AVIONICA - Parte 3

¿Cómo se define técnicamente la Presión Dinámica según los principios aerodinámicos del material de estudio?. Es la presión absoluta medida en la atmósfera libre a una altitud determinada, libre de perturbaciones. Es la presión que ejerce el aire sobre un objeto que se mueve a través de él, generada al impactar el aire a una cierta velocidad. Es la diferencia matemática exacta entre la presión total de impacto y la presión estática corregida por temperatura. Es la presión interna que mantienen las cápsulas aneroides selladas dentro de la caja de los instrumentos de medición.

¿De qué se encarga específicamente el Sistema Pitot-Estática en la aeronave?. Proporcionar las presiones a medir por los sistemas conectados a este sistema, que son el Altímetro, Variómetro y Anemómetro. Alimentar de presión de impacto exclusivamente al sistema de computadoras de datos de vuelo ADIRS y al indicador de viraje. Medir de forma autónoma la velocidad y transmitirla eléctricamente a las pantallas digitales del Electronic Instrument System. Compensar los errores de instalación provocados por los efectos giroscópicos y la aceleración longitudinal en los virajes.

¿Dónde están situadas normalmente las tomas estáticas y por qué se diseñan usualmente en una configuración doble conectada en forma de "Y"?. Están en la punta del mástil del tubo Pitot; se conectan en "Y" para evitar el bloqueo por congelamiento o ingreso de agua. Están en el borde de ataque de los planos; se conectan en "Y" para promediar la presión dinámica total en configuraciones de alta velocidad. Están en el fuselaje donde sufren menos perturbaciones; se conectan en "Y" para compensar posibles desviaciones de presión, sobre todo en virajes ceñidos. Están en la sección de cola de la aeronave; se conectan en "Y" para eliminar el error de posición inducido por el tren de aterrizaje.

Con respecto a las referencias del altímetro barométrico, ¿cuál es la definición exacta de Altitud y qué reglaje altimétrico se asocia a ella?. Es la distancia vertical entre el nivel medio del mar y un punto en el aire, y se asocia al reglaje QNH. Es la distancia vertical entre el terreno inmediatamente debajo y el avión, asociada al reglaje QNE. Es la distancia vertical entre la pista del aeropuerto y el avión, asociada estrictamente al reglaje QFE. Es la distancia horizontal medida desde la estación de tierra, ajustada con la línea barométrica estándar de 1013.25 hPa.

¿Cuáles son las definiciones técnicas correctas para Altura y Elevación según las especificaciones del documento?. Altura es la distancia barométrica estándar al nivel del mar (QFE); Elevación es la distancia medida por el radioaltímetro (QNE). Altura es la distancia vertical entre el terreno y un punto en el aire (asociada a QFE); Elevación es la distancia vertical entre el nivel medio del mar y un punto en el terreno (asociada a QNH). Altura es la elevación corregida por densidad; Elevación es el plano de presión estándar calibrado a cero absoluto. Altura es la distancia medida en los giroscopios verticales; Elevación es la presión estática remanente en la toma en "Y".

¿Qué componente interno del altímetro barométrico sirve de referencia y qué presión específica tiene sellada en su interior?. Una o varias cápsulas aneroides colocadas dentro de una caja cilíndrica, las cuales tienen una presión interna de 29,92 in-Hg. Un fuelle de presión dinámica calibrado herméticamente a una presión constante de 1013.25 psi. Un tubo Bourdon flexible que reacciona directamente a una presión sellada de 0 in-Hg (vacío absoluto). Una cámara de expansión diferencial expuesta a la toma de presión total del tubo Pitot.

¿Cuál es el principio fundamental de operación mecánica del Altímetro para mostrar los cambios de nivel?. Mide el impacto directo del flujo de aire exterior sobre la aguja a través de un sistema de engranajes amplificadores. Compara continuamente la presión dinámica total con la presión de retorno de la toma estática doble. Realiza la diferencia entre la presión a nivel medio del mar (29,92 in-Hg de la cápsula) y la presión estática del punto en el que se encuentra el avión. Utiliza la precesión giroscópica generada por el flujo de aire para mover las agujas de cientos y miles de pies.

¿Cuáles son las partes principales que constituyen la estructura del Altímetro?. Toma de presión total, Tubo capilar calibrado, Restrictor de flujo, Diafragma de presión diferencial, Escala de nudos. Entrada de presión estática, Aguja de cientos de pies, Aguja de miles de pies, Aguja de decenas de miles de pies, Escala barométrica (Ventana de Kollsman), Perilla de ajuste barométrico. Giroscopio de eje vertical, Rotor, Escala de rumbo magnético, Sistema de erección neumática, Filtro de aire. Antena receptora, Unidad de procesamiento de señales residuales, Aguja de viraje, Caja de reenvío de torque.

¿Qué presiones específicas recibe el Anemómetro (velocímetro) para poder realizar su medición y cómo interactúan dentro del instrumento?. Recibe presión estática regulada en el fuelle interno y presión dinámica pura proveniente de las tomas en "Y". Recibe únicamente presión estática residual dentro del diafragma para compararla con la atmósfera estándar. Recibe presión total del tubo Pitot en el interior del diafragma y presión estática dentro de la caja del instrumento. Recibe presión total directamente en la caja sellada y presión de vacío absoluto en una cápsula aneroide de control.

¿Cuál es la función principal del Variómetro (Vertical Speed Indicator) y qué unidad de medida utiliza típicamente?. Indica si la aeronave está ascendiendo, descendiendo o en vuelo nivelado, midiendo la razón de cambio en pies por minuto (ft/min). Mide la velocidad angular del avión en los virajes expresada en nudos por segundo (kt/seg). Registra la aceleración longitudinal del fuselaje en pies por segundo al cuadrado. Mide la distancia vertical exacta con respecto al terreno en metros o pies absolutos.

Con respecto a la estructura interna del Variómetro, ¿qué presiones se aplican al diafragma y a la caja, y qué componente genera el retraso necesario para la medición?. El diafragma recibe presión estática directa; la caja recibe presión estática a través de un tubo capilar calibrado (restrictor de flujo). El diafragma recibe presión total del Pitot; la caja se conecta a un venturi calibrado de flujo continuo. Tanto el diafragma como la caja reciben presión dinámica acoplada por una válvula de alivio bidireccional. La caja recibe vacío mecánico constante y el diafragma se conecta a una cápsula de helio sellada a alta presión.

Al mantener un vuelo nivelado constante, ¿cómo se comportan las presiones dentro del Variómetro y qué indica la aguja?. La presión de la caja supera por completo al diafragma, obligando a la aguja a fijarse en el arco verde de velocidad máxima. La presión dentro del diafragma y la presión dentro de la caja se igualan, haciendo que la aguja se mantenga en cero. El diafragma colapsa debido al vacío barométrico, lo que desplaza la aguja al límite superior de la escala. La aguja oscila continuamente entre 100 y 500 pies por minuto debido al efecto de la presión estática residual.

¿Cuáles son las propiedades físicas fundamentales que posee un giróscopo en funcionamiento en los instrumentos de vuelo?. Erección neumática diferencial y Desviación magnética corregida. Flexión estática axial y Resonancia armónica retardada. Inercia giroscópica (rigidez en el espacio) y Precesión. Fuerza centrípeta pura y Expansión aneroide concéntrica.

¿Cómo se define técnicamente la propiedad giroscópica de "Inercia Giroscópica" o Rigidez en el espacio?. Es la propiedad de un giróscopo de oponerse a cambiar la posición de su eje de rotación, manteniéndolo fijo independientemente del movimiento de la aeronave. Es la tendencia del rotor a detenerse inmediatamente cuando la aeronave realiza un banqueo superior a los 30 grados. Es el desvío mecánico que sufre el instrumento debido a la rotación de la Tierra sobre su propio eje geográfico. Es la fuerza de atracción gravitacional que alinea el eje del giróscopo directamente con el centro magnético terrestre.

¿De qué componentes mecánicos independientes consta el instrumento denominado "Indicador de Viraje y Coordinación"?. Consta de una cápsula aneroide diferencial y un restrictor capilar de flujo invertido. Está formado por un giróscopo de tres ejes de libertad conectado en serie a la línea estática doble en "Y". Consta de dos instrumentos independientes ensamblados en la misma caja: el Indicador de viraje (palo y bola) y el indicador de coordinación de viraje. Agrupa un transmisor de rumbo síncrono y una barra de comando del director de vuelo automático.

Con respecto al despiece mecánico de ambos modelos de presentación, ¿cuáles son las partes específicas del Indicador de Viraje y cuáles las del Coordinador de Viraje?. Indicador de viraje: Escala de tasa de viraje, Cápsula con líquido, Bola del inclinómetro, Aguja; Coordinador de viraje: Avión en miniatura, Escala de tasa de viraje, Bola del inclinómetro, Cápsula con líquido. Indicador de viraje: Ventana de Kollsman y perilla de ajuste; Coordinador: Tubo Bourdon y escala de nudos. Indicador de viraje: Rotor magnético de flujo libre; Coordinador: Mástil de captación estática simétrica. Indicador de viraje: Aguja de decenas de miles de pies; Coordinador: Restrictor capilar de tres vías.

¿Cuáles son las marcas de referencia estándar en la escala de un Indicador de Viraje y qué tasa de giro específica representan?. La marca central indica banqueo nulo (0^{\circ}/seg) y las marcas laterales indican un ángulo fijo de inclinación de 15^{\circ}. La marca central indica vuelo recto (0^{\circ}/seg) y las marcas laterales indican una tasa de viraje de 3^{\circ}/seg. La marca central indica desvío estático cero y las marcas laterales indican derrapes de 1^{\circ}/seg a cada lado. La marca central indica viraje coordinado y las marcas externas representan el límite de precesión del rotor a 6^{\circ}/seg.

Al realizar un viraje, si la bola del inclinómetro se desplaza hacia ADENTRO del viraje, ¿qué condición aerodinámica se está presentando?. Se produce un deslizamiento. Se produce un derrape. Se produce un viraje coordinado estándar. Se genera un bloqueo mecánico por precesión inversa.

Al realizar un viraje, si la bola del inclinómetro se desplaza hacia AFUERA del viraje, ¿qué condición se presenta y qué fuerzas actúan?. Se produce un deslizamiento coordinado por bloqueo de la toma de presión. Se produce un derrape, y actúan dos fuerzas: Centrífuga y centrípeta. Se genera un viraje estándar de 0^{\circ}/seg estabilizado por la rigidez del espacio. Ocurre una precesión inversa que alinea automáticamente las agujas.

El sistema EIS (Electronic Instrument System) en las aeronaves Single Aisle de Airbus está compuesto por un total de seis pantallas (Display Units). ¿Cuáles son los dos subsistemas principales en los que se divide el EIS?. El FMS (Flight Management System) y el ADIRS (Air Data and Inertial Reference System). El EFIS (Electronic Flight Instrument System) y el ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring). El CIDS (Cabin Intercommunication Data System) y la AMU (Audio Management Unit). El DMC (Display Management Computer) y el FWC (Flight Warning Computer).

Dentro del sistema EFIS (Electronic Flight Instrument System), ¿cuáles son las dos pantallas específicas asignadas a cada miembro de la tripulación de vuelo para los parámetros básicos?. EWD (Engine Warning Display) y SD (System Display). MCDU (Multifunction Control Display Unit) y FAP (Flight Attendant Panel). PFD (Primary Flight Display) y ND (Navigation Display). Upper ECAM y Lower ECAM.

¿Cuál es la función principal del sistema ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) según la presentación del sistema?. Proporcionar exclusivamente la información de actitud y rumbo magnético proveniente de los giroscopios láser. Presentar a la tripulación los diagramas de los sistemas de la aeronave, fallas, listas de chequeo (checklists) y el estado operacional. Sincronizar los datos de comunicación por radio VHF y HF en trayectos transoceánicos. Recopilar los datos de mantenimiento para el grabador de datos de vuelo de estado sólido (SSFDR).

¿Cuántas computadoras DMC (Display Management Computer) tiene instaladas la aeronave y cómo están distribuidas para la gestión de las pantallas?. Son dos computadoras; una opera las pantallas del Capitán y la otra opera las pantallas del Primer Oficial de forma simétrica. Son tres computadoras; una para las pantallas del Capitán, una para las del Primer Oficial y una tercera que funciona como respaldo (backup). Es una sola computadora centralizada de alta capacidad que procesa las seis pantallas simultáneamente. Son cuatro computadoras; dos principales para el EFIS y dos secundarias dedicadas exclusivamente al ECAM.

El sistema de alertas (alarmas) tanto visuales como auditivas en la cabina de mando es gestionado por las computadoras FWC (Flight Warning Computer). ¿Cuántas de estas computadoras están instaladas?. Tres computadoras (FWC 1, FWC 2 y FWC de backup). Una sola computadora centralizada. Cuatro computadoras distribuidas en dos canales independientes. Dos computadoras.

Para generar las alertas en cabina, las computadoras FWC reciben información de diferentes fuentes. ¿De dónde reciben los datos para generar las alertas ROJAS (Red Warnings) y de dónde para las alertas ÁMBAR (Amber Cautions)?. Reciben de los DMC para alertas rojas y de las pantallas EFIS para alertas ámbar. Reciben directamente de los sistemas de la aeronave para alertas rojas, y de los concentradores SDAC para alertas ámbar. Reciben del grabador SSFDR para alertas rojas y del módulo de asignación de cabina (CAM) para alertas ámbar. Reciben de la línea estática del Pitot para alertas rojas y del radioaltímetro para alertas ámbar.

Una vez que las computadoras FWC procesan la información de una falla o condición, ¿qué acciones de salida o control proporcionan directamente al sistema?. Modifican las lógicas de vuelo del piloto automático y cortan el suministro eléctrico de los generadores afectados. Envían la información a las computadoras DMC para presentar los mensajes de alerta, y controlan los elementos de captación de atención (luces Master Warning/Caution, parlantes para sonidos). Reconfiguran las frecuencias de los transceptores de radio VHF de forma automática. Apagan las pantallas inferiores del ECAM para ahorrar energía en las barras esenciales.

¿Qué significan las siglas de la computadora SDAC y cuál es su función principal dentro del sistema de indicación y registro?. System Data Acquisition Concentrator; se encarga de adquirir datos de los sistemas de la aeronave y enviarlos a los FWC y DMC. Serial Digital Analog Computer; se encarga de convertir señales digitales en presiones neumáticas para el Six Pack. Signal Display Auxiliary Controller; gestiona la iluminación de fondo de las pantallas de cristal líquido de la cabina. Secondary Data Automation Center; procesa la información meteorológica del radar hacia el Navigation Display.

El estándar de transmisión de datos ARINC 429 es el protocolo utilizado para la comunicación digital entre estos sistemas. ¿Cómo se define físicamente el bus de datos ARINC 429?. Es un bus de comunicación bidireccional que utiliza un cable coaxial blindado de alta frecuencia. Es un bus de comunicación unidireccional que utiliza un par de cables trenzados y blindados (Shielded Twisted Pair). Es una red de fibra óptica conectada en una configuración de anillo cerrado. Es una conexión inalámbrica de corto alcance que opera en la banda de microondas.

En el protocolo ARINC 429, ¿cuántos transmisores y cuántos receptores se permiten conectar como máximo en un solo bus de datos de un canal?. Se permiten múltiples transmisores (hasta 20) y un solo receptor por línea. Se permite un solo transmisor y un número ilimitado de receptores en paralelo. Se permite un solo transmisor y un máximo de 20 receptores conectados a la línea. Se permiten dos transmisores en modo espejo y un máximo de 10 receptores esclavos.

¿Cuál es la estructura digital y el tamaño exacto de una palabra de datos (Data Word) transmitida bajo el estándar ARINC 429?. Consta de un bloque variable de entre 16 y 64 bits según la prioridad de la computadora. Es una palabra de longitud fija de 32 bits de tamaño. Es un paquete de datos asincrónico estructurado en un formato fijo de 8 bytes (64 bits). Es una cadena continua de bits de inicio (start bits) seguidos de 12 bits de información técnica.

El estándar ARINC 429 define dos velocidades de transmisión de datos (Data Rates) para su operación en las aeronaves. ¿Cuáles son estos dos rangos de velocidad específicos?. Velocidad baja de 1 a 5 kbps y velocidad alta de 50 a 100 kbps. Velocidad baja de 12.5 kbps y velocidad alta de 100 kbps. Velocidad estándar de 9600 bps y velocidad de ráfaga de 2.4 Mbps. Velocidad baja de 4800 bps y velocidad alta de 64 kbps.

Con respecto a los niveles de voltaje utilizados en el protocolo ARINC 429 para representar los estados lógicos, ¿qué valores de voltaje diferencial corresponden a un "1" lógico (HI), a un "0" lógico (LO) y al estado Nulo (Null)?. HI: +10V (+5V a +13V); LO: -10V (-5V a -13V); NULL: 0V (+2.5V a -2.5V). HI: +5V; LO: 0V; NULL: +2.5V constantes. HI: +28V de corriente directa; LO: 0V; NULL: desbalanceado por resistencia de línea. HI: +115V de corriente alterna; LO: -115V; NULL: 0V en la barra estática.

¿Cuál es el código de formato o tipo de modulación que se utiliza para la transmisión de las señales eléctricas en el bus ARINC 429?. Modulación por Ancho de Pulso (PWM) con retorno a cero. Código NRZ (Non-Return-to-Zero) simétrico. Formato Bipolar con Retorno a Cero (Bipolar Return to Zero - BPRZ). Modulación por Desplazamiento de Frecuencia (FSK) diferencial.

En la configuración eléctrica normal de la aeronave, ¿de qué barras eléctricas específicas se alimentan los sistemas concentradores SDAC 1 y SDAC 2 para garantizar su redundancia?. El SDAC 1 se alimenta de la barra de baterías (BAT BUS) y el SDAC 2 de la barra normal AC BUS 2. El SDAC 1 se alimenta de la barra AC BUS 1 y el SDAC 2 se alimenta de la barra AC BUS 2. Ambos concentradores se alimentan en paralelo exclusivamente desde la barra de emergencia DC ESS BUS. Se alimentan directamente del generador de imanes permanentes del motor izquierdo.

Si ocurre una falla eléctrica mayor donde se pierde la alimentación de los generadores principales (AC BUS 1 y AC BUS 2 desenergizadas), ¿cómo cambia la alimentación de los SDAC y qué pantallas se mantienen operando tras el despliegue de la RAT (Ram Air Turbine)?. El SDAC 1 pierde energía permanentemente; se apagan todas las pantallas de cabina excepto el PFD del Primer Oficial. Los SDAC quedan inoperantes por completo; el sistema cambia automáticamente al uso exclusivo de los instrumentos analógicos del Six Pack. El SDAC 1 pasa a ser alimentado por la barra de emergencia AC ESS BUS (manteniéndose operativo); en cabina se retienen las pantallas PFD 1, ND 1 y el Upper ECAM (EWD). El SDAC 2 se conecta a las baterías del inversor estático; en cabina se retienen únicamente las pantallas del Primer Oficial y el Lower ECAM.

Durante una condición de emergencia eléctrica en vuelo con la RAT desplegada, el sistema implementa lógicas de desprendimiento de carga (shedding) al momento del aterrizaje. ¿Qué sucede con la alimentación del EIS cuando la aeronave reduce su velocidad por debajo de los 100 nudos en la carrera de aterrizaje?. Se apagan todas las pantallas restantes de forma inmediata para proteger las baterías. El sistema apaga el ND 1 (Navigation Display 1), quedando operativos únicamente el PFD 1 y el Upper ECAM. El sistema transfiere el control al DMC 3 para encender las pantallas del Primer Oficial. Las pantallas aumentan su brillo al máximo de manera automática usando la energía remanente de los capacitores.

Siguiendo con la lógica de emergencia eléctrica durante el aterrizaje, ¿qué ocurre con el sistema de indicación cuando la velocidad de la aeronave cae por debajo de los 50 nudos?. Se reactiva el ND 1 gracias a la desconexión del sistema de frenos automáticos. Se pierden (se apagan) las pantallas restantes (PFD 1 y Upper ECAM), dejando a la tripulación sin indicaciones del EIS en ese punto. El sistema ECAM cambia automáticamente al modo de visualización de la página de estado (Status Page). Las computadoras FWC generan una alarma auditiva continua del tipo "Cavalry Charge".

Utilizando la MCDU (Multifunction Control Display Unit) en tierra, ¿a qué funciones y mensajes del sistema de indicación y registro tiene acceso el personal de mantenimiento?. Permite la reprogramación directa de los bits de datos de las palabras ARINC 429 de los actuadores de control de vuelo. Da acceso a los mensajes de falla del CFDS (Centralized Fault Display System) de todos los sistemas de indicación/registro, así como a pruebas específicas de BITE (Built-In Test Equipment). Permite borrar de forma definitiva el registro de las últimas 25 horas almacenado en el grabador de vuelo SSFDR. Modifica los umbrales de disparo de las alertas ámbar generadas por los SDAC.

Con respecto a la arquitectura y conmutación de pantallas en los bloques del EIS, ¿a qué componentes específicos da acceso cada uno de los tres bloques (EIS 1, EIS 2 y EIS 3) según las pruebas de mantenimiento?. EIS 1 da acceso a DMC 1, PFD 1, ND 1, Upper ECAM y Lower ECAM; EIS 2 da acceso a DMC 2, PFD 2 y ND 2; EIS 3 da acceso a DMC 3. EIS 1 da acceso a FWC 1; EIS 2 da acceso a FWC 2; EIS 3 da acceso a ambos concentradores SDAC de forma simultánea. EIS 1 controla el lado del Capitán; EIS 2 controla el lado del Primer Oficial; EIS 3 controla únicamente la impresora de cabina y el grabador DAR. EIS 1 gestiona las alertas visuales; EIS 2 gestiona los sonidos; EIS 3 gestiona los buses de datos de interconexión en "Y".