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Instrumentos de Vuelo

Introducción


Para volar con seguridad cualquier aeronave, un piloto debe entender cómo interpretar y operar los instrumentos de vuelo. El piloto también debe ser capaz de reconocer errores y mal funcionamiento de estos instrumentos. En este capítulo se aborda el sistema pitot-estática y los instrumentos asociados, el sistema de vacío y los instrumentos relacionados, instrumentos giroscópicos, y la brújula magnética. Cuando el piloto entiende cómo funciona cada instrumento y reconoce cuando un instrumento está funcionando mal, puede utilizar de forma segura los instrumentos a su máximo potencial.





Instrumentos de Vuelo Pitot- Estática


El sistema de pitot-estática es un sistema combinado que utiliza la presión estática del aire, y la presión dinámica debida al movimiento de la aeronave por el aire. La combinación de estas presiones se utiliza para el funcionamiento del indicador de velocidad aerodinámica (ASI), el altímetro, y el indicador de velocidad vertical (VSI). [Figura 7-1]




Cámara de presión de impacto y líneas



El tubo Pitot se utiliza para medir las presiones totales combinadas que están presentes cuando una aeronave se mueve a través del aire. La presión estática, también conocida como presión ambiente, está siempre presente ya sea que la aeronave esté en movimiento o en reposo.


Se trata simplemente de la presión barométrica en el área local. La presión dinámica sólo está presente cuando una aeronave está en movimiento; por lo tanto, se puede considerar como una presión debida al movimiento. El viento también genera presión dinámica. No importa si el avión se mueve a través de aire en reposo a 70 nudos o si la aeronave se enfrenta a un viento con velocidad de 70 nudos, se genera la misma la presión dinámica.



Cuando el viento sopla desde un ángulo menor a 90º de la nariz de la aeronave, la presión dinámica se puede ver en el ASI (AirSpeed Indicator). El viento en movimiento a través de un perfil a 20 nudos es el mismo que si la aeronave se mueve a través de aire en calma a 20 nudos. El tubo Pitot capta la presión dinámica, así como la presión estática que siempre está presente.



El tubo Pitot tiene una pequeña abertura en la parte delantera que le permite a la presión total entrar en la cámara de presión. La presión total se compone de la presión dinámica más la presión estática. Además del agujero más grande en la parte delantera del tubo pitot, hay un pequeño agujero en la parte posterior de la cámara, que permite que la humedad drene del sistema cuando la aeronave encuentra precipitación. Ambas aberturas del tubo pitot deben ser controladas antes del vuelo para asegurar que ninguna está bloqueada.


Muchas aeronaves tienen fundas de tubo pitot instaladas cuando se detienen durante largos períodos de tiempo. Esto ayuda a mantener a los insectos y otros objetos que se atasquen en la abertura del tubo Pitot.


El instrumento que utiliza el tubo pitot es el anemómetro o velocímetro (ASI). La presión total se transmite desde la cámara de presión del tubo Pitot al anemómetro a través de un tubo pequeño. La presión estática se entrega al lado opuesto del ASI que sirve

para anular las dos presiones estáticas, dejando de ese modo la presión dinámica que se indicará en el instrumento. Cuando cambia la presión dinámica, el ASI muestra un aumento o disminución, que corresponde a la dirección del cambio. Los dos instrumentos restantes (altímetro y variómetro) utilizan sólo la presión estática derivada de la toma estática.



Cámara de presión estática y líneas



La cámara estática se ventila a través de pequeños agujeros al aire libre sin perturbaciones en los lados de la aeronave. Al cambiar la presión atmosférica, la presión es capaz de moverse libremente dentro y fuera de los instrumentos a través de pequeñas líneas que conectan los instrumentos con el sistema estático. Una fuente de presión estática alternativa se proporciona en algunas aeronaves para proveer presión estática si la fuente de presión estática primaria se bloquea. La fuente estática alternativa se encuentra normalmente en el interior de la cabina de vuelo. Debido al efecto venturi del aire que fluye alrededor del fuselaje, la presión de aire dentro de la cabina de vuelo es inferior a la presión exterior.


Cuando se utiliza la presión estática alternativa, se observan las siguientes indicaciones de instrumentos:


1. El altímetro indica una altura ligeramente superior a la real.

2. El ASI indica una velocidad mayor que la velocidad real.

3. El VSI muestra un ascenso momentáneo y luego se estabiliza si la altitud se mantiene constante.


Cada piloto es responsable de consultar el Manual de vuelo de la aeronave (AFM) o el Manual de Operaciones del Piloto (POH) para determinar la cantidad de error introducido en el sistema cuando se utiliza la fuente estática alternativa. En una aeronave no equipada con aire estático alternativo, un método para introducir presión estática en el sistema si ocurre un bloqueo es romper el vidrio del VSI. Esto hace inoperativo al variómetro (VSI). La razón para elegir el VSI como el instrumento para romper es que es el instrumento menos importante para el vuelo.



Altímetro



El altímetro es un instrumento que mide la altura de una aeronave por encima de un nivel de presión dado.


Los niveles de presión se discuten en detalle más adelante. Puesto que el altímetro es el único instrumento capaz de indicar altitud, este es uno de los instrumentos más vitales instalados en una aeronave.


Para utilizar eficazmente el altímetro, el piloto debe comprender el funcionamiento del instrumento, así como los errores asociados con el altímetro y cómo afecta cada uno a la indicación.


El componente principal del altímetro son una pila de cápsulas aneroides selladas. Una cápsula aneroide es una cápsula sellada que es vaciada a una presión interna de 29,92 pulgadas de mercurio (29,92 "Hg o 1013 mb). Estas cápsulas son libres de expandirse y contraerse con los cambios en la presión estática. Una mayor presión estática comprime las cápsulas. Una presión estática inferior (menos de 29,92 "Hg) permite que las cápsulas se expandan. Una unión mecánica conecta el movimiento de las cápsulas a las agujas del indicador, que traduce la compresión de las cápsulas en un descenso de la altitud y traduce una expansión de las cápsulas en un aumento de la altitud. [Figura 7-2]






Note cómo la presión estática se introduce en la parte trasera de la caja sellada del altímetro. La cámara exterior del altímetro está sellada, lo cual permite que la presión estática rodee las cápsulas aneroides. Si la presión estática es mayor que la presión en las cápsulas aneroides (29,92 "Hg), las cápsulas se comprimen hasta que la presión en el interior de las cápsulas es igual a la presión estática que las rodea.


Contrariamente, si la presión estática es menor que la presión en el interior de las cápsulas, las cápsulas pueden expandirse lo que aumenta el volumen. La expansión y contracción de las cápsulas mueven la articulación mecánica, que mueve las agujas en la esfera del altímetro.




Principio de operación


El altímetro de presión es un barómetro aneroide que mide la presión de la atmósfera en el nivel donde se encuentra el altímetro, y presenta una indicación de altitud en pies. El altímetro utiliza la presión estática como su fuente de operación. El aire es más denso al nivel del mar que en altura; a medida que aumenta la altitud, disminuye la presión atmosférica. Esta diferencia de presión en los distintos niveles hace que el altímetro indique cambios de altitud.



La presentación de la altitud varía considerablemente entre los diferentes tipos de altímetros. Algunos tienen una aguja mientras que otros tienen dos o más. Sólo se describe en este manual el tipo de varias agujas. El dial o esfera de un altímetro típico se gradúa con números dispuestos en sentido horario desde cero a nueve. El movimiento del elemento aneroide se transmite a través de engranajes a las tres agujas que indican la altitud. La aguja más fina indica la altitud en decenas de miles de pies, la aguja más corta en miles de pies y la aguja más larga de cientos de pies.


Esta altitud indicada es correcta, sin embargo, sólo cuando la presión barométrica del nivel del mar es estándar (29.92 "Hg o 1013 mb), la temperatura del aire al nivel del mar es estándar (15 grados Celsius), y la presión y la temperatura disminuyen a una velocidad estándar con un aumento en la altitud. Ajustes para presiones no estándar se consiguen estableciendo la presión corregida en una escala barométrica situada en la esfera del altímetro. La ventana de la presión barométrica es referida a veces como ventana Kollsman; sólo después de ser establecido el altímetro indica la altitud correcta. La palabra "correcta" tendrá

que ser explicada mejor cuando se refiera a los tipos de altitudes, pero se usa comúnmente en este caso para

referirse a la altitud aproximada sobre el nivel del mar.


En otras palabras, la altitud indicada se refiere a la altitud leída que está sin corregir, después de que el ajuste de la presión barométrica se marca en la ventana Kollsman. Los tipos adicionales de altitudes se explican con más detalle más adelante.



Efecto de la presión y temperatura no estándar


Es fácil de mantener una altura constante por encima del suelo si la presión barométrica y la temperatura se

mantienen constantes, pero esto raramente es el caso.


La temperatura y la presión pueden cambiar entre el despegue y el aterrizaje, incluso en un vuelo local. Si estos cambios no son tomados en consideración, el vuelo se convierte en peligroso.


Si los altímetros no pudieran ser ajustados para una presión no estándar, podría ocurrir una situación peligrosa. Por ejemplo, si un avión vuela desde un área de alta presión a una zona de baja presión sin ajustar el altímetro, se mostrará una altitud constante, pero la altura real de la aeronave por encima del suelo sería menor que la altura indicada. Por el contrario, si un avión vuela de una zona de baja presión a una zona de alta presión sin un ajuste del altímetro, la altitud real de la aeronave es superior a la altitud indicada. Una vez en vuelo, es importante obtener frecuentemente los reglajes de altímetro en ruta para asegurar que se está a salvo del terreno y obstrucciones.


Muchos altímetros no disponen de un medio preciso de ajustarse para presiones barométricas de más de 31,00 pulgadas de mercurio ("Hg). Cuando el altímetro no puede ajustarse para una presión más alta, la altitud real del avión será más alta que la indicación del altímetro. Cuando se producen condiciones de presión barométrica baja (menos de 28,00), no se recomiendan las operaciones de vuelo de las aeronaves que no pueden establecer el ajuste altimétrico actual.


Los ajustes para compensar por presión no estándar no compensan la temperatura no estándar. Puesto que el aire frío es más denso que el aire caliente, al operar en temperaturas que son más frías que el estándar, la altitud es menor que la indicación del altímetro. [Figura 7-3]



La magnitud de esta "diferencia" determina la magnitud del error. La diferencia debido a temperaturas más frías es la que preocupa al piloto.




Cuando se vuela en una masa de aire más fría manteniendo una altitud indicada constante, la altitud verdadera es menor. Si el terreno o los obstáculos son un factor en la selección de una altitud de crucero, sobre todo en terreno montañoso, recuerde anticipar que una temperatura menor que la estándar coloca a la aeronave más abajo que la indicación del altímetro. Por lo tanto, una mayor altitud indicada puede ser necesaria para proporcionar la adecuada separación del terreno.


Cuando el aire es más caliente que el estándar, la aeronave está más alta que la altitud indicada. Las correcciones de altitud por temperatura se pueden calcular en el computador de vuelo.


Las temperaturas extremadamente frías también afectarán las indicaciones del altímetro. La figura 7-4, que se deriva de las fórmulas de la OACI, indica la cantidad de error que puede existir cuando la temperatura es muy fría.






Ajuste del Altímetro



La mayoría de los altímetros están equipados con una ventana de ajuste de la presión barométrica (o ventana Kollsman) proporcionando un medio para ajustar el altímetro. Una perilla se encuentra en la parte inferior del instrumento para este ajuste.


Para ajustar el altímetro por variación en la presión atmosférica, la escala de presión en la ventana de ajuste del altímetro, calibrada en pulgadas de mercurio ("Hg) y/o milibares (mb), se ajusta para que coincida con el reglaje del altímetro dado. El ajuste del altímetro se define como la presión de la estación reducida al nivel del mar, pero, un ajuste de altímetro es preciso solo en las proximidades de esa estación. Por lo tanto, el altímetro debe ser ajustado al progresar el vuelo desde una estación a la siguiente. El control de tráfico aéreo (ATC) informará al actualizar la configuración del altímetro. Si un piloto no utiliza asistencia del ATC, reglajes locales del altímetro se pueden obtener de sistemas automatizados de observación (AWOS/ ASOS) o servicio de información automáticos (ATIS).



Muchos pilotos confían que el ajuste actual del altímetro compense las irregularidades de la presión atmosférica a todas las altitudes, pero esto no es siempre cierto. El ajuste del altímetro por transmitido por estaciones terrestres es la presión de la estación

corregida al nivel medio del mar. No tiene en cuenta las irregularidades en niveles superiores, en particular el efecto de la temperatura no estándar.


Si cada piloto en un área dada utiliza el mismo ajuste de altímetro, cada altímetro debe estar afectado igual por errores de variación de la temperatura y la presión, haciendo posible mantener la separación vertical deseada entre aeronaves. Esto sin embargo no garantiza la separación vertical. Todavía es imperativo mantener una exploración visual por tráfico aéreo.


Al volar sobre terreno elevado y montañoso, ciertas condiciones atmosféricas causan que el altímetro indique una altitud de 1.000 pies o más por encima de la altitud real. Por esta razón, un margen generoso de altitud debe ser permitido, no sólo por posible error del altímetro, sino también por posibles corrientes descendentes asociadas con vientos en altura.


Para ilustrar el uso del sistema de reglaje de altímetro, imagine un vuelo desde Paraná, a Córdoba, vía San Francisco. Antes de despegar de Paraná, el piloto recibe un ajuste de altímetro de 29,85 "Hg desde la torre de control, y establece este valor en la ventana de configuración del altímetro. La indicación del altímetro debe ser comparada con la elevación conocida del aeropuerto de 242 pies. Como la mayoría de los altímetros no están perfectamente calibrados, puede existir un error.


Cuando llega a San Francisco, suponga que el piloto recibe un ajuste de 29,94 "Hg y pone esto en la ventana del altímetro. Antes de entrar en el circuito de tránsito en Córdoba, recibe de la Torre de Control un nuevo reglaje del altímetro de 29,69 "Hg, y ajusta la ventana de configuración del altímetro. Si el piloto quiere volar el circuito a unos 1.000 pies sobre el terreno, y la

elevación de Córdoba es de 1.604 pies, debe mantenerse una altitud de 2.600 pies indicada (1.604 pies + 1.000 pies = 2.604 pies, redondeado a 2.600).


Se debe enfatizar la importancia de ajustar el altímetro correctamente. Suponga que el piloto no ajusta el altímetro a la configuración actual en Córdoba y continuó utilizando el ajuste de San Francisco de 29,94"Hg. Al entrar en el circuito de tránsito de Córdoba a

una altitud indicada de 2.600 pies, el avión estará aproximadamente 250 pies por debajo de la altitud de circuito adecuada. Al aterrizar, el altímetro indicaría aproximadamente 250 pies más alto que la elevación del aeródromo.


Ajuste de altímetro San Francisco 29,94

Ajuste de altímetro Córdoba 29,69

Diferencia 0,25



(Dado que 1 pulgada de presión es aproximadamente igual a 1.000 pies de altura, 0,25 x 1.000 pies = 250

pies).


Al determinar si se debe agregar o restar la cantidad de error de altímetro, recuerde que, cuando la presión real es menor a la establecida en la ventana del altímetro la altitud real de la aeronave es inferior a la indicada en el altímetro.


El siguiente es otro método de cálculo de la desviación de altitud. Empiece restando el ajuste altimétrico actual de 29,94 "Hg. Siempre recuerde colocar el ajuste original arriba. Luego reste el ajuste altimétrico actual.


Ajuste de altímetro San Francisco 29,94

Ajuste de altímetro Córdoba 29,69

29,94 - 29,69 = Diferencia 0,25



(Dado que 1 pulgada de presión es aproximadamente igual a 1.000 pies de altura, 0,25 x 1.000 pies = 250 pies). Siempre restar el número de la altitud indicada.


2,600 - 250 = 2.350


Ahora, intente un ajuste de presión más bajo. Ajuste el altímetro de 29,94 a 30,56 "Hg.


Ajuste de altímetro San Francisco 29,94

Ajuste de altímetro 30,56

29,94 - 30,56 = Diferencia -0,62


(Dado que 1 pulgada de presión es aproximadamente igual a 1.000 pies de altura, 0,62 x 1.000 pies = 620 pies). Siempre restar el número de la altitud indicada.


2,600 - (-620) = 3220


El piloto estará 620 pies más alto.


Note que la diferencia es un número negativo.


Comenzando con la altitud actual indicada de 2.600 pies, restar un número negativo es igual que la adición de los dos números. Al utilizar este método, un piloto debe ser capaz de entender mejor lo que está sucediendo con la altitud de la aeronave. Este método siempre produce el resultado correcto y le dice a un piloto cual es la altitud y en qué sentido. (Las consecuencias de no entender donde se encuentran los errores y en qué sentido son importantes para un vuelo seguro.) Si la altura es menor que el realmente indicada, un avión podría estar en peligro de chocar contra un obstáculo.



Operación del Altímetro



Hay dos métodos para mover las agujas del altímetro.


El primero es un cambio en la presión de aire, mientras que el otro es un ajuste a la escala barométrica. Cuando la aeronave asciende o desciende, el cambio de presión dentro de la caja del altímetro expande o contrae el barómetro aneroide. Este movimiento se transmite a través de uniones mecánicas para girar las agujas.


Un descenso en la presión hace que el altímetro indique un aumento en altitud, y un aumento de la presión hace que el altímetro indique una disminución de la altitud. En consecuencia, si la aeronave está en el suelo con un nivel de presión de 29,98 "Hg y la presión cambia a 29,68" Hg, el altímetro mostrará un aumento de altura de aproximadamente 300 pies. Este cambio de presión es más notable cuando la aeronave se deja estacionada durante la noche. A medida que la presión disminuye, el altímetro interpreta esto como un ascenso. El altímetro indica una altitud por encima de la elevación del aeródromo. Si el ajuste de la presión barométrica se restablece a la configuración actual del altímetro de 29,68 "Hg, entonces se indica de nuevo la elevación del aeródromo en el altímetro.


Este cambio de presión no es tan fácil de notar en vuelo ya que las aeronaves vuelan a altitudes específicas. Con el ejemplo de la sección anterior el avión disminuye constantemente la altitud real mientras se mantiene constante el altímetro por la acción piloto.


Conocer la altitud del avión es de vital importancia para un piloto. El piloto debe estar seguro de que la aeronave está volando lo suficientemente alto como para evitar el terreno u obstrucción más alta a lo largo de la ruta prevista. Es especialmente importante tener información de la altitud exacta cuando la visibilidad es limitada. Para evitar obstrucciones, el piloto debe estar constantemente consciente de la altitud de la aeronave y la elevación del terreno circundante. Para reducir la posibilidad de una colisión en el aire, es esencial mantener la altitud de acuerdo con las normas de tránsito en el aire. .



Tipos de Altitud


La altitud en sí misma es un término relevante sólo cuando se indica específicamente a qué tipo de altitud se refiere el piloto.

Normalmente, cuando se utiliza el término la altitud, se refiere a la altitud sobre el nivel del mar dado que esta es la altitud que se usa para representar obstáculos y el espacio aéreo, así como para separar el tránsito aéreo.


La altitud es la distancia vertical por encima de un cierto punto o nivel utilizado como referencia. Hay tantas clases de altitud como niveles de referencia desde donde medir la altitud, y cada una puede ser usada por razones específicas. Los pilotos se refieren principalmente a cinco tipos de altitudes:


1. Altitud indicada: leída directamente del altímetro (sin corregir) cuando se establece el ajuste altimétrico actual.


2. Altitud verdadera: distancia vertical de la aeronave por encima del nivel del mar, la altitud real. A menudo se expresa en pies sobre el nivel medio del mar (MSL). Las elevaciones de los aeropuertos, terrenos y obstáculos en las cartas aeronáuticas son alturas verdaderas.


3. Altitud absoluta: distancia vertical de un avión sobre el terreno, o por encima del nivel del suelo (AGL).


4. Altitud de presión: la altitud indicada cuando la ventana de configuración del altímetro (escala barométrica) se ajusta a 29,92 "Hg o 1013 mb.


Esta es la altitud por encima del plano de referencia estándar, que es un plano teórico donde la presión de aire (corregida a 15 °C) es igual a 29,92 "Hg. La altitud de presión se utiliza para calcular la altitud de densidad, la altitud verdadera, velocidad verdadera (TAS), y otros datos de rendimiento.



5. Altitud de densidad: altitud de presión corregida por las variaciones de temperatura estándar.


Cuando las condiciones son estándar, la altitud de presión y la altitud de densidad son las mismas. Si la temperatura está por encima de estándar, la altitud de densidad es mayor que la altitud de presión. Si la temperatura es inferior a la estándar, la altitud de densidad es inferior a la altitud de presión. Esta es una altitud importante, ya que está directamente relacionada con el rendimiento del avión.


Un piloto debe entender como el rendimiento de la aeronave está directamente relacionado con la densidad del aire. La densidad del aire afecta la cantidad de potencia que produce un motor normalmente aspirado, así como cuan eficientes son los perfiles alares. Si hay menos moléculas de aire (baja presión) para acelerar a través de la hélice, la aceleración a la velocidad de rotación es más larga y por lo tanto produce una carrera de despegue más larga, que se traduce en una disminución del rendimiento.



Como ejemplo, considere un aeropuerto con una elevación de 5.048 pies MSL donde la temperatura estándar es de 5 ° C. Bajo estas condiciones, la altitud de presión y la altitud de densidad son las mismas, 5.048 pies. Si la temperatura cambia a 30 °C, la altitud de densidad aumenta a 7.855 pies. Esto significa que la aeronave se comporta en el despegue como si la elevación del aeródromo fuera de 7.855 pies a temperatura estándar. A la inversa, una temperatura de -25 °C da lugar a una altitud de densidad de 1.232 pies.


La aeronave se comportará mucho mejor en estas condiciones.


Inspección del instrumento


Antes de cada vuelo, un piloto debe examinar el altímetro por indicaciones apropiadas con el fin de verificar su validez. Para determinar las condiciones de un altímetro, establezca la escala barométrica actual al ajuste altimétrico informado por cualquier fuente confiable. Las agujas del altímetro indicarán la elevación del aeropuerto. Si la indicación difiere en más de 75 pies de la elevación del aeródromo, el instrumento debe ser llevado a un taller de reparación certificado para su re calibración.



Indicador de velocidad vertical o variómetro (VSI)



El indicador de velocidad vertical (VSI) o variómetro, indica si la aeronave está ascendiendo, descendiendo o en vuelo nivelado. La velocidad de ascenso o descenso se indica en pies por minuto (fpm). Si está bien calibrado, el VSI indica cero en vuelo nivelado. [Figura 7-5]






Principio de operación


Aunque el VSI opera únicamente con presión estática, es un instrumento de presión diferencial. Contiene un diafragma con engranajes y uniones a la aguja del indicador dentro de una caja hermética. El interior del diafragma se conecta directamente a la toma estática del sistema pitot-estático. La zona fuera del diafragma, que está en el interior de la caja del instrumento, también está conectada a la toma estática, pero a través de un orificio de restricción (calibrado).


Tanto el diafragma como la caja reciben aire de la toma estática a la presión atmosférica existente. El diafragma recibe aire sin restricciones mientras que la caja recibe la presión estática a través del calibre. Cuando la aeronave está en tierra o en vuelo nivelado, las presiones en el interior del diafragma y la caja del instrumento son iguales y la aguja indica cero. Cuando la aeronave asciende o desciende, la presión en el diafragma cambia inmediatamente, pero debido a la acción de restricción del orificio calibrado, la presión de la caja sigue siendo mayor o menor durante un corto tiempo, haciendo que el diafragma se contraiga o se expanda. Esto causa una diferencia de presión que se indica en la aguja del instrumento como un ascenso o descenso.


Cuando la presión diferencial se estabiliza en una relación definida, la aguja indica la velocidad de cambio de altitud.

El variómetro muestra dos tipos diferentes de información:


• La información de tendencia muestra una indicación inmediata de un aumento o disminución en la velocidad de ascenso o de descenso de la aeronave.

• La información sobre velocidad muestra un cambio de altura a velocidad estabilizada.


La información sobre la tendencia es la dirección del movimiento de la aguja del VSI. Por ejemplo, si una aeronave mantiene vuelo nivelado y el piloto tira hacia atrás el mando causando que la nariz de la aeronave se eleve, la aguja del VSI se mueve hacia arriba para indicar un ascenso. Si la actitud de cabeceo se mantiene constante, la aguja se estabiliza después de un corto período de tiempo (6-9 segundos) e indica la velocidad de ascenso en cientos de pies por minuto. El período de tiempo desde el cambio inicial en la velocidad de ascenso, hasta que el VSI muestra una indicación precisa de la nueva velocidad, se llama retraso. Una técnica de control tosca y la turbulencia pueden extender el período del retraso y causar indicaciones erráticas e inestables. Algunos aviones están equipados con un indicador de velocidad vertical instantánea (IVSI), que incorpora acelerómetros para compensar el retraso en el variómetro típico. [Figura 7-6]





Inspección del instrumento


Como parte de una inspección previa al vuelo, se debe establecer el funcionamiento correcto del VSI.


Asegúrese de que el VSI indica casi cero antes de abandonar la plataforma y de nuevo antes del despegue. Si el VSI indica algo distinto de cero, dicha indicación puede ser referida como la marca cero.


Normalmente, si la aguja no está exactamente en cero, está ligeramente por encima o por debajo de la línea cero. Después del despegue, el VSI debe moverse hacia arriba para indicar un ascenso positivo y luego, una vez que se logra un régimen de ascenso estable, se puede leer la velocidad de ascenso.



Velocímetro o Indicador de velocidad (ASI)



El ASI es un indicador de presión diferencial sensible, que mide e indica rápidamente la diferencia de presión entre el tubo de Pitot (presión de impacto/dinámica) y la presión estática. Estas dos presiones son iguales cuando el avión está parado en el suelo en aire en calma. Cuando la aeronave se mueve a través del aire, la presión en el tubo pitot se hace mayor que la presión en la toma estática. Esta diferencia de presión es registrada por la aguja en la esfera del instrumento, que se calibra en millas por hora, nudos (millas náuticas por hora), o ambas. [Figura 7-7]





El ASI (velocímetro o anemómetro) es el único instrumento que utiliza tanto el tubo de Pitot, como el sistema estático. El ASI introduce la presión estática en la caja del velocímetro, mientras que la presión Pitot (dinámica) se introduce en el diafragma. La presión dinámica expande o contrae un lado del diafragma, que está conectado al sistema indicador. El sistema acciona la conexión mecánica y la aguja del velocímetro.


Así como las altitudes, también hay múltiples tipos de velocidades aerodinámicas. Los pilotos deben estar muy familiarizados con cada tipo.


• Velocidad indicada (IAS): es la obtenida directamente del ASI, sin corregir por variaciones en la densidad atmosférica, errores de instalación, o error del instrumento. Los fabricantes utilizan esta velocidad como la base para determinar el rendimiento del avión. Las velocidades de despegue, aterrizaje, y pérdida que figuran en el manual son velocidades indicadas y normalmente no varían con la altitud o la temperatura.



• Velocidad calibrada (CAS): IAS corregida por error de instalación y error del instrumento.


Aunque los fabricantes intentan mantener los errores de velocidad en un mínimo, no es posible eliminar todos los errores en todo el rango de velocidades de operación. A ciertas velocidades y con ciertos ajustes de flaps, los errores en la instalación y en el instrumento pueden totalizar varios nudos. Este error es mayor generalmente a bajas velocidades. En crucero y mayores rangos de velocidad, IAS y CAS son aproximadamente las mismas. Consulte la tabla de calibración de la velocidad para corregir posibles errores de velocidad.


• Velocidad verdadera (TAS): CAS corregida por altitud y temperatura no estándar. Debido a que la densidad del aire disminuye con el aumento de altitud, un avión debe volar más rápido a mayores altitudes para producir la misma diferencia de presión entre la presión de impacto y la estática. Por lo tanto, para una determinada CAS, la TAS aumenta a medida que aumenta la

altitud; o para una determinada TAS, la CAS disminuye a medida que aumenta la altitud. Un piloto puede encontrar la TAS por dos métodos.


El método más exacto es utilizar un computador de vuelo. Con este método, la CAS se corrige por variaciones de temperatura y presión usando de la escala de corrección de velocidad en el computador. También están disponibles computadores de vuelo electrónicos extremadamente precisos. Sólo debe ingresar la CAS, altitud, presión y temperatura, y el computador calcula la TAS. Un segundo método proporciona una TAS aproximada. Debe añadir un 2 por ciento a la CAS por cada 1.000 pies de altitud. La TAS es la velocidad que se utiliza para la planificación del vuelo y se utiliza cuando se presenta un plan de vuelo.


• Velocidad sobre tierra (GS): la velocidad real del avión con relación al suelo. Es la TAS ajustada por el viento. La GS disminuye con viento de frente, y aumenta con viento de cola.



Marcas del velocímetro


Las aeronaves que pesen 5.700 kilos o menos, construidas a partir de 1945, y certificadas por la FAA, están obligadas a tener velocímetros marcados de acuerdo con un sistema de marcado estándar por colores. Este sistema de marcas codificadas por colores permite a un piloto determinar de un vistazo ciertas limitaciones de velocidad que son importantes para la operación segura de la aeronave. Por ejemplo, si durante la ejecución de una maniobra, se observa que la aguja de velocidad está en el arco amarillo y se acerca rápidamente a la línea roja, la reacción inmediata debe ser reducir la velocidad.


Como se muestra en la Figura 7-8, el ASI en un monomotor incluye las siguientes marcas estándar de color:


• Arco blanco: conocido como el rango de operación del flap dado que el límite inferior representa la velocidad de pérdida con full flap y el límite superior proporciona la velocidad máxima con flap. Las aproximaciones y aterrizajes son generalmente a velocidade dentro del arco blanco.


• Límite inferior del arco blanco (VSO): velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo estable en configuración de aterrizaje. En aviones pequeños, esta es la velocidad de pérdida sin motor con peso máximo de aterrizaje en configuración de aterrizaje (tren y flaps abajo).






• Límite superior del arco blanco (VFE): la velocidad máxima con los flaps extendidos.


• Arco vede: el rango de funcionamiento normal de la aeronave. La mayor parte de vuelo se produce dentro de este rango.


• Límite inferior del arco verde (VS1): la velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo estable obtenida en una configuración especifica. Para la mayoría de las aeronaves, esta es la velocidad de pérdida sin motor con peso máximo al despegue en configuración limpia (tren arriba, si es retráctil, y flaps arriba).


• Límite superior del arco verde (VNO): la velocidad máxima estructural de crucero. No exceda esta velocidad, excepto en aire calmo.


• Arco amarillo: rango de precaución. Volar dentro de este intervalo sólo en aire calmo y, entonces, sólo con precaución.


• Línea roja (VNE): velocidad de nunca exceder. La operación por encima de esta velocidad está prohibida, ya que puede causar daños o roturas estructurales.



Otras Limitaciones de velocidad aerodinámica



Algunas limitaciones de velocidad importantes no están marcadas en el ASI, sino que se encuentran en carteles y en el AFM/POH.


Estas velocidades son:


• Velocidad de maniobra de diseño (VA): la velocidad máxima a la que se puede imponer el límite de carga estructural de diseño (ya sea por ráfagas o desviación completa de las superficies de control) sin causar daño estructural. Es importante tener en cuenta el peso cuando se hace referencia a esta velocidad. Por ejemplo,



VA puede ser de 100 nudos cuando un avión está muy cargado, pero sólo 90 nudos cuando la carga es ligera.


• Velocidad de operación del tren de aterrizaje (VLO): la velocidad máxima para extender o retraer el tren de aterrizaje si vuela un avión con tren de aterrizaje retráctil.


• Velocidad con tren de aterrizaje extendido (VLE): la velocidad máxima a la que puede volar con seguridad una aeronave con el tren de aterrizaje extendido.


• Velocidad de mejor ángulo de ascenso (VX): la velocidad a la que una aeronave gana la mayor altitud en una distancia dada. Se utiliza durante un despegue en campo corto para despejar un obstáculo.


• Velocidad de mejor régimen de ascenso (VY): la velocidad que proporciona la ganancia de mayor altitud en un período dado de tiempo.


• Mejor velocidad de ascenso con un solo motor (VYSE): la mejor velocidad de ascenso o mínima velocidad de descenso en un avión bimotor con un motor inoperativo. Se marca en el ASI con una línea azul. VYSE se conoce comúnmente como "línea azul".


• Velocidad mínima de control (VMC): la mínima velocidad de vuelo a la que puede ser controlado satisfactoriamente un bimotor liviano cuando un motor deja de funcionar y el motor restante está a potencia de despegue.



Inspección del instrumento


Antes del despegue, el ASI debe indicar cero. Sin embargo, si hay un viento fuerte que sopla directamente en el tubo de Pitot, el velocímetro puede leer más de cero. Al comenzar el despegue, asegúrese que la velocidad aumenta a un ritmo adecuado.




Bloqueo del sistema pitot-estática



Los errores casi siempre indican la obstrucción del tubo Pitot, la toma estática, o ambos. La obstrucción puede ser causada por la humedad (incluyendo hielo), suciedad, o incluso insectos. Durante la verificación previa, asegúrese de que retira la cubierta del tubo Pitot. Luego, compruebe el tubo Pitot y aberturas de la toma estática. Un tubo pitot bloqueado afecta la precisión del ASI, pero, un bloqueo de la toma estática no sólo afecta al ASI, sino también provoca errores en el altímetro y el VSI.



Sistema Pitot bloqueado


El sistema pitot se puede bloquear total o parcialmente si el orificio de drenaje del tubo pitot permanece abierto. Si el tubo Pitot se bloquea y su agujero de drenaje asociado permanece limpio, el aire de impacto ya no es capaz de entrar en el sistema pitot. El aire que está en el sistema escapa por el orificio de drenaje, y la presión restante cae a la presión ambiente (exterior).


Bajo estas circunstancias, la lectura del ASI disminuye a cero, porque el ASI no detecta diferencia entre la presión estática y la presión dinámica del aire. El ASI ya no funciona ya que la presión dinámica, no puede entrar al tubo de Pitot. La presión estática es capaz de igualar a ambos lados ya que el orificio de drenaje del tubo Pitot está todavía abierto. La aparente pérdida de velocidad no es instantánea, pero ocurre muy rápidamente. [Figura 7-9]





Si tanto la abertura del tubo pitot y el orificio de drenaje se obstruyen simultáneamente, entonces la presión en el tubo Pitot queda atrapada. No se observa ningún cambio en la indicación de velocidad si esta aumenta o disminuye. Si la toma estática está desbloqueada y la aeronave cambia de altitud, entonces se nota un cambio en el ASI. El cambio no se debe a un cambio en la velocidad, sino a un cambio en la presión estática. La presión total en el tubo Pitot no cambia debido a la obstrucción; sin embargo, la presión estática va a cambiar.



Debido a que las indicaciones de velocidad se basan en la presión estática y dinámica en conjunto, el bloqueo de cualquiera de estos sistemas afecta la lectura del ASI. Recuerde que el anemómetro tiene una cápsula en la que entra presión de aire dinámica. Detrás de esta cápsula hay una presión de referencia denominada presión estática que proviene de las tomas estáticas. La cápsula se presuriza contra esta presión estática y como resultado cambia la indicación de velocidad a través de las palancas y los indicadores. [Figura 7-10]





Por ejemplo, tome un avión y deténgalo a cero nudos a una altitud dada. Si la toma estática (que provee presión estática) y el tubo

Pitot (que provee presión dinámica) están sin obstrucciones, se puede sostener lo siguiente:


1. El ASI marca cero.

2. Debe haber una relación entre la presión dinámica y la estática. A velocidad cero, la presión dinámica y la presión estática es la

3. Debido a que la presión estática y dinámica del aire son iguales a la velocidad cero, con mayor velocidad la presión dinámica debe incluir dos componentes: presión estática y presión dinámica.


Se puede inferir que la indicación velocidad debe estar basada en una relación entre estas dos presiones, y de hecho es así. Un ASI utiliza presión estática como presión de referencia y, como resultado, la caja del ASI se mantiene a esta presión detrás de la cápsula.

Por otra parte, la presión dinámica a través del tubo Pitot está conectada a una cápsula muy sensible dentro de la caja del ASI.


Debido a que una aeronave sin movimiento (independientemente de la altitud) resulta en una velocidad cero, el tubo Pitot siempre proporciona presión estática además de la presión dinámica.


Por lo tanto, la indicación de velocidad es el resultado de dos presiones: la presión estática y dinámica del tubo Pitot dentro de la cápsula medida con respecto a la presión estática en la caja. ¿Qué significa esto si el tubo pitot se obstruye?


Si la aeronave desciende, la presión en el sistema pitot incluyendo la cápsula se mantendría constante. Está tapada y la cápsula está a una única presión. Pero al descender, la presión estática se incrementa respecto a la cápsula haciendo que se comprima lo que resulta en una indicación de velocidad que disminuye. A la inversa, si la aeronave asciende, la presión estática se reduce permitiendo que la cápsula se expanda, lo que muestra una indicación de mayor velocidad. [Figura 710]


El tubo Pitot puede bloquearse durante el vuelo debido a la humedad visible. Algunas aeronaves pueden estar equipadas con calentador del tubo Pitot para el vuelo en estas condiciones. Consulte el AFM/POH (manual del piloto) por procedimientos específicos sobre el uso de calentador del tubo Pitot.



Sistema estático bloqueado



Si se bloquea el sistema estático pero el tubo Pitot permanece limpio, el ASI sigue funcionando, sin embargo, no es preciso. El velocímetro indica una velocidad más baja que la real cuando la aeronave vuela por encima de la altura a la cual se bloqueó el

sistema estático, porque la presión estática atrapada es superior a la normal para esa altitud. Cuando se opera a una altitud inferior, se muestra una velocidad más rápida que la real debido a la presión estática relativa más baja atrapada en el sistema.


Volviendo a las relaciones que se usaron para explicar un tubo Pitot bloqueado, el mismo principio se aplica para una toma estática bloqueada. Si el avión desciende, aumenta la presión estática en el lado del tubo Pitot mostrando un aumento en velocidad. Esto suponiendo que la aeronave no aumenta su velocidad.



El aumento de la presión estática en el lado del tubo Pitot es equivalente a un aumento de la presión dinámica puesto que la presión no puede cambiar en el lado estático.


Si una aeronave comienza a subir después de que se bloquea la toma estática, la velocidad empieza a mostrar un descenso mientras el avión sigue en ascenso. Esto se debe a la disminución de la presión estática en el lado del tubo Pitot, mientras que la presión en el lado estática se mantiene constante.


Un bloqueo del sistema estático también afecta el altímetro y el variómetro. La presión estática atrapada hace que el altímetro se congele a la altitud donde se produjo el bloqueo. En el caso del VSI, un sistema estático bloqueado produce una indicación de cero

continua. [Figura 7-11]





Algunos aviones están equipados con una fuente estática alternativa en la cabina de vuelo. En el caso de una fuente estática bloqueada, la apertura de la fuente estática alternativa introduce presión estática de la cabina en el sistema. La presión estática de la cabina es menor que la presión estática exterior. Vea el manual del avión para las correcciones de velocidad cuando se utiliza la presión estática alternativa.






Pantalla de vuelo electrónica (EFD)



Los avances en las pantallas digitales y componentes electrónicos de estado sólido se han introducido en las cabinas de los aviones de la aviación general (GA).


Además de la mejora en la fiabilidad del sistema, que aumenta la seguridad en general, las pantallas de vuelo electrónicas (EFD, Electronic Flight Display) han disminuido el coste global del equipamiento de aeronaves con la instrumentación de última generación.


Los paquetes de instrumentación electrónica primarios son menos propensos a fallas que sus homólogos analógicos. Ya no es necesario que los diseñadores creen diseños desordenados de paneles para dar cabida a todos los instrumentos de vuelo necesarios. En su lugar pantallas de vuelo digitales múltiples combinan todos los instrumentos en una sola pantalla llamada pantalla de vuelo primaria (PFD, Primary Flight Display). Los tradicionales seis instrumentos se muestran ahora en una pantalla de cristal líquido (LCD).


Barra de velocidad


Configurado de manera similar a los diseños de panel tradicional, el ASI se encuentra en el lado izquierdo de


la pantalla y se muestra como una barra vertical de velocidad. A medida que aumenta la velocidad, los números mayores descienden desde la parte superior de la barra. La TAS se muestra en la parte inferior de la barra desde la sonda de temperatura de aire exterior a través de la computadora de datos del aire (ADC, Air


Data Computer). Las marcas de velocidad para VX, VY, y la velocidad de rotación (VR) se muestran para referencia del piloto. Una marca de velocidad adicional controlada por el piloto está disponible para fijar cualquier velocidad de referencia deseada. Al igual que en velocímetros analógicos tradicionales, la barra de velocidad electrónica muestra los rangos codificados en color para el rango de operación del flap, el rango normal, y el rango de precaución. [Figura 7-12] El valor del número cambia de color a rojo cuando la velocidad supera VNE para advertir al piloto que se superó el límite de velocidad máxima.





Indicador de actitud


Una mejora con respecto a los instrumentos analógicos es el indicador de actitud más grande en EFD. El horizonte artificial se extiende por toda el ancho de la PFD. [Figura 7-12] Este instrumento extendido ofrece una mejor referencia en todas las fases y maniobras del vuelo. El indicador de actitud recibe la información del Sistema de referencia rumbo y actitud (AHRS, Attitude Heading and Reference System).



Altímetro


El altímetro está situado en el lado derecho de la PFD. [Figura 7-12] A medida que aumenta la altitud, los números mayores descienden desde la parte superior de la barra de la pantalla, con la altitud actual mostrándose en la caja negra en el centro de la barra de la pantalla.


La altitud se muestra en incrementos de 20 pies. Indicador de velocidad vertical (VSI)


El VSI se muestra a la derecha de la barra del altímetro y puede tomar la forma de un indicador en arco o una barra de velocidad vertical. [Figura 7-12] Ambos están equipados con un marcador de velocidad vertical.



Indicador de rumbo


El indicador de rumbo se ubica debajo del horizonte artificial y normalmente está modelado como un indicador de situación horizontal (HSI). [Figura 7-12] Como en el caso del indicador de actitud, el indicador de rumbo recibe la información del magnetómetro que envía información a la unidad AHRS y luego a la PFD.



Indicador de giros



El indicador de giros adopta una forma diferente al instrumento tradicional. Una barra deslizante se mueve a izquierda y derecha debajo del triángulo para indicar la desviación de vuelo coordinado. [Figura 7-12] La referencia para el vuelo coordinado proviene de acelerómetros incluidos en la unidad AHRS.











Tacómetro



El sexto instrumento normalmente asociado con el grupo de “los seis” es el tacómetro. Este es el único instrumento que no se encuentra en la PFD. El tacómetro se encuentra normalmente en la pantalla multifunción (MFD, Multi-function Display). En el caso de un fallo de pantalla, se muestra en la pantalla restante con la PFD. [Figura 7-13]







Indicador deslizamiento/derrape



El indicador de deslizamiento/derrape [Figura 7-12] es la línea horizontal debajo del puntero de alabeo. Como una bola en un indicador de virajes, un ancho de la barra fuera del centro es igual a un desplazamiento del ancho de la bola.








Indicador de régimen de giro o virajes



El indicador de virajes, ilustrado en la Figura 7-12, se encuentra típicamente directamente encima del girocompás. Las marcas de graduación a izquierda y derecha de la línea central marcan el giro (régimen estándar versus mitad de estándar). Marcada por una línea de tendencia, si este vector de tendencia se extiende a la segunda marca la aeronave se encuentra en un giro de régimen estándar.


Pantallas individuales en los paneles son capaces de ser configurados para varias aeronaves, simplemente mediante la instalación de diferentes paquetes de software. [Figura 7-14] Los fabricantes también son capaces de actualizar los instrumentos existentes de manera similar, eliminando la necesidad de reemplazar los instrumentos individuales para poder actualizarlos.





Computadora de datos del aire (ADC, Air Data Computer)



Las pantallas electrónicas de vuelo utilizan el mismo tipo de entradas de información como los instrumentos analógicos tradicionales, sin embargo, el sistema de procesamiento es diferente. Las entradas estáticas del tubo Pitot son recibidas por una ADC. La ADC calcula la diferencia entre la presión total y la presión estática, y genera la información necesaria para mostrar la velocidad en el PFD. La temperatura del aire exterior también se monitorea y se introduce en diversos componentes dentro del sistema, así como se muestra en la pantalla del PFD. [Figura 7-15]





La ADC es un dispositivo separado de estado sólido que, además de proporcionar datos a la PFD, es capaz de proporcionar datos al sistema de control del piloto automático. En caso de avería del sistema, la ADC puede ser rápidamente sacada y reemplazada con el fin de disminuir el tiempo de inactividad y mantenimiento.


La información de altitud se deriva de la toma de presión estática tal como hace un sistema analógico, sin embargo, la presión estática no entra en una cápsula. La ADC calcula la presión barométrica recibida y envía una señal digital al PFD para mostrar la lectura de altitud apropiada. Las pantallas electrónicas también muestran vectores de tendencia que indican al piloto como progresan la altitud y la velocidad.


Vectores de tendencia



Los vectores de tendencia son líneas de color magenta que se mueven hacia arriba y abajo tanto del ASI como el altímetro. [Figuras 7-16 y 7-17] La ADC calcula la tasa de cambio y muestra la proyección de donde estará la aeronave en 6 segundos. Los pilotos pueden utilizar los vectores de tendencia para un mejor control de la actitud de la aeronave. Al incluir los vectores de tendencia en la exploración de los instrumentos, los pilotos son capaces de controlar con precisión la velocidad y altitud. Información adicional puede ser obtenida mediante la consulta del Instrument Flying Handbook o material de entrenamiento específico de los fabricantes de aviónica.








Instrumentos de vuelo giroscópicos



Varios instrumentos de vuelo utilizan las propiedades de un giróscopo para su funcionamiento. Los instrumentos más comunes que contienen giróscopos son el coordinador de giro, indicador de rumbo, y el indicador de actitud. Para entender cómo funcionan estos instrumentos se requiere el conocimiento de los sistemas de potencia del instrumento, los principios giroscópicos y los principios de funcionamiento de cada instrumento.



Principios giroscópicos



Cualquier objeto que gira presenta propiedades giroscópicas. Una rueda o rotor diseñado y montado para utilizar estas propiedades se llama giroscopio o giróscopo. Dos características importantes del diseño de un instrumento giroscópico son el gran peso para su tamaño, o alta densidad, y la rotación a alta velocidad con cojinetes de baja fricción.


Hay dos tipos generales de montaje; el tipo utilizado depende de la propiedad del giroscopio que se utiliza.


Un giróscopo libre o con montaje universal es libre de girar en cualquier dirección alrededor de su centro de gravedad. Se dice que dicha rueda tiene tres planos de libertad. La rueda o rotor es libre de rotar en cualquier plano con respecto a la base y está balanceado con lo que, con la rueda en reposo, permanece en la posición en que se coloca. Los giróscopos restringidos o en montajes semi-rígidos son los que se montan de modo que uno de los planos de libertad se mantiene fijo en relación con la base.


Hay dos propiedades fundamentales de acción giroscópica: rigidez en el espacio y precesión.




Rigidez en el espacio



La rigidez en el espacio se refiere al principio de que un giroscopio permanece en una posición fija en el plano en el que está girando. Un ejemplo de rigidez en el espacio es el de una rueda de bicicleta. Cuando las ruedas de bicicleta aumentan la velocidad, se vuelven más y más estables en su plano de rotación. Esta es la razón por la que la bicicleta es muy inestable y muy maniobrable a baja velocidad y muy estable y menos maniobrable a velocidades más altas.


Montando esta rueda, o giróscopo, en un conjunto de anillos cardánicos, el giróscopo es capaz de girar libremente en cualquier dirección. Por lo tanto, si las cunas se inclinan, rotan, o se mueven de otra manera, el giróscopo permanece en el plano en el que giraba originalmente. [Figura 7-18]





Precesión



La precesión es la inclinación o giro de un giróscopo en respuesta a una fuerza deflectora. La reacción a esta fuerza no se produce en el punto en el que se aplicó, sino que se produce en un punto que está 90° más adelante en la dirección de rotación. Este principio le permite al giróscopo determinar una velocidad de giro mediante la detección de la cantidad de presión creada por un cambio en la dirección. La velocidad a la que el giróscopo precesiona es inversamente proporcional a la velocidad del rotor y directamente proporcional a la fuerza deflectora


Utilizando el ejemplo de la bicicleta, la precesión actúa en las ruedas con el fin de permitir que la bicicleta gire.


A velocidad normal, no es necesario girar el manubrio en la dirección del giro deseado. Un ciclista se inclina simplemente en el sentido que él o ella desea seguir.


Dado que las ruedas giran en sentido horario cuando se miran desde el lado derecho de la bicicleta, si el ciclista se inclina a la izquierda, se aplica una fuerza en la parte superior de la rueda hacia la izquierda. La fuerza actú en realidad 90° en la dirección de rotación, que tiene el efecto de aplicar una fuerza a la parte delantera de la rueda, causando que la bicicleta se mueva a la izquierda.


Es necesario girar el manubrio a velocidades bajas debido a la inestabilidad de los giróscopos girando lentamente, y también para aumentar la velocidad de giro.


La precesión también puede crear errores menores en algunos instrumentos. [Figura 7-19] La precesión puede causar que un giróscopo libre sea desplazado de su plano de rotación designado debido a la fricción con los cojinetes, etc. Ciertos instrumentos pueden requerir una realineación correctiva durante el vuelo, tales como el indicador de rumbo.





Fuentes de energía



En algunas aeronaves, todos los giróscopos son operados por vacío, presión, o eléctricamente. En otras aeronaves, sistemas de vacío o presión proporcionan la energía para los indicadores de rumbo y actitud, mientras el sistema eléctrico proporciona la energía para el coordinador de giros. La mayoría de las aeronaves tienen por lo menos dos fuentes de energía para asegurar que al menos una fuente está disponible si otra fuente de energía falla. El sistema de vacío o presión hace girar el giróscopo pasando una corriente de aire por los álabes del rotor para girar este rotor a alta velocidad, al igual que la operación de una rueda hidráulica o turbina. La cantidad de vacío o presión necesaria para el funcionamiento del instrumento varía, pero generalmente está entre 4,5 "Hg y 5,5 "Hg.


Una fuente de vacío para los giróscopos es una bomba accionada por el motor de tipo de paleta que está montada en la caja de accesorios del motor. La capacidad de la bomba varía en diferentes aviones, en función del número de giróscopos.


Un sistema de vacío típico consiste de una bomba de vacío accionada por el motor, válvula de alivio, filtro de aire, el indicador, y los tubos necesarios para completar las conexiones. El manómetro está montado en el panel de instrumentos de la aeronave, e indica la cantidad de presión en el sistema (el vacío se mide en pulgadas de mercurio menos que la presión ambiental).


Como se muestra en la figura 7-20, se aspira aire en el sistema de vacío por la bomba de vacío accionada por el motor. Primero pasa a través de un filtro, que evita que entre material extraño en el sistema de vacío o presión. Luego el aire se mueve a través de los indicadores de actitud y rumbo, donde provoca que los giróscopos giren. Una válvula de alivio evita que la presión de vacío o succión exceda los límites prescritos. Después de eso, el aire es expulsado o utilizado en otros sistemas, tales como para inflar botas neumáticas de deshielo.




Es importante controlar la presión de vacío durante el vuelo, debido a que los indicadores de actitud y rumbo no proporcionan una información confiable cuando la presión de succión es baja. El manómetro de vacío o succión, está generalmente marcado para indicar el rango normal. Algunos aviones están equipados con una luz de advertencia que se enciende cuando la presión de vacío cae por debajo del nivel aceptable.


Cuando la presión de vacío cae por debajo del rango normal de funcionamiento, los instrumentos

giroscópicos pueden volverse inestables e inexactos.


Cruzar la información de los instrumentos en forma habitual es un buen hábito para desarrollar.



Indicadores de giro


Las aeronaves utilizan dos tipos de indicadores de giro: el indicador de giro y virajes y el coordinador de giros.


Debido a la manera en que está montado el giróscopo, el indicador de giro y virajes sólo muestra el régimen o velocidad de giro en grados por segundo. El coordinador de giros está montado en ángulo, o inclinado, por lo que inicialmente puede mostrar la velocidad de alabeo. Cuando el alabeo se estabiliza, indica la velocidad de giro. Ambos instrumentos indica la dirección y la calidad (coordinación) del giro, y también sirven como reserva de información de alabeo en caso de que falle el indicador de actitud. La coordinación se consigue usando como guía el inclinómetro, que se compone de un tubo curvo lleno de líquido con una bolita en su interior. [Figura 7-21]




Indicador de giros y virajes



El giróscopo en el indicador de giro y virajes rota en el plano vertical, correspondiente al eje longitudinal de la aeronave. Una cuna simple limita los planos en los que el giróscopo puede inclinarse, y un resorte trata de volverlo al centro. Debido a la precesión, una fuerza de guiñada hace que el giroscopio se incline a izquierda o derecha, visto desde el asiento del piloto. El indicador giros y de virajes utiliza una aguja, para mostrar la dirección y velocidad del giro. El indicador de giros y virajes es incapaz de "volcarse" fuera de su eje de rotación debido a los resortes de restricción. Cuando se aplican a un giróscopo fuerzas extremas, el giróscopo se desplaza de su plano normal de rotación, haciendo inválidas sus indicaciones. Algunos instrumentos tienen un límite específico de cabeceo y alabeo que induce al giróscopo a volcar.




Coordinador de giros



La cuna en el coordinador de giro está inclinada; por lo que su giróscopo puede percibir la velocidad de alabeo y la velocidad de giro. Al alabear para entrar o salir de un giro, el avión en miniatura alabea en la dirección del alabeo de la aeronave. Un rápido alabeo hace que el avión miniatura se incline de forma más pronunciada que a un régimen de alabeo lento.


El coordinador de giros se puede usar para establecer y mantener un viraje estándar (o viraje clase 1) alineando el ala del avión en miniatura con el índice de giro. La figura 7-22 muestra una imagen de un coordinador de giros. Hay dos marcas en cada lado (izquierdo y derecho) de la cara del instrumento. La primera marca se utiliza para indicar un régimen de giro cero con las alas niveladas. La segunda marca en la parte izquierda y derecha del instrumento sirve para indicar un tipo de viraje estándar. Un viraje estándar (o clase 1) se define como una velocidad de giro de 3º por segundo. El coordinador de giro sólo indica la velocidad y el sentido de giro; no muestra un ángulo específico de alabeo.






Inclinómetro



El inclinómetro se utiliza para representar la guiñada del avión, que es el movimiento de lado a lado de la nariz de la aeronave. Durante el vuelo recto y nivelado coordinado, la fuerza de la gravedad hace que la bola descanse en la parte más baja del tubo, centrado entre las líneas de referencia. El vuelo coordinado se mantiene al centrar la bola. Si la bolita no está centrada, se puede centrar mediante el timón.


Para centrar la bola, aplique presión en el pedal hacia el lado que se desvía la bola. Use la regla simple, "pisar la bola", para recordar que pedal de timón presionar. Si los alerones y el timón se coordinan durante un giro, la bolita permanece centrada en el tubo. Si las fuerzas aerodinámicas no están balanceadas, la bola se aleja del centro del tubo. Como se ve en la Figura 7-22, en un deslizamiento, la velocidad de giro es demasiado lenta para el ángulo de alabeo, y la bola se mueve al interior de la curva. En un derrape, la velocidad de giro es demasiado grande para el ángulo de alabeo, y la bola se mueve hacia el exterior de la curva. Para corregir estas condiciones, y mejorar la calidad del giro, recuerde "pisar la bolita". Variando del ángulo de alabeo también puede ayudar a restaurar el vuelo coordinado, de un deslizamiento o derrape. Para corregir un deslizamiento, disminuya el alabeo y/o aumente la velocidad de giro. Para corregir un derrape, aumente el alabeo y/o disminuya la velocidad de giro.





Hilo de guiñada



Una herramienta adicional que se puede añadir a la aeronave es un hilo de guiñada. Un hilo de guiñada es simplemente un hilo o un trozo de lana unido al centro del parabrisas. Cuando está en vuelo coordinado, la lana se ubica derecho hacia atrás sobre la parte superior del parabrisas. Cuando la aeronave está deslizando o derrapando, el hilo de guiñada se mueve a la derecha o la izquierda dependiendo de la dirección del deslizamiento o derrape.


Inspección del instrumento



Durante la verificación previa al vuelo, compruebe que el inclinómetro está lleno de líquido y no tiene burbujas de aire. La bola también debe estar descansando en su punto más bajo. Durante el rodaje, el coordinador de giro debe indicar un giro en la dirección correcta mientras la bola se mueve en dirección opuesta al giro.



Indicador de actitud u Horizonte artificial



El indicador de actitud, con su avión miniatura y barra de horizonte, muestra una imagen de la actitud de la

aeronave. La relación de la aeronave miniatura con la barra de horizonte es la misma que la relación de la

aeronave real con el horizonte real. El instrumento proporciona una indicación instantánea de incluso los más pequeños cambios de actitud.


El giróscopo en el indicador de actitud está montado en un plano horizontal y depende de la rigidez en el espacio para su funcionamiento. La barra del horizonte representa el horizonte verdadero. Esta barra está unida al giróscopo y permanece en un plano horizontal mientras la aeronave cabecea o alabea alrededor de su eje lateral o longitudinal, indicando la actitud de la aeronave con respecto al horizonte verdadero. [Figura 7-23]




El giróscopo gira en el plano horizontal y resiste el movimiento de la trayectoria de rotación. Dado que el giróscopo se basa en la rigidez en el espacio, en realidad la aeronave gira alrededor del giróscopo.


Una perilla de ajuste se provee para que el piloto pueda mover el avión miniatura hacia arriba o hacia abajo para alinearlo con la barra de horizonte y así adaptarlo a la línea de visión del piloto. Normalmente, el avión miniatura se ajusta de modo que las alas se superponen a la barra de horizonte cuando la aeronave está en vuelo de crucero recto y nivelado.


Los límites de cabeceo y alabeo dependerán de la marca y el modelo del instrumento. Los límites en el plano de alabeo son por lo general de 100° a 110°, y los límites de cabeceo son por lo general de 60° a 70°.


Si cualquier límite se excede, el instrumento se “volcará” y dará indicaciones incorrectas hasta que se vuelva a alinear. Una serie de indicadores de actitud modernos no se vuelcan.


Cada piloto debe ser capaz de interpretar la escala de alabeo ilustrada en la figura 7-24. La mayoría de las escalas indicadoras de alabeo en la parte superior del instrumento se mueven en la misma dirección que aquella en la que alabea la aeronave. Algunos otros modelos se mueven en la dirección opuesta a aquella en la que alabea la aeronave. Esto puede confundir al piloto si el indicador se utiliza para determinar la dirección del alabeo. Esta escala se debe utilizar sólo para controlar el grado de inclinación deseado. La relación de la aeronave en miniatura a la barra de horizonte se debe utilizar para una indicación de la dirección de alabeo.





El indicador de actitud es confiable y el instrumento de vuelo más realista en el panel de instrumentos. Sus indicaciones son aproximaciones muy cercanas a la actitud real de la aeronave.


Indicador de rumbo



El indicador de rumbo, o girocompás, es básicamente un instrumento mecánico diseñado para facilitar el uso de la brújula magnética. Los errores en el compás magnético son numerosos, lo que hace al vuelo recto y a los giros de precisión hacia rumbos determinados difíciles de lograr, particularmente en aire turbulento.


Un indicador de rumbo, sin embargo, no se ve afectado por las fuerzas que hacen al compás magnético difícil de interpretar. [Figura 7-25]





El funcionamiento del girocompás se basa en el principio de la rigidez en el espacio. El rotor gira en un plano vertical y fijado al rotor hay una rosa de los vientos. Puesto que el rotor se mantiene rígido en el espacio, los puntos en la rosa mantienen la misma posición en el espacio con relación al plano vertical del giróscopo. La aeronave de hecho gira alrededor del giróscopo, no al revés. Como la caja del instrumento y el avión giran alrededor del eje vertical del giroscopio, la rosa proporciona información clara y precisa sobre el rumbo.


Debido a la precesión causada por la fricción, el girocompás se retrasa o deriva, del rumbo al que fue fijado. Entre otros factores, la cantidad de deriva depende en gran medida de la condición del instrumento. Si los bujes están gastados, sucios o mal lubricados, la deriva puede ser excesiva. Otro error en el indicador de rumbo es causado por el hecho de que el giróscopo está orientado en el espacio, y la tierra rota en el espacio a una velocidad de 15° en 1 hora. Por lo tanto, descartando la precesión causada por la

fricción, el indicador de rumbo puede indicar hasta 15° error por cada hora de funcionamiento.


Algunos indicadores de rumbo llamados indicadores de situación horizontal (HSI, Horizontal Situation Indicators) reciben referencia al norte magnético de un transmisor magnético esclavo, y por lo general no necesitan ajuste. El transmisor magnético esclavo se llama magnetómetro.


Sistema de Referencia de Rumbo y Actitud (AHRS)



Las pantallas electrónicas de vuelo han reemplazado los giróscopos libres con sistemas láser de estado sólido capaces de volar en cualquier posición sin volcar. Esta capacidad es el resultado del desarrollo del sistema de referencia de rumbo y actitud (AHRS – Attitude and Heading Reference System).


Los AHRS envían información de actitud a la PFD con el fin de generar la información de cabeceo y alabeo del indicador de actitud.

La información de rumbo se deriva de un magnetómetro que detecta las líneas de flujo magnético de la tierra. Esta información es procesada y enviada a la PFD para generar la presentación del rumbo. [Figura 7-26]






Sistema de compás de válvula de flujo



Como se mencionó anteriormente, las líneas de flujo del campo magnético de la Tierra tienen dos características básicas: un imán se alinea con ellos, y una corriente eléctrica es inducida, o generada, en cualquier cable que cruce por ellos.


El compás de válvula de flujo que mueve giróscopos esclavos utiliza la característica de corriente inducida.


La válvula de flujo es un anillo pequeño, segmentado, como el de la Figura 7-27, hecho de hierro dulce que acepta fácilmente las líneas de flujo magnético. Una bobina eléctrica está enrollada alrededor de cada una de las tres patas para aceptar la corriente inducida en este anillo por el campo magnético de la Tierra. Una bobina enrollada alrededor del espaciador de hierro en el centro del marco tiene una corriente alterna (AC) de 400 Hz fluyendo a través de él. Durante el tiempo que esta corriente alcanza su punto máximo, dos veces durante cada ciclo, hay tanto magnetismo producido por esta bobina que el marco no puede aceptar las líneas de flujo del campo de la Tierra.






A medida que la corriente se invierte entre los picos, se desmagnetiza el marco de modo que puede aceptar el flujo del campo de la Tierra. A medida que este flujo corta los devanados en las tres bobinas, hace que la corriente fluya en ellos. Estas tres bobinas están conectadas de tal manera que la corriente que fluye en ellas cambia al cambiar el rumbo de aeronave. [Figura 7-28]






Compas indicador remoto



El compás (o brújula) indicador remoto se desarrolló para compensar los errores y limitaciones de los más antiguos indicadores de rumbo. Los dos componentes montados en el panel de un sistema típico son el indicador gráfico de navegación y la unidad de control y compensación esclava. [Figura 7-29] El indicador gráfico es referido comúnmente como HSI.





La unidad de compensación y control esclava tiene un botón que proporciona un medio para seleccionar el modo "giróscopo esclavo" o el modo "giróscopo libre".


Esta unidad también cuenta con un medidor esclavo y dos botones de accionamiento manual de rumbo. El medidor esclavo indica la diferencia entre el rumbo mostrado y el rumbo magnético. Un desvío a la derecha indica un error del compás en el sentido de las agujas del reloj, un desvío a la izquierda indica un error en sentido contrario. Siempre que la aeronave se encuentra en un viraje y la esfera rota, el medidor esclavo muestra una desviación completa a un lado o al otro. Cuando el sistema está en modo de "giróscopo libre", el compás puede ser ajustado oprimiendo el botón correspondiente.


Una unidad separada, el transmisor magnético esclavo se monta remotamente, por lo general en un extremo 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 ser amplificado, se convierte en una señal transmitida a la unidad indicadora de rumbo, que también está montada de forma remota.


Esta señal controla un motor en la unidad indicadora de rumbo que procesa la unidad de giróscopo hasta que esté alineado con la señal del transmisor. El transmisor magnético esclavo está conectado eléctricamente al HSI.


Hay varios diseños de compás indicador remoto, por lo tanto, aquí se tratan sólo las funciones básicas del sistema. Los pilotos por instrumentos deben familiarizarse con las características de los equipos en sus aeronaves.


A medida que los paneles de instrumentos se llenan y el tiempo de exploración disponible se reduce debido a una mayor carga de trabajo en la cabina, los fabricantes de instrumentos han trabajado para combinar los instrumentos. Un buen ejemplo de esto es el RMI en la Figura 7-30. La rosa de los vientos es movida por señales de la válvula de flujo, y las dos agujas son dirigidas por un ADF (Automatic Direction Finder) y un VOR (VHF Omni-directional Radio Range).






Los indicadores de rumbo que no tienen esta capacidad automática de buscar el norte se denominan giróscopos "libres", y requieren ajustes periódicos. Es importante comprobar las indicaciones con frecuencia (cada 15 minutos aproximadamente) y ajustar el indicador de rumbo para alinearlo con la brújula magnética cuando sea necesario. Ajuste el indicador de rumbo con la brújula magnética cuando la aeronave esté recta y nivelada y a velocidad constante para evitar los errores del compás.

Los límites de alabeo y cabeceo del indicador de rumbo varían con el diseño y la marca del instrumento.


En algunos indicadores de rumbo que se encuentran en aviones livianos, los límites son aproximadamente 55° de cabeceo y 55º de alabeo. Cuando cualquiera de estos límites de actitud es excedido, el instrumento "vuelca" y no da la indicación correcta hasta que es restablecido.


Después de volcar, se puede restablecer mediante el botón blocaje. Muchos de los instrumentos modernos usados están diseñados de tal manera que no vuelcan.


Un error de precesión adicional puede ocurrir debido a un giróscopo que no gira lo suficientemente rápido para mantener su alineación. Cuando el sistema de vacío deja de producir la succión adecuada para mantener la velocidad de giróscopo, los giróscopos del indicador de rumbo y del indicador de actitud comienzan a reducir la velocidad. Al frenarse, son más susceptibles a la deflexión del plano de rotación.


Algunos aviones tienen luces de aviso para indicar que se ha producido una situación de bajo vacío. Otros aviones pueden tener un indicador de vacío que indica la succión.



Inspección del instrumento



A medida que el giróscopo acelera, asegúrese de que no hay ruidos anormales. Durante el rodaje, el instrumento debe indicar los giros en la dirección correcta, y la precesión no debe ser anormal. Con potencia reducida, los instrumentos giroscópicos que utilizan el sistema de vacío no pueden alcanzar la velocidad de operación y puede ocurrir una precesión más rápidamente que durante el vuelo.



Sistemas de Compás.


La Tierra es un enorme imán, girando en el espacio, rodeada por un campo magnético compuesto por líneas de flujo invisibles. 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 dos características importantes: cualquier imán libre de girar se alineará con ellos, y una corriente eléctrica es inducida en cualquier conductor que cruce a través de ellas. La mayoría de los indicadores de dirección instalados en los aviones hacen uso de una de estas características.




Brújula magnética


Uno de los instrumentos más antiguo y más simple para indicar la dirección es la brújula (o compás) magnética.



Un imán es una pieza de material, generalmente un metal que contiene hierro, que atrae y mantiene las líneas de flujo magnético. Independientemente de su tamaño, cada imán tiene dos polos: norte y sur. Cuando un imán se coloca en el campo de otro, los polos opuestos se atraen entre sí, y como polos iguales se repelen.



Un compás magnético de avión, tal como el de la Figura 7-31, tiene dos imanes pequeños unidos a un flotador de metal sellado dentro de un recipiente con un líquido claro similar al querosén.


Una escala graduada, llamada carta, se enrolla alrededor del flotador y se ve a través de una ventana de cristal con una línea que la cruza. La carta está marcada con letras que representan los puntos cardinales, norte, este, sur y oeste, y un número cada 30° entre estas letras.


El “0” final se omite en estas direcciones. Por ejemplo, 3=30°, 6=60°, y 33=330°. Hay marcas de graduación largas y cortas entre las letras y los números, cada marca larga representa 10° y cada marca corta representa 5°.





El conjunto de flotador y carta tiene un pivote de acero endurecido en su centro que se asienta dentro de un cristal especial duro (ágata o zafiro), cargado por un resorte. La flotabilidad del flotador saca la mayor parte del peso del pivote, y el fluido amortigua la oscilación del flotador y la carta. Este tipo de montaje de cristal y pivote permite la libertad de flotador para girar e inclinarse hasta un ángulo de aproximadamente 18°. En ángulos de inclinación mayores, las indicaciones de la brújula son erráticas e impredecibles.


El contenedor de la brújula está totalmente lleno de líquido. Para evitar daños o fugas cuando el líquido se expande y contrae con los cambios de temperatura, la parte trasera de la caja de la brújula está sellada con un diafragma flexible, o con un fuelle metálico en algunas otras.


Los imanes se alinean con el campo magnético de la Tierra y el piloto lee la dirección en la escala frente a la línea. Note que en la Figura 7-31, el piloto ve la carta por su parte posterior. Cuando el piloto está volando hacia el norte como se muestra en la brújula, el este se encuentra a la derecha del piloto. En la carta, "33", que representa a 330° (al oeste del norte), está a la derecha del norte. La razón para esta aparente graduación invertida es que la carta permanece estacionaria y la caja de la brújula y el piloto giran alrededor de ella, siempre mirando la carta por su parte trasera.






Un conjunto compensador montado en la parte superior o inferior de la brújula permite a un técnico de mantenimiento crear un campo magnético en el interior de la brújula que anula la influencia de campos magnéticos exteriores locales. Esto se realiza para corregir los errores por desviación. El conjunto compensador tiene dos ejes en cuyos extremos hay ranuras para destornillador accesibles desde el frente de la brújula. Cada eje gira uno o dos imanes compensadores pequeños. El extremo de un eje está marcado E-W, y sus imanes afectan la brújula cuando la aeronave se orienta hacia el este o el oeste. El otro eje está marcado N-S y sus imanes afectan la brújula cuando la aeronave se orienta hacia el norte o el sur.


Errores inducidos del compás magnético


La brújula magnética es el instrumento más simple en el panel, pero está sujeto a una serie de errores que deben ser considerados.


Variación o Declinación



La Tierra gira alrededor de su eje geográfico; mapas y cartas se dibujan utilizando meridianos que pasan por los polos geográficos. Los rumbos medidos desde los polos geográficos se denominan rumbos verdaderos. El Polo Norte magnético al que apunta la brújula no está ubicado en el Polo Norte geográfico, sino a unos 2.000 kilómetros de distancia; los rumbos medidos desde los polos magnéticos se denominan rumbos magnéticos.


En la navegación aérea, la diferencia entre los rumbos verdaderos y magnéticos se denomina variación. Esta misma diferencia angular en topografía y navegación terrestre se llama declinación.


La Figura 7-32 muestra las líneas isogónicas que identifican el número de grados de variación en su área. La línea verde se denomina línea agónica. En cualquier lugar a lo largo de esta línea los dos polos están alineados, y no hay variación. Al este de esta línea, el Polo Norte magnético está al oeste del Polo Norte geográfico y se debe aplicar una corrección a una indicación del compás para obtener un rumbo verdadero.




Volando en el área de Paraná (Argentina), por ejemplo, la variación es de 7° oeste. Si un piloto quiere volar un rumbo verdadero sur (180°), la variación debe ser añadida a este, lo que resulta en un rumbo magnético de 187°. Volando en el área de Bariloche (Argentina), la variación es de 7° este. Para volar un rumbo verdadero de 180° allí, el piloto tendría que restar la variación y volar un rumbo magnético de 173°. El error de variación o declinación no cambia con el rumbo de la aeronave; es el mismo en cualquier parte a lo largo de la línea isogónica.



Desviación

.


Los imanes en una brújula se alinean con cualquier campo magnético. Los campos magnéticos locales en un avión producidos por la corriente eléctrica que circula por la estructura, en el cableado cercano o cualquier parte magnetizada de la estructura, entra en conflicto con el campo magnético de la Tierra y causa un error en el compás llamado desviación.


La desviación, a diferencia de la variación, es diferente en cada rumbo, pero es afectada por la ubicación geográfica. El error por variación no puede ser reducido o cambiado, pero puede ser minimizado cuando un técnico realiza la compensación de la brújula.



La mayoría de los aeropuertos tiene una rosa de los vientos, que es una serie de líneas marcadas en la plataforma o zona de mantenimiento donde no hay interferencia magnética. Las líneas, orientadas al norte magnético, están pintadas cada 30°, como se muestra en la Figura 7-33.






El técnico 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 actual de la aeronave. Cualquier error que no puede ser eliminado es anotado en una tarjeta de corrección, como la de la Figura 7-34, y se coloca en un soporte cerca de la brújula. El piloto puede rodar el avión a la rosa de los vientos y maniobrar la aeronave a los rumbos previstos por el técnico; sin embargo, sólo el técnico puede ajustar la brújula o completar la tarjeta de corrección. Si el piloto quiere volar un rumbo magnético de 120° y la aeronave está operando con las radios encendidas, el piloto debe volar un rumbo de compás de 123°.




Las correcciones para variación y desviación se deben aplicar en la secuencia correcta y se muestra a continuación, a partir del curso verdadero deseado.


Paso 1: Determinar el campo magnético Rumbo verdadero (180°)±Variación (+10°)=Rumbo magnético (190°)



El rumbo magnético (190°) se debe seguir si no hay que aplicar error de desviación. La tarjeta de compás debe ser considerada ahora para el rumbo del compás de 190°.



Paso 2: Determinar el rumbo del compás Rumbo magnético (190°, del paso 1)±Desviación (-2°, de la tarjeta de corrección)=Rumbo compás (188°)



NOTA: Los rumbos magnéticos intermedios entre los que se listan en la tarjeta deben ser interpretados. Por lo tanto, para seguir un rumbo verdadero de 180°, el piloto seguirá un rumbo de compás de 188°.


Para encontrar el rumbo verdadero que se vuela cuando se conoce el rumbo de la brújula:


Rumbo compás ± Desviación = Rumbo magnético ± Variación = Rumbo verdadero




Errores de inclinación


Se considera que las líneas de flujo magnético dejan la Tierra en el Polo Norte magnético y entran en el Polo Sur magnético. En ambos lugares las líneas son perpendiculares a la superficie de la Tierra. En el ecuador magnético, que está a medio camino entre los polos, las líneas son paralelas con la superficie. Los imanes de una brújula se alinean con este campo, y cerca de los polos inclinan el flotador y la carta. Esta inclinación hace muy notable dos errores: el error por viraje y el error por aceleración.


La componente vertical del campo magnético de la Tierra causa el error por viraje, que se manifiesta con un rumbo norte o sur. En el hemisferio norte, cuando una aeronave que vuela con rumbo norte hace un viraje hacia el este, el avión alabea a derecha, y la brújula se inclina hacia la derecha. La componente vertical del campo magnético de la Tierra tira del extremo del imán que apunta al norte hacia la derecha, y el flotador gira, causando que la carta para gire hacia el oeste, la dirección opuesta a la dirección del viraje que está haciendo. [Figura 7-35]





Si el viraje se realiza de norte a oeste, el avión alabea a la izquierda y la carta de la brújula se inclina hacia abajo en el lado izquierdo.

El campo magnético tira del extremo del imán haciendo que la carta gire hacia el este. Esta indicación es de nuevo apuesta a la dirección del viraje que está haciendo. La regla para este error es la siguiente: cuando se inicia un viraje desde un rumbo norte, la indicación del compás se retrasa al viraje. En el hemisferio sur ocurre lo contrario, y la brújula se adelanta al viraje.



Cuando una aeronave vuela rumbo sur y comienza un viraje hacia el este, el campo magnético de la Tierra tira del extremo del imán girando la carta hacia el este, la misma dirección del viraje. Si el viraje se hace desde el sur hacia el oeste, la atracción magnética hace girar la carta hacia el oeste, de nuevo en la misma dirección que se está haciendo el viraje. La regla de este error es

la siguiente: cuando inicia un viraje desde un rumbo sur, la indicación de compás se adelanta al viraje. Otra vez, en el hemisferio sur ocurre lo contrario, y la brújula se atrasa al viraje.


En el error por aceleración, el peso de corrección de la inclinación hace que el extremo del flotador y carta marcado N (el extremo que apunta al sur) sea más pesado que el extremo opuesto. Cuando la aeronave vuela a velocidad constante en un rumbo este u oeste, el flotador y la carta están nivelados. Los efectos de la inclinación magnética y el peso son aproximadamente iguales. Si la aeronave se acelera en un rumbo este [Figura 7-36], la inercia del peso retiene su extremo de del flotador y la carta rota hacia norte. Tan pronto como la velocidad del avión se estabiliza, la carta vuelve a su indicación este. Si, mientras vuela con rumbo este, el avión se desacelera, la inercia hace que el peso se mueva hacia adelante y la carta de gira hacia el sur hasta que la velocidad se estabiliza de nuevo.








Al volar con rumbo oeste, sucede lo mismo. La inercia por aceleración hace que el peso se atrase, y la carta rote hacia el norte. Cuando el avión desacelera en rumbo oeste, la inercia hace que el peso se mueva hacia adelante y la carta rota hacia el sur.


En el hemisferio sur, la aceleración provoca una indicación hacia el sur, y la desaceleración provoca una indicación hacia el norte.



Error por oscilación



La oscilación es una combinación de todos los otros errores, y resulta en la oscilación de la rosa de los vientos en torno al rumbo que se está volando. Al ajustar el indicador de rumbo giroscópico con la brújula, utilice una indicación promedio.


Brújula magnética de carta vertical


El tipo de compás de imán flotante no sólo tiene todos los errores descriptos, sino que también se presta a la confusión. Es fácil comenzar un giro en la dirección equivocada, porque su carta aparece al revés. El este está donde el piloto esperaría que esté el lado oeste. El compás magnético de carta vertical elimina algunos de los errores y confusiones. La esfera de este compás se gradúa con letras que representan los puntos cardinales, números cada 30°, y marcas cada 5°. El dial es girado por engranajes del imán montado en el eje, y la nariz del símbolo del avión en el cristal del instrumento representa la línea de fe para la lectura del rumbo de la aeronave. Corrientes de Foucault inducidas en una copa de aluminio amortiguan, o disminuyen, la oscilación del imán. [Figura 7-37]






Retrasos o adelantos


Cuando se inicia un viraje desde un rumbo norte, la brújula se retrasa al viraje. Cuando se inicia un viraje desde rumbo sur, la brújula se adelanta al viraje.



Amortiguación por Corrientes de Foucault



En el caso de un compás magnético de carta vertical, el flujo del imán permanente oscilante produce corrientes parásitas en un disco o copa de amortiguación. El flujo magnético producido por las corrientes de Foucault se opone al flujo del imán permanente y disminuyen las oscilaciones.



Indicador Temperatura del aire exterior



El indicador de temperatura del aire exterior (OAT – Outside Air Temperature) es un dispositivo simple y efectivo montado de manera que el elemento sensor está expuesto al aire exterior. El elemento sensor consta de un termómetro de tipo bimetálico en el que dos materiales diferentes se sueldan entre sí en una sola tira y torcida en espiral. Un extremo está unido a un tubo protector y el otro extremo se fija a la aguja, que indica sobre una esfera. Los medidores de OAT son calibrado en grados ºC, ºF, o ambos. Una temperatura exacta de aire proporciona al piloto información útil sobre el gradiente de temperatura al cambiar de altitud. [Figura 7-38]







Resumen del capítulo



Los instrumentos de vuelo permiten operar una aeronave con el máximo rendimiento y una mayor seguridad, especialmente al volar largas distancias. Los fabricantes proporcionan los instrumentos de vuelo necesarios, pero para usarlos de manera efectiva, los pilotos necesitan entender cómo funcionan. Como piloto, es importante familiarizarse con los aspectos operacionales del sistema pitot-estático e instrumentos asociados, el sistema de vacío e instrumentos asociados, los instrumentos giroscópicos, y el compás magnético.