquel – cadmio y generan corriente continua de 28 V. se usan como fuente de energía alternativa en caso de que se produzca un fallo en el sistema primario de alimentación eléctrica. Se supone que la carga de estas baterías permite que el INS siga funcionando aproximadamente 15 minutos una vez que se ha producido el fallo. El sistema de recarga se lleva a cabo automáticamente tomando energía de los generadores del avión.
ANEXO Resolución por la que se aprueba la circular operativa 03/78 sobre normas generales para la utilización del sistema de navegación Inercial. 1. Generalidades El sistema de Navegación Inercial (INS) es un dispositivo autónomo de navegación que permite la obtención, por lectura directa, tanto de la posición de la aeronave como de otros varios
parámetros de navegación, mediante la utilización de los efectos de las fuerzas inerciales sobre algunos de sus componentes. El sistema puede utilizarse: Como una ayuda adicional para la navegación; o Como el único medio de navegación, que es a lo que se refiere esta circular; en este caso, el sistema podrá ser operado directamente por los pilotos a los mandos bajo las condiciones que se definirán a continuación.
2. Condiciones de utilización navegación inercial.
de
los
sistemas
de
2.1. Certificación 2.1.1.Proceso de Certificación Los sistemas de navegación inercial deberán ser certificados, lo mismo que el avión en que van instalados, por la autoridad competente de aero navegabilidad (Sección de Material de la Dirección General de Transporte). Si se instala un sistema de navegación inercial a bordo de una aeronave después de que esta haya sido certificada, la autoridad competente de aero navegabillidad dictará las normas de certificación a ser aplicadas al equipo las cuales, si fuere necesario, podrían basarse las normas F.A.A. en este campo (Supplemental Type Certificate). 2.1.2.Instalación Los equipos de navegación inercial deberán cumplir las normas en vigor con respecto al aislamiento eléctrico y al apantallamiento de la aeronave y se sujetaran a las pruebas de ambientación con respecto al resto del equipo del avión. Los equipos de navegación inercial se instalaran de tal manera que puedan ser utilizados por los pilotos y directamente accesibles desde su asiento en lo que respecta a los mandos del sistema y sus indicadores. Los quipos deberán disponer de sistemas de alarma adecuados que avisen a los pilotos de cualquier incidente funcional o de fallo del sistema de Navegación Inercial no deberán dejar de operar debido a un fallo de corta duración de la energía eléctrica que lo alimenta. 2.1.3.Precisión Cada equipo del sistema de navegación inercial deberá cumplir en cuanto a exactitud con las siguientes tolerancias: a) Para los vuelos de hasta 10 horas de duración, un error circular no superior a 20 millas náuticas en el 9 % de dichos vuelos. b) Para los vuelos de más de 10 horas de duración, una tolerancia de 20 millas náuticas, más 2 millas náuticas por
cada hora de exceso sobre las 10 hora, en el 95% de dichos vuelos.
2.2. Utilización Los explotadores que se propongan utilizar los sistemas de navegación inercial: a) Como el único medio de navegación, deberán equipar a sus aviones con dos o mas equipos del sistema; o b) Como el sistema principal de navegación, deberán equipar a sus aviones con un quipo de navegación inercial y además por lo menos uno de los demás equipos de navegación que proporcionen información de posicionamiento con una exactitud aceptable. De acuerdo con lo que se previene en 7.1.7.1.4 del vigente reglamento de Circulación aérea, cuando se utilice el INS como el único medio de navegación o complementando con otros equipos accesibles a los pilotos desde sus puestos, no será necesario que se incluya un navegante en la tripulación.
3. Manual de operaciones En el manual de operaciones deberá incluirse lo siguiente con respecto al INS: Los procedimientos de utilización del sistema de navegación inercial, según sean definidos por el explotador, junto a la distribución de funciones de la tripulación técnica. El explotador se asegura de que en la cabina de mando se mantenga una carga de trabajo aceptable; Los procedimientos detallados que deberán seguirse en el caso de un fallo del equipo , total o parcial; Una lista de equipo mínimo que comprenda los requisitos para el despacho del avión con respecto al sistema de navegación inercial, o a la combinación de sistemas de navegación según sea el caso. 4. Entrenamiento de la tripulación y calificaciones El explotador deberá proponer un programa de instrumentación de las tripulaciones para la utilización del sistema de navegación inercial. Dicho programa, que será propuesto a la Dirección General de Transporte para su aprobación, deberá incluir cursos de instrucción teórica en tierra e instrucción practica en vuelo o en simulador, en conjunción con un curso de repaso sobre navegación convencional. Las calificaciones finales de los alumnos de dichos cursos deberán ser precedidas de algunos vuelos de familiarización en las rutas largas de la empresa.
