INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

TESINA

QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE: INGENIERO EN AERONÁUTICA

POR OPCIÓN DE TITULACIÓN: SEMINARIO

“SISTEMAS DE AVIÓNICA”

PRESENTAN: JOSÉ LUIS HERNÁNDEZ GUZMÁN

ANDRÉS MUÑOZ ARELLANO

TEMA:

DESCRIPCIÓN, FUNCIONAMIENTO Y PROPUESTA DE MEJORA DEL TRANSMISOR DE LOCALIZACIÓN DE EMERGENCIAS PARA UN

BOEING 777

ASESOR: Ing. Rodrigo Avilés Villareal

México, Distrito Federal Julio 2014

ESCUELA SUPERIOR DE INGENÍERIA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMAN

ii

iii

AGRADECIMIENTOS 1

Dedicada a:

iv

AGRADECIMIENTOS 2

v

vi

ÍNDICE GENERAL

PORTADA .........................................................................................................................................ii

AGRADECIMIENTOS 1................................................................................................................ iii

AGRADECIMIENTOS 2................................................................................................................. iv

ÍNDICE GENERAL .......................................................................................................................... vi

GLOSARIO DE ACRÓNIMOS ........................................................................................................ 1

GLOSARIO DE TÉRMINOS ........................................................................................................... 3

LISTA DE TABLAS Y FIGURAS ................................................................................................... 4

RESUMEN / ABSTRACT ............................................................................................................... 6

CAPÍTULO 1..................................................................................................................................... 8

INTRODUCCIÓN ............................................................................................................................. 8 1.1 Justificación ................................................................................................................................ 9 1.2 Antecedentes .......................................................................................................................... 11 1.3 Objetivo ..................................................................................................................................... 20 1.4 Objetivos Específicos............................................................................................................ 21 1.5 Hipótesis ................................................................................................................................... 22 1.6 Marco Teórico ......................................................................................................................... 23 1.7 Alcance ...................................................................................................................................... 31

CAPÍTULO 2.................................................................................................................................. 32

COMPONENTES Y PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO DEL ELT .................................. 32 2.1 Componentes básicos de un ELT ............................................................................................. 33 2.2 Principio de funcionamiento del ELT .................................................................................... 38 2.3 Tipos de Acelerómetros ............................................................................................................. 44

CAPÍTULO 3.................................................................................................................................. 48

PROPUESTA DE MEJORA ......................................................................................................... 48 3.1 Descripción de la propuesta de mejora. ............................................................................... 49 3.2 ELT ARTEX B406-4 ....................................................................................................................... 50 3.3 Elección del acelerómetro adecuado. ................................................................................... 58 3.4 Acelerómetro ADXL335 ............................................................................................................. 60 3.5 Descripción del Microcontrolador ......................................................................................... 62 3.6 Consideraciones para la programación ............................................................................... 66 3.7 Programación. ............................................................................................................................... 67 3.7 Descripción del circuito. ............................................................................................................ 72 3.8 Instalación del subsistema ........................................................................................................ 77

CAPÍTULO 4.................................................................................................................................. 79

RESULTADOS Y CONCLUSIONES ........................................................................................... 79

vii

4.1 Resultados de la simulación del subsistema propuesto................................................. 80 4.2 Conclusión ....................................................................................................................................... 89

BIBLIOGRAFÍA ............................................................................................................................ 91 LIBROS ..................................................................................................................................................... 91 INTERNET ............................................................................................................................................... 91

ANEXOS ......................................................................................................................................... 93 Anexo 1 - ADXL335 Datasheet......................................................................................................... 94 Anexo 2 – PIC16F87X Datasheet .................................................................................................. 100

1

GLOSARIO DE ACRÓNIMOS

ADC Analogic Digital Converter – Convertidor Analógico Digital. AF AutomatedFixed – Automatizado Fijo. ARINC Aeronautical Radio Incorporated. BNC Bayonet Neil-Concelman. CAD ComputerAidedDesign – Diseño Asistido por Computadora. COSPAS SpaceSystemforSearch of Vesssels in Distress - Del ruso, sistema

espacial para la búsqueda de buques en peligro. ELT EmergencyLocatorTransmitters (Transmisores de Localización de

Emergencia). EPIRB Emergency Position-Indicating Radio Beacon – Radiobaliza Indicadora

de posición para Emergencias. FBW FlyByWire – Pilotaje por Mandos Electrónicos. GEOSAR GeostationaryOrbiterSearch And Rescue – Satélite de Búsqueda y

rescate de Orbita Geo-estacionaria. GPS Global PositioningSystem – Sistema de Posicionamiento Global. LCD LiquidCrystalDisplay – Pantalla de Cristal Líquido. LED Light EmittingDiode – Diodo Emisor de Luz. LEOSAR Low-altitud EarthOrbiterSearch and Rescue – Satélite de Búsqueda y

Rescate de Órbita Terrestre de Baja Altitud. LUT Local User Terminal - Terminales de Usuario Locales. MCC Mission Control Center – Centro de Control de Misión. MCS Master CautionSystem – Sistema Maestro de Precaución.

2

PIC Peripherial Interface Controller – Controlador de Interface Periférico. PLB Personal LocatorBeacon – Baliza Personal de Localización. RLS Radiobaliza de Localización de Siniestros. SAR Search and Rescue – Búsqueda y Rescate. SARSAT Search and RescueAided Tracking – Seguimiento Asistido de Búsqueda y

Rescate. SMA Sub Miniatureversion A. UHF Ultra High Frecuency – Frecuencia Ultra Alta entre 300 MHz y 3 GHz. VHF Very High Frecuency – Frecuencia Muy Alta entra 30 MHz y 300MHz.

3

GLOSARIO DE TÉRMINOS Acelerómetro – Cualquier instrumento destinado a medir aceleraciones. Arinc 429 – Estándar que determina las características que se necesitan para llevar a cabo intercambios de datos dentro de la red de un avión comercial. Aviónica – Aplicación de la electrónica a la aviación. Fuerza G - Es una medida de aceleración, está basada en la aceleración producida por la gravedad (9.81𝑚/𝑠2), y se obtiene dividiendo el valor de la aceleración de un cuerpo en 𝑚/𝑠2entre el valor antes mencionado. Microcontrolador - Circuito integrado que contiene una unidad central de procesamiento, unidades de memoria RAM y ROM, puertos de entrada y salida. Se le conoce también microcomputadora. Multiplexación – Combinación de dos o más entradas de datos digitales y selecciona una de ellas en un momento. Radiobaliza de emergencia – Una radiobaliza de emergencia es un aparato transmisor de radio utilizado en situaciones de emergencia para facilitar la localización de un barco, un avión o una persona que se encuentran en peligro.

4

LISTA DE TABLAS Y FIGURAS

LISTA DE FIGURAS Figura 1-1Misión de rescate utilizando ELT ................................................................................. 12

Figura 1-2 Fragmento del artículo del accidente de Carla Corbus de Sydney ................. 12

Figura 1-3 ELT tipo P .............................................................................................................................. 14

Figura 1-4 ELT tipo AF ........................................................................................................................... 14

Figura 1-5 ELT tipo AP ........................................................................................................................... 15

Figura 1-6 ELT tipo W ............................................................................................................................ 15

Figura 1-7 Proceso básico del sistema COSPAS-SARSAT ......................................................... 17

Figura 1-8Diagrama a Bloques de la Recepción y Emisión de la Alerta en el sistema COSPAS-SARSAT ....................................................................................................................................... 18

Figura 1-9 Boeing 777 Freighter en pruebas de vuelo .............................................................. 23

Figura 1-10 Dimensiones Boeing B777-200ER ........................................................................... 24

Figura 1-11 Satélite NAVSTAR GPS ................................................................................................... 26

Figura 1-12 Diferentes tipos de Radiobaliza de emergencia usados en aviación ........... 28

Figura 2-1Componentes Externos del ELT .................................................................................... 33

Figura 2-2Tipos de Antena utilizadas en un ELT ........................................................................ 34

Figura 2-3Interruptor del ELT ............................................................................................................ 35

Figura 2-4Conector BNC y SMA .......................................................................................................... 35

Figura 2-5 Baterías de un ELT ............................................................................................................ 36

Figura 2-6Diagrama Eléctrico a Bloques de un ELT marca Artex ......................................... 37

Figura 2-7 Secuencia de fotos en el tiempo de un entrenamiento para resistir fuerzas G a bordo de un cohete estadounidense ............................................................................................. 39

Figura 2-8 Principio de la aceleración ............................................................................................. 42

Figura 2-9 Micro mecanismo del Sensor de Aceleración Capacitivo ................................... 44

Figura 2-10 Funcionamiento Acelerómetro Piezoeléctrico .................................................... 45

Figura 2-11 Sensor Piezoeléctrico Pre-Amplificado .................................................................. 45

Figura 2-12 Acelerómetro Térmico .................................................................................................. 46

Figura 2-13 Acelerómetro de Efecto Hall ....................................................................................... 47

Figura 3-1 ELT modelo ARTEX B406-4 ........................................................................................... 50

Figura 3-2 Ensamble entre la carcasa de montaje y el ELT B406-4 ..................................... 52

Figura 3-3 Panel de control remoto (vista frontal) para el ELT B406-4 ............................ 53

Figura 3-4 BUZZER (“Zumbador”) del ELT B406-4 .................................................................... 53

Figura 3-5 Ensamble del Paquete de baterías para el ELT B406-4 ...................................... 53

Figura 3-6 Antenas aprobadas para uso con el ELT B406-4 ................................................... 54

Figura 3-7 Diagrama de flujo de Operación del ELT B406-4 .................................................. 55

Figura 3-8 Acelerómetro ADXL335 marca ANALOG DEVICE ................................................. 60

Figura 3-9 Diagrama a bloques del acelerómetro ADXL335 de la marca ANALOG DEVICES ....................................................................................................................................................... 61

Figura 3-10 Diagrama de Pines PIC16F876 .................................................................................. 62

Figura 3-11 Diagrama de Multiplexor de Entradas A/D para la familia PIC16F87X ..... 65

Figura 3-12Circuito Completo Propuesto para el Subsistema ............................................... 72

5

Figura 3-13 Elementos Básicos para el Funcionamiento del PIC16F8476 ....................... 73

Figura 3-14 Configuración de la Frecuencia del PIC dentro del PROTEUS 7.1 ................ 74

Figura 3-15 Representación del Acelerómetro ADXL335 con 3 Potenciómetros .......... 75

Figura 3-16 Conexiones Para la Salida y Muestra de Resultados.......................................... 76

Figura 3-17 Diagrama de flujo del ELT con el subsistema incluido ..................................... 77

Figura 3-18 Diagrama de conexión del ELT B406-4 .................................................................. 78

Figura 4-1 Subsistema en ciclo primario “Estado en condiciones normales de vuelo” 80

Figura 4-2 Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 0 ......................................... 81

Figura 4-3 Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 1 ......................................... 82

Figura 4-4 Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 2 ......................................... 83

Figura 4-5 Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Estado de emergencia activado, ELT encendido .......................................................................................................................................... 84

Figura 4-6 Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 0 ........................................ 85

Figura 4-7 Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 1 ........................................ 86

Figura 4-8 Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 3 ........................................ 87

Figura 4-9 Subsistema en ciclo secundario “negativo”: amenaza no detectada, el subsistema regresa al ciclo primario ............................................................................................... 88

LISTA DE TABLAS Tabla 1.1 Radiobalizas COSPAS_SARSAT de 406 MHz. ............................................................. 29

Tabla 2.1 Especificaciones físicas y ambientales de operación del ELT B406-4. ............ 56

Tabla 3.2 Especificaciones eléctricas del ELT B406-4. .............................................................. 57

Tabla 3.4 características de algunos acelerómetros y sus fabricantes. .............................. 60

Tabla 3.5 Tabla de descripción de pines del PIC16F876. ......................................................... 63

6

RESUMEN / ABSTRACT RESUMEN En la actualidad los sistemas de aviónica que conforman a las aeronaves modernas han evolucionado a pasos agigantados desde el momento en que se implementaron en la aviación comercial. El sistema de localización para emergencias es uno de los sistemas más relevantes con los que una aeronave cuenta ya que, cuando de supervivencia se trata el Transmisor de Localización para Emergencias (ELT) es el dispositivo electrónico encargado de enviar la señal para el rescate en caso de un accidente aéreo. A lo largo de la historia de la aviación se ha visto la necesidad de contar con un sistema confiable y seguro para localizar aeronaves que sufren accidentes y se pierden en lugares donde no existe comunicación ni civilización alguna, pero, ¿Qué pasa cuando falla éste sistema?, es ahí donde toma sentido nuestra investigación y a lo largo del presente trabajo explicaremos el funcionamiento detallado de los ELT en general. En éste trabajo, también describimos de manera breve, la historia detrás del desarrollo del sistema de localización para emergencias usado en la aviación comercial, así como su evolución a través de los años y problemas que presenta en la actualidad. Todo esto nos sirve como marco de referencia para proponer una mejora viable a los defectos de diseño que presenta uno de los ELT usados actualmente en la aviación comercial instalado a bordo del Boeing 777. Para la propuesta de mejora describimos a fondo el principio de funcionamiento del ELT y la manera en la que opera actualmente dicho ELT a bordo de la aeronave. Por otra parte se explica detalladamente en que consiste nuestra propuesta de mejora y en que nos basamos para proponerla, así como una simulación en la que demostramos el funcionamiento del subsistema propuesto y los resultados pertinentes a la investigación. En general éste trabajo sirve como una útil referencia de estudio y presentamos una buena idea de mejora a uno de los sistemas de aviónica que cuentan una escasa evolución desde que el sistema se implementó en la aviación comercial.

7

ABSTRACT Actually the avionics systems that conform all the modern aircrafts have evolved by leaps and bounds from the time when it begins to implement this system in the commercial aviation. The Emergency Locator Transmitter (ELT) system is one of the most relevant systems that an aircraft has when we talk about survival, the ELT is an electronic device that is responsible for sending the signal for the rescue in case of an accident. Through the history of aviation it has been seen the necessity to have a reliable and secure system for locating an aircraft when it is involved in an accident and get lost in places where there is no communication or any civilianization, but, what happens when this system fails?. That’s where our research make sense and through this work we are going to explain the operation of the ELT. In this work, we also describe in brief the history behind the development in the emergency location system used in commercial aviation, the evolution through the years and the problems that has today. All of this serves us as a reference frame to propose a viable improvement in the defects of the design that presents one of this ELT actually on-board the Boeing 777. For the improvement proposal, we describe in depth the operating principle of the ELT and the way how it actually operates on board the aircraft. On the other hand we explain in detail in what consist our improvement proposal and in what we based to propose it, as well as the simulation in which we demonstrate the performance of the subsystem and the more relevant research results. In general this work serves as a useful reference for the study of the ELT and we present a good idea to upgrade one of the avionics systems that have the less evolution since the system was implemented in commercial aviation.

8

CAPÍTULO 1

INTRODUCCIÓN

9

1.1 Justificación

Hoy en día la aviación cuenta con tecnología de punta lo cual minimiza los accidentes drásticamente. Esto es gracias a que se monitorea toda la aeronave y se pueden predecir fallos en todos los sistemas, además de que siempre se cuenta con sistemas redundantes, para que en el caso de que suceda algún fallo se pueda poner un sistema de respaldo y poder aterrizar de emergencia la aeronave en aeropuertos alternos.

Lamentablemente un sistema que ha tenido poco avance tecnológico es el de

los Transmisores de Localización de Emergencia, esto puede ser debido al bajo porcentaje de accidentes con los que se cuenta en el mundo de la aviación, en México se dan 2.4 accidentes por cada millón de operaciones. A pesar de lo anterior pueden mejorarse y ser más eficientes de manera que los ELTs cuenten con formas alternativas de activarse de tal modo que no solo se activen manualmente o a la hora del impacto y que los datos que los ELTs envían vía satélite sean más confiables, evitando falsas alarmas y brindando información más detallada acerca del estatus en el que se encuentra la aeronave; para que la respuesta de los equipos de rescate sea mucho más rápida y eficaz para poder salvar vidas.

Debido al caso del vuelo MH370 de “Malasya Airways”. En el que un avión

Boeing 777 se extravió por razones desconocidas mientras volaba de Kuala Lumpur a Beijing. El experto en seguridad de la aviación y fundador de “airsafe.com” Todd Curtis afirma que “…Los ELTs son extremadamente confiables pero no es una sorpresa que no se haya activado ya que siempre existe una probabilidad de que algo falle por alguna razón…”.

De hecho en el 2009 un artículo de “TheAirplaneOwners and PilotsAssociation”

afirmó que “…incluso los ELTs más modernos se activan satisfactoriamente solo el 82% de las veces. La primera generación de ELTs la cual salió a la venta en 1973 tenía un promedio de activaciones exitosa del 25%, pero eso se ha ido mejorando con el paso de las décadas…”. 1

Todd Curtis también afirma que si la aeronave cayó en tierra es muy probable

que el ELT funcione correctamente, pero que si cayó en agua es mucho más probable que el ELT no funcione incluso es probable que ni siquiera se haya activado.

Debido a motivos expuestos en párrafos anteriores es necesario mejorar los

modos de activación de los ELTs para que no solo se activen a la hora del impacto, sino que se cuente con la opción de que se activen antes de que ocurra la catástrofe.

1BBC Mundo. El misterio del vuelo MH370, http://www.bbc.co.uk/mundo/noticias/cluster_avion_desaparecido_malasia.shtml, 2014.

10

La presente tesina expone una propuesta de mejora al sistema de localización de emergencia, en donde proponemos la implementación de un acelerómetro que posibilite la activación del ELT cuando las magnitudes detectadas a través del acelerómetro sean las equivalentes a las de la aceleración provocada por la caída libre de la aeronave, de manera el ELT contará con la capacidad de activarse instantes antes de que la aeronave se impacte contra el suelo.

De ésta manera, en caso de que la aeronave se desplome repentinamente por

alguna razón, el sistema de localización de emergencia proveerá a una estación en tierra la posición actual de la aeronave instantes antes de que dicha aeronave toque tierra. Con esto evitaremos que el ELT falle a la hora de activarse debido a la colisión.

Si éstas mejoras hubieran estado implementadas en el Boeing 777 del vuelo

MH370 de “Malasya Airways”, quizá hoy en día se contaría con información más detallada de que salió mal con el vuelo, y ¿porque no?, Hasta se hubieran podido salvar algunas vidas en caso de que hayan existido sobrevivientes de dicho accidente.

11

ELT EmergencyLocatorTransmitters

(Transmisores de Localización de Emergencia)

1.2 Antecedentes

Introducción

Los Transmisores de Localización de Emergencia (ELT por sus siglas en Inglés) son un sistema muy importante en la aviación civil ya que la aeronave cuenta con la capacidad de enviar señales de auxilio a las unidades de rescate en tierra para salvar vidas en caso de un siniestro, a pesar de esto si nos ponemos a leer su historia no existen cambios en su forma de activación y transmisión de información; ya que son los mismos desde que este sistema se implementó. Aun así consideramos que es un sistema con el que cualquier aeronave debería contar, ya sea aviación privada, comercial o militar.

Antecedentes del ELT

Los Trasmisores de Localización de Emergencia (ELT), es un sistema que se utiliza en caso de que la aeronave se estrelle, este sistema sirve para poder localizar a los posibles sobrevivientes de dicho percance. En la figura 1.1 se puede observar el proceso de una misión de rescate una vez que es activado el ELT. Estudios muestran que los sobrevivientes de un desastre aéreo tienen menos del 10% de probabilidad de sobrevivir si el rescate demora más allá de dos días, el porcentaje de supervivencia aumenta al 60% en caso de que el rescate se lleve a cabo dentro de las primeras 8 horas después de que ocurrió el percance. Por ésta razón los transmisores de localización de emergencia son de gran importancia en la aviación así como en cualquier otro tipo de transporte que atraviese zonas de difícil acceso y comunicación.

12

Figura 1-1Misión de rescate utilizando ELT

A pesar de su importancia, no siempre se contó con ellos dentro de una aeronave comercial, pero a raíz de un artículo que apareció en SaturdayEvening Post en 1967. En la figura 1.2 se aprecia un fragmento de dicho artículo, donde se informaba sobre un accidente aéreo en el que sobrevivieron Carla Corbus y su madre, solo para morir de hambre 54 días después. Debido a las heridas del accidente Carla y su madre solo podían escuchar a los aviones de búsqueda y rescate, así como los 59 vuelos que sobrevolaban la zona diariamente. 2

Figura 1-2 Fragmento del artículo del accidente de Carla Corbus de Sydney

2 The Sydney Morning Herald (4 Oct, 1967)

13

Tras darse a conocer la historia el senador de Colorado Peter Dominick

comenzó una gran movilización para que se legislara el uso de los ELT. La ley 91-596 fue aprobada por el Presidente Nixon el 29 de diciembre de 1970, y contemplaba que los ELT fueran utilizados en todas las aeronaves comerciales a finales de 1973. A pesar de esto la mayoría de las aerolíneas se oponían al uso de los ELT debido a los costos que tenían y que podrían dejar en tierra a las aeronaves que no contaban con ellos, tuvo que suceder una nueva tragedia para que este proceso se acelerara. En Octubre 16 de 1972 el líder de la cámara Hale Boggs de Louisiana y el congresista Nick Begich de Alaska junto con su ayudante y el piloto desaparición entre Anchorage y Juneau, Alaska. Esta tragedia sacudió al congreso y acelero el uso de los ELT en la aviación civil.3

En los primeros años este sistema presento varios problemas para los ingenieros que lo diseñaban, ya que los primeros dos modelos contenían fallas. En el primero se daban demasiadas falsas alertas lo que provocaba que los equipos de búsqueda y rescate se movilizaran y se perdieran muchas horas hombre en el proceso. En el segundo se reportaban fallas en la batería del dispositivo lo cual provocaba que los aviones no pudieran despegar al contar con un fallo en su ELT.

A pesar de estos errores se acordó que el sistema no se eliminaría si no que en

vez de eso se mejoraría. Los cambios vinieron en un principio con la aplicación nuevos diseños e implementación de estándares. Al empezar a estandarizar todo se descubrió que los errores de los ELT se debían a una mala instalación del sistema, partes internas con corrosión y deficientes medidores de fuerzas G.

Actualmente este sistema necesita una inspección anual en la que se verifica desde la instalación, el estado de las baterías, sensores, controles y la señal de la antena. Y a pesar de esto aún se reportan falsas alertas, por lo general se espera a que la alerta sea verificada por 3 satélites, proceso que puede tardar entre 1 y 2 horas, o que sea emitido un reporte sobre una aeronave perdida.

Tipos de ELT.

Actualmente hay diferentes tipos de ELT que se encentran en uso desde los más sencillos que producen una radio frecuencia en VHF (Very High Frecuency de 30 MHz a 300 MHz) hasta los más modernos que utilizan una frecuencia en UHF (Ultra High Frecuency 300 MHz a 3 GHz), pero en esta sección lo más importante es su funcionamiento.

Con el debido mantenimiento la mayoría de los ELT son capaces de mantener una operación continua por más de 50 horas. Es importante destacar que el desempeño de los ELT depende principalmente del mantenimiento que se le da a las

3 ELT History, http://www.wsdot.wa.gov/aviation/SAR/ELT_History.htm USA.

14

baterías de los mismos, dicho mantenimiento tiene que ser continuo ya que cualquier anomalía en las baterías significarían la falla total del sistema. Tipo P Activado Manualmente

Figura 1-3 ELT tipo P

Este es el tipo más básico de todos, este ELT no está montado en la aeronave y

necesita activarse manualmente por medio de un botón u palanca. Este tipo de ELT ya casi no es usado en la aviación comercial, es más utilizado para viajes al bosque o para pequeñas embarcaciones. Tipo F o AF Fijo y Automático

Este tipo de ELT es de los más utilizados en la aviación. El ELT se encuentra fijo

en la aeronave y opera automáticamente con ayuda de un detector de fuerzas G que se encuentra alineado con la dirección del vuelo y determina cuando la aeronave se

Figura 1-4 ELT tipo AF

15

estrella, también se puede activar o desactivar manualmente ya sea con el interruptor en el ELT o desde la cabina. Las baterías se cargan con la electricidad generada por el avión. Tipo AP Portable y Automático.

Este tipo de ELT funciona igual que el AF pero se incluye una antena para que el aparato pueda moverse en caso de ser necesario.

Tipo W Activado con Agua.

Figura 1-6 ELT tipo W

Este ELT comienza a funcionar cuando entra en contacto con el agua, el aparato

no se encuentra en un lugar fijo ya que cuando se sumerge en el agua, este flota para

Figura 1-5 ELT tipo AP

16

así ayudar a los equipos de búsqueda y rescate a localizar a los posibles sobrevivientes.

Tipo AD Desplegado Automáticamente.

Este tipo ELT funciona de manera similar al tipo AP solo que tiene la peculiaridad de que cuando el sensor de fuerzas G se activa este se lanza para evitar que el aparato sea dañado al estrellarse la aeronave. Aunque este tipo de ELT es para uso exclusivo en la aviación aun no es tan utilizado debido a que su precio es muy elevado.4

COSPAS-SARSAT Satélites

Al solucionar los problemas de hardware los ingenieros comenzaron a pensar en quien “escucharía” la señal que envían los ELT, ya que en un principio el sistema estaba diseñado para que la señal fuera escuchada por aeronaves que pasaran cerca de donde se transmitía la señal. Para solucionar esto se utilizaron satélites rusos (COSPAS) que son satélites utilizados principalmente para el sistema de navegación rusa y satélites estadounidenses (SARSAT) que se utilizan principalmente para monitorear el clima pero que tienen instrumentos para búsqueda.

COSPAS-SARSAT es un sistema satelital diseñado para brindar alertas e

información de localización para operaciones de búsqueda y rescate. El sistema usa satélites y estaciones en tierra para detectar y localizar señales enviadas por los ELT que operan en frecuencias de 121.5 MHz a 243MHz y/o 406MHz. El sistema provee soporte global a organizaciones internacionales responsables de operaciones de búsqueda y rescate por aire, mar y tierra.

El proceso básico del sistema COSPAS-SARSAT se compone de los siguientes elementos, este proceso puede ser observado en la figura 1.7:

1. Transmisores de localización de emergencia (ELT) los cuales son los

encargados de transmitir señales en VHF y/o UHF en caso de emergencia.

2. Instrumentos a bordo de satélitesgeoestacionarios y satélites de órbita baja

encargados de detectar las señales transmitidas por los ELT.

3. Terminales de Usuario Locales (LUT por sus siglas en inglés) las cuales reciben

y procesan las señales transmitidas vía satélite para generar alertas de

emergencia.

4Tooley, Mike; Wyatt, David “007). Aircraft Communications and Navigation Systems: Principles, Operation and Maintenace, PaísesBajos

17

4. Centros de Control de Misión (MCC por sus siglas en inglés) las cuales reciben

alertas de los LUT y las mandan a los centros de coordinación de rescate (RCC

por sus siglas en ingles).

5. Unidades de Búsqueda y Rescate (SAR por sus siglas en ingles).

Figura 1-7 Proceso básico del sistema COSPAS-SARSAT

Para poder localizar la señal del ELT los ingenieros pensaron en un método

bastante ingenioso que está basado en el efecto de desplazamiento Doppler. Cuando un satélite se eleva sobre el horizonte hacia el lugar del accidente, su

velocidad de avance "acorta" las ondas de radio del ELT. En vez de recibir 121.5 MHz, el satélite detecta una frecuencia ligeramente superior. Cuando el satélite se aleja del lugar del accidente, los 121.5 MHz parece que se “estiraran” detectando una frecuencia más baja. Estos cambios (efecto Doppler) revelan la posición del accidente después de que varios satélites pasan desde diferentes direcciones.5

A pesar de todos los avances que se habían tenido a lo largo de la historia del ELT, en el año 2000 se votó para que la frecuencia 121.5/243MHz llegara a su fin para el año del 2009. La reemplazaría la frecuencia de 406 MHz, ya que esta disminuye las falsas alarmas y mejor la posibilidad de una rápida localización. Pero este nuevo equipo tuvo un incremento muy grande en los costos ya que las unidades de 121.5 /243 MHz tenían un costo bastante razonable que oscilaba entre los 200 USD hasta los 500 USD, el nuevo equipo tiene un costo de 1000 USD. A la fecha el sistema de 406 MHz esta en operación y es capaz de seguirle dando soporte a las unidades de 121.5/243 MHz.

5Buckwalter, Len (2005). Avionics Training: Systems, Installation and Troubleshooting. USA.

18

Figura 1-8Diagrama a Bloques de la Recepción y Emisión de la Alerta en el sistema COSPAS-SARSAT

El sistema de 406 MHz funciona con una mezcla de Leosar y Geosar. Los

satélites Leosar están moviéndose en una órbita baja, y pueden recibir, almacenar y transmitir el mensaje de auxilio. Debido a esto el satélite no tiene que tener al mismo tiempo el sitio del accidente y la estación en tierra, ya que puede esperar a tener una estación en tierra en su rango para poder entregar el mensaje de auxilio. Su punto negativo es que este tipo de satélite no puede dar una cobertura constante. En la figura 1.9 podemos observar claramente las orbitas de ambos tipos de satélites y las coberturas que tienen.6

Figura 1-9Orbitas de los satélites Geosar y Leosar

6 COSPAS-SARSAT. Detailed Cospas-Sarsat System Description, http://www.cospas-sarsat.int/en/system-overview/detailed-cospas-sarsat-system-description 2014

19

Para poder corregir esto se utilizan los satélites Geosar que se encuentran en

una órbita más alta y parecen estar estáticos. Estos satélites sin embargo no pueden ubicar a la aeronave con el efecto de desplazamiento Doopler (ya que se encuentran en un aparente reposo), para poder localizar a la aeronave necesitan recibir una señal que incluye la posición del sitio de desastre enviada desde un GPS incluido en el ELT. Su gran desventaja es que no pueden dar cobertura en los polos, como se alcanza a apreciar en la figura 1.9.

En el año 2010 el sistema completo comprendía:

Seis satélites Leosar en orbitas polares a 850 km arriba de la superficie de la tierra.

Cada satélite tiene un rango de visión de 3000 km de radio.

Cinco satélites Geosar que están en cobertura constante entre las latitudes 70°N y

70°S.

76 LUTs o estaciones en tierra (55 para Leosar y 21 para Geosar).

30 MCC para la difusión de las alertas a los servicios de SAR.

Más de 900,000 unidades operando en las frecuencias de 406 MHz.

Una de las principales ventajas del sistema de 406 MHz es que el ELT ya no

transmite de manera anónima, esto se debe a que el ELT transmite un mensaje digital en la señal de radio con una clave de identificación. Para esto todos los usuarios se tienen que registrar en una base de datos de SARSAT en la cual se le piden información de contacto. En caso de que se detecte que un ELT es activado se procede a realizar una búsqueda telefónica para poder saber si es una falsa alarma. Se espera que esta idea reduzca las falsas alarmas en un 70 por ciento.7

7 COSPAS-SARSAT. Cospas-Sarsat System, http://www.cospas-sarsat.int/en/system-overview/cospas-sarsat-system 2014

20

1.3 Objetivo

El propósito de la presente tesina es aportar información detallada de uno de los sistemas de supervivencia más importantes con los que cuentan las aeronaves actuales, los Transmisores de Localización de Emergencia, a los cuales por sus siglas en ingles nos referiremos como ELT (EmergencyLocatorTransmitters).

Consideramos de vital importancia el estudio y la mejora de los ELT ya que su propósito es salvar vidas y localizar los restos de la aeronave en caso de accidentes aéreos.

En este documento se describirán los antecedentes; principio de funcionamiento del ELT y principio de funcionamiento del sensor encargado de medir las fuerzas G a las que es sometido el ELT; tipos de ELT y una propuesta de mejora a los ELT aplicable al Boeing 777.

Tal y como se explicó previamente los ELT más utilizados en la aviación son los del tipo AF en los que el sensor encargado de detectar fuerzas G es de gran importancia ya que es la única forma en la que se activa el sistema del ELT.

Como mejora proponemos un sistema alternativo en el que la activación del ELT no solo se dé por la detección de las fuerzas G que se generan a la hora de un impacto, si no que el sensor (acelerómetro) encargado de medir las fuerzas G tenga la capacidad de detectar cuando la aeronave se encuentra en caída libre. El sensor realizará automáticamente mediciones de las fuerzas G a las que está sometida la aeronave en todo momento para verificar que la aeronave no se encuentre en una situación de caída libre y en caso de ser así activar el ELT para saber la posición global de la aeronave instantes antes de que ésta se estrelle contra el suelo.

De ésta manera sin importar si la aeronave aterriza en tierra o agua será posible tener un registro de la ubicación exacta del avión mientras éste se desploma. Con esto se pretende contar con una mayor precisión y eficiencia a la hora de movilizar operaciones de búsqueda y rescate, reduciendo tiempos y costos producidos por la incertidumbre que surge cuando el sistema de localización de emergencia falla por algún motivo, ya sea porque la aeronave caiga en el océano o simplemente porque se dañó el ELT a la hora del choque.

21

1.4 Objetivos Específicos

Comprender el funcionamiento del sistema de localización de emergencia en base a la

historia y desarrollo de los ELTs.

Describir a fondo el funcionamiento y la arquitectura de los ELTs.

Identificar las áreas de oportunidad en las que el los ELTs podrían mejorar su

funcionamiento.

Proponer una mejora viable para mejorar el funcionamiento de los ELTs.

Desarrollar la mejora del ELT.

Simular virtualmente la mejora del ELT con ayuda de software y registrar resultados

de funcionamiento.

22

1.5 Hipótesis

Si se aplica una mejora viable y eficiente al sistema de localización de

emergencia específicamente a los ELTs, se reducirá considerablemente el porcentaje de fallas en la activación del sistema de localización de emergencia a la hora de un siniestro por causa de la colisión en tierra o en agua, ya que se busca que el ELT se active antes de que la aeronave se impacte contra el suelo. Se agilizarán las operaciones de búsqueda y rescate, reduciendo el tiempo en el que se localizan los restos de la aeronave y se aumentará el porcentaje de supervivencia en caso de que existan supervivientes en los accidentes aéreos.

23

1.6 Marco Teórico

Actualmente la industria de la aviación crece a pasos agigantados en países desarrollados como los Estados Unidos de América, China, Japón, Rusia, Alemania, etc. En nuestro país, gracias a la globalización, ese crecimiento no es ajeno y a la fecha, la industria aeronáutica y aeroespacial en México, se han ido desarrollando de manera que nos hemos visto en la necesidad de ponernos al día con la tecnología de vanguardia para poder hacer frente a la demanda social y tecnológica que crece día con día en nuestro país.

Si bien es cierto que en México se cuenta con un atraso considerable en el desarrollo de patentes y nuevas tecnologías a comparación de países más desarrollados, creemos que nunca es tarde para innovar y sumarnos a listas de países capaces de generar tecnología innovadora, fiable y rentable para el futuro.

Debido a todo esto, el crecimiento de la industria aeronáutica y aeroespacial en

todo el mundo, el surgimiento de nuevas tecnologías y por ende el surgimiento de los nuevos retos que conlleva la nueva tecnología, es de esperarse que surjan temas de gran relevancia tales como la seguridad, el medio ambiente, la ética y el impacto social que tiene como consecuencia el desarrollo e implementación de la tecnología de avanzada ennuestro día a día.

La tendencia actual en el desarrollo de aeronaves, es crear aeronaves cada vez

más inteligentes, autónomas e independientes. Como bien sabemos el 85% de los accidentes en todas las áreas del desarrollo humano se dan por el factor humano. Dado a esto es de esperarse que con el paso del tiempo el ser humano confíe cada vez más y más en las máquinas para realizar actividades de alto riesgo y alta precisión.

Un ejemplo claro del desarrollo tecnológico actual es el Boeing 777 el cual se

muestra en la figura 1.10 donde se puede apreciar la versión Freighter del Boeing 777 en sus primeras pruebas de vuelo. Ésta aeronave cuenta con unos de los sistemas de aviónica más avanzados que se encuentran actualmente en el mercado.

Figura 1-9Boeing 777 Freighter en pruebas de vuelo

24

Boeing 777

El Boeing 777 es un avión de tipo comercial a reacción, bimotor, de largo alcance y fuselaje ancho tal y como se muestra en la figura 1.11 donde se puede apreciar la configuración y las medidas de la aeronave, fabricado por la compañía estadounidense Boeing CommercialAirplanes. Conocido frecuentemente como el “Triple Siete”. Ésta aeronave cuenta con una capacidad para transportar más de 300 pasajeros y tiene un alcance desde 9695 hasta 17 370 km, dependiendo de la versión.

Algunos de los rasgos más distintivos del 777 son que incorpora los motores

turbofan de mayor diámetro, tiene un juego de seis ruedas en cada tren de aterrizaje principal, su fuselaje tiene una sección transversal de forma perfectamente circular a excepción de la cabina y la parte posterior de la cola. Fue diseñado con la finalidad de reemplazar aviones comerciales de fuselaje ancho más antiguos y cubrir la diferencia de capacidad y alcance existente entre el 767 y 747. Fue el primer avión comercial de Boeing con sistema de control fly-by-wire (FBW), por tanto con mandos de vuelo controlados por computadora; y también fue el primer avión comercial en ser diseñado completamente por software de computadora (CAD).8

Figura 1-10Dimensiones Boeing B777-200ER

8Delta Virtual Airlines (2014), Boeing 777-200ER Aircraft Operations Manual, USA.

25

Fly-By-Wire

Fly-by-wire (FBW, por sus siglas en inglés), traducido como “pilotaje por cable” o “pilotaje por mandos electrónicos”. Es un sistema que reemplaza los controles de vuelo manuales convencionales de un avión con una interfaz electrónica.

Los movimientos de los mandos de vuelo del piloto son convertidos en señales electrónicas que se transmiten por cables (de ahí el término fly-by-wire) y las computadoras de control de vuelo determinan la manera correcta y precisa de cómo se debe mover el actuador de cada una de las superficie de control para proporcionar la respuesta ordenada.

El sistema fly-by-wire también permite elenvió automático de señales por parte de las computadoras de la aeronave para realizar ciertas funciones sin que intervenga el piloto o la tripulación, como ayudar automáticamente a estabilizar la aeronave. El concepto de "Flybywire" se ha ido ligado al del abandono del enfoque clásico en el que se diseñaban los aviones en décadas pasadas. En este enfoqueclásicose buscaba una configuración que fuese estable desde el punto de vista aerodinámico sin necesidad de actuar sobre las superficies de control.

En los aviones más modernos, el diseño ya no es estable por sí solo, sino que el avión se diseña inestable a propósito, y la estabilidad en vuelo se obtiene mediante la acción constante de las superficies de control, continuamente adaptada a las circunstancias del vuelo.9

Sistema de Posicionamiento Global (GPS) El Sistema de Posicionamiento Global (GPS por sus siglas en inglés), es un sistema permite determinar en todo el mundo la posición de un objeto, una persona o un vehículo con una precisión hasta de centímetros, aunque lo habitual son unos pocos metros de precisión. El sistema fue desarrollado, instalado y empleado por el Departamento de Defensa de los Estados Unidos. El sistema GPS está constituido por 24 satélites y utiliza la triangulación para determinar en todo el globo terráqueo la posición con una precisión bastante aproximada a la realidad, en la figura 1.12 se puede observar uno de los satélites NAVSTAR GPS en una de sus pruebas previas al lanzamiento.

El GPS funciona mediante una red de 24 satélites en órbita sobre el planeta tierra, a 20,200 km, con trayectorias sincronizadas para cubrir toda la superficie de la Tierra. Cuando se desea determinar la posición, el receptor que se utiliza para ello

9 García de la Cuesta, Jorge (2003). Aviation Terminology: TerminologíaAeronáutica, México.

26

localiza automáticamente como mínimo tres satélites de la red, de los que recibe unas señales indicando la identificación y la hora del reloj de cada uno de ellos. Con base en estas señales, el aparato sincroniza el reloj del GPS y calcula el tiempo que tardan en llegar las señales al equipo, y de tal modo mide la distancia al satélite mediante "triangulación" (método de trilateración inversa), la cual se basa en determinar la distancia de cada satélite respecto al punto de medición. Conocidas las distancias, se determina fácilmente la propia posición relativa respecto a los tres satélites. Conociendo además las coordenadas o posición de cada uno de ellos por la señal que emiten, se obtienela posición absoluta o coordenadas reales del punto de medición. También se consigue una exactitud extrema en el reloj del GPS, similar a la de los relojes atómicos que llevan a bordo cada uno de los satélites.10

La antigua Unión Soviética construyó un sistema similar llamado GLONASS, ahora gestionado por la Federación Rusa.

Actualmente la Unión Europea está desarrollando su propio sistema de posicionamiento por satélite, denominado Galileo.

A su vez, la República Popular China está implementando su propio sistema de navegación, el denominado BEIDOU, que prevén que cuente con entre 12 y 14 satélites entre 2011 y 2015. Para 2020, ya plenamente operativo deberá contar con 30 satélites. En abril de 2011 tenían 8 en órbita.

Figura 1-11 Satélite NAVSTAR GPS

10 Catherine, Alexandrow (2008), "The Story of GPS", USA.

27

Radiobaliza de Emergencia

Una radiobaliza de emergencia es un aparato transmisor de radio utilizado en situaciones de alto riesgo o emergencia para facilitar la localización de algún vehículo (barco, aeronave o transporte terrestre), algún objeto o una persona que se encuentran en peligro. Cuando se activa, este dispositivo envía señales intermitentes con los datos que permiten la localización de personas, buques o aeronaves (al igual que un sistema de posicionamiento global GPS) en la necesidad de rescate. La señal es recogida por un satélite de la red (COSPAS-SARSAT, mencionado anteriormente) que calcula la posición y alerta a los servicios de rescate. Los modelos más modernos pueden enviar las coordenadas, lo que agiliza el rescate.

La finalidad básica de esta tecnología es permitir el rescate de manera más ágil con la mayor rapidez posible para rescatar a las víctimas, pues se sabe estadísticamente que la mayoría de las bajas sólo sobrevive los primeros días, cuando no sólo el primer día, dependiendo de la situación. Entre 1982 y 2002, este sistema permitió el rescate de cerca de 14,700 personas. En 2002, se registraron aproximadamente 82,000 usos del sistema, ayudando a muchas personas en todo el mundo. Existen tres tipos de radiobaliza de emergencia:

Navegación marítima: EPIRB-RLS (Emergency Position-Indicating Radio Beacon,

Radiobaliza de Localización de Siniestros).

Navegación aérea: ELT transmisores de localización de emergencia usados en

aviación tal y como se muestra en la figura 1.13.

Uso personal: PLB (Personal LocatorBeacon).

Características generales de una radiobaliza

La mayoría del equipo es de colores brillantes (rojo, amarillo, naranja), resistentes al agua (solo algunos modelos), esto se puede apreciar en la figura 1.13 donde se muestran algunos de los diferentes tipos de radiobaliza usados en la aviación; miden unos 30 cm de ancho, y pesan de 2 a 5 kg. Se pueden adquirir en las tiendas náuticas o de aviación, y en algunos países en tiendas de material de montaña. Las unidades tienen una vida útil aproximada de 10 años, y se construyen para operar en condiciones severas (-40 ° C a 40 ° C), y transmitir la señal de 24 a 48 horas.

El emisor transmite en una frecuencia entre 406 MHz a 406.1 MHz y en la frecuencia 121,500 MHz. La vida de la batería debe ser como mínimo de 40 horas a -40°C. Las balizas marinas se pueden poner en funcionamiento automáticamente

28

cuando entra en contacto con agua de mar o tan pronto como salen de su contenedor (presencia de un imán que actúa como un interruptor). También se puede activar manualmente. Las balizas de aviación se activan cuando sufren una fuerte desaceleración.

Figura 1-12Diferentes tipos de Radiobaliza de emergencia usados en aviación

Radiobalizas COSPAS-SARSAT de 406 MHz Una baliza COSPAS-SARSAT de 406 MHz, también llamada radiobaliza de emergencia, es un radio transmisor el cual puede ser activado en situaciones de alto riesgo o en situaciones de emergencia donde peligra la vida, para pedir ayuda a las autoridades de gobierno. El programa internacional COSPAS-SARSAT, una cooperación intergubernamental entre 43 países y agencias de todo el mundo, mantienen una red de satélites y apoyo en tierra para recibir señales de emergencia emitidas por las balizas de 406 MHz y dar aviso a las autoridades correspondientes en más de 200 países y regiones del mundo. 406 MHz es la banda de radiofrecuencia en la cual las balizas de emergencia transmiten sus alertas, además es la banda monitoreada alrededor del mundo por el sistema COSPAS-SARSAT. Las radiobalizas designadas para uso aeronáutico son conocidas como Transmisores de Localización de Emergencia. Algunos ELTs (en su mayoría los modelos antiguos) transmiten solo señales analógicas en las bandas de 121.5MHz o 243 MHz. El sistema COSPAS-SARSAT ya no monitorea en la actualidad esas frecuencias, solo se monitorea a los modelos de ELT que transmiten a 406MHz, tal y como se muestra en la tabla 1.1.

29

Frecuencias Canales Fechas de comercialización

406.025 MHz B balizas construidas entre 1982 y 2001

406.028 MHz C balizas construidas entre 2000 y 2006

406.037 MHz F balizas construidas después de 2004

406.040 MHz G balizas construidas después de 2011

406.049 MHz J futuras balizas

406.052 MHz K futuras balizas

406.061 MHz N futuras balizas

406.064 MHz O futuras balizas

406.073 MHz R futuras balizas

406.076 MHz S futuras balizas

Tabla 1.1 Radiobalizas COSPAS_SARSAT de 406 MHz.

Es importante mencionar que el programa COSPAS-SARSAT no fabrica, promociona, ni comercializa radiobalizas de emergencia. Las balizas se fabrican, promocionan y se comercializan competitivamente por muchas compañías alrededor del mundo.

Los modelos de radiobaliza son sometidos a rigurosos procedimientos de pruebas de COSPAS-SARSAT para verificar que se puedan operar en condiciones extremas. Una vez que la radiobaliza pasa todas las pruebas satisfactoriamente se considera una radiobaliza COSPAS-SARSAT aprobada para emergencias.

30

Una radiobaliza no tiene la capacidad de transmitir una señal de rescate hasta que ésta no es activada, es por eso que el sistema COSPAS-SARSAT no puede encontrar radiobalizas que no han sido activadas. Como se explicó anteriormente existen diferentes modos de activación de una baliza de emergencia, ya sea manualmente o automáticamente. A pesar de todas las pruebas, las radiobalizas usadas en aviones fallan a menudo por las enormes fuerzas a las que se ven sometidas en los accidentes. Es por eso que se necesita con urgencia un sistema en el que las radiobalizas se puedan activar automáticamente sin necesidad de que exista un impacto de por medio.11

11 COSPAS-SARSAT. How do I select and purchase a 406 MHz Cospas-Sarsat Beacon?,http://www.cospas-sarsat.int/en/beacon-ownership/how-do-i-select-and-purchase-a-406-mhz-cospas-sarsat-beacon, 2014.

31

1.7 Alcance

La presente tesina abarca el diseño de propuesta de mejora para uno de los modelos de ELT usados en la aviación, a bordo del Boeing 777 en algunas de sus versiones comerciales más actuales.

En un primer plano describiremos a fondo el funcionamiento básico de una

radiobaliza de emergencia de uso aeronáutico, enunciando sus componentes principales y la arquitectura con la cual operan dichos dispositivos de localización satelital, todo esto para detectar las áreas de oportunidad dentro del funcionamiento de los ELT usados en el Boeing 777.

También describiremos el funcionamiento del sistema COSPAS-SARSAT y las

partes que componen al sistema para hacer posible la localización de las radiobalizas alrededor del mundo.

En un segundo plano describiremos detalladamente nuestra propuesta de

mejora en la cual modificaremos la forma en la que opera el sensor de fuerzas G que tiene el ELT de manera que éste sea capaz de detectar en todo momento una actividad de caída libre. Para esto, describiremos los tipos de acelerómetros usados en los ELT, la manera en la que funcionan y propondremos un programa en el cual el acelerómetro tenga la capacidad de tomar varias mediciones automáticas en las cuales se pueda corroborar cuando la aeronave se encuentra en caída libre, y en el momento que se detecte la caída libre se active el dispositivo ELT.

En nuestra propuesta de mejora se realizara un paso a paso de cómo llevar a

cabo una simulación virtual de nuestro programa, así como una simulación real de un acelerómetro programado para detectar caída libre.

Presentaremos un reportegeneral de los resultados obtenidos en dichas

simulaciones y se llegará a la conclusión de si nuestra propuesta de mejora es viable y útil para la aviación moderna.

32

CAPÍTULO 2

COMPONENTES Y PRINCIPIO DE

FUNCIONAMIENTO DEL ELT

33

2.1 Componentes básicos de un ELT Un ELT en su definición más básica y general se compone de los siguientes elementos para realizar su función dentro de una aeronave, cualquiera que ésta sea:

ELT (carcasa y circuitería)

Antena

Cable coaxial

Interruptor

Baterías

En la figura 2.1 podemos observar los componentes básicos externos de un ELT marca ARTEX.

Figura 2-1Componentes Externos del ELT

34

Antena

Como se aprecia en la figura 2.2 existen varios tipos de antena, esto obedece principalmente a las velocidades de la aeronave. En la figura 2.2 podemos observar diferentes tipos de antenas utilizadas para los ELT. En la imagen podemos apreciar, que hay 4 tipos principales de antena.

Figura 2-2Tipos de Antena utilizadas en un ELT

La antena fuselada es utilizada principalmente en aeronaves de alta velocidad. Es la

más costosa de las 4.

La antena con forma de barra (blanca), es utilizada en aeronaves en las que su

velocidad es mayor a 350 nudos.

La antena de látigo es utilizada principalmente en aeronaves chicas y de baja

velocidad, hay algunas que se pueden montar hasta en alas deltas.

La antena portátil plegable se utiliza para poder transportar el ELT una vez ocurrido el

accidente. Esta antena generalmente se incluye en los ELT de tipo AP.

Interruptor (switch)

Como se muestra, en la figura 2.3 nos damos cuenta que el interruptor del ELT tiene solo dos posiciones. La primer posición es la de ON (encendido) que sirve para que el piloto activo el ELT de forma manual y remota, esto en caso de emergencias y que el ELT no se haya activado. El segundo modo es ARM (armado) en el cual se encuentra la mayor parte del tiempo el ELT. Este modo el ELT queda en espera hasta que es activado por el sensor de fuerzas G o por el piloto con el modo anterior.

35

Figura 2-3Interruptor del ELT

Cabe resaltar que el modo de reset (reinicio) y de prueba cambia de modelo en modelo depende de la marca de los ELT, generalmente lo que varía es el tiempo que tienes que esperar entre que presionas ON y tienes que regresar a ARM. Si el ELT es accionado por accidente en tierra empieza a sonar una alerta para avisar que se encendió, para que se apague de manera inmediata y se contacte a las autoridades correspondientes para evitar que se movilicen la unidad de rescate. Si el ELT es activado de manera accidental basta la llamada para poder solucionar todo, pero si se comprueba que es activado intencionalmente se producen multas contra el culpable.

Cable coaxial Otra parte importante es el cable coaxial, generalmente incluye dos cables, uno

que comunica el ELT con el GPS de la aeronave con un conector BNC y el segundo comunica al ELT y la antena con un conector SMA. En la figura 2.4 podemos observar ambos conectores.

Figura 2-4Conector BNC y SMA

36

Carcasa

La principal función de la carcasa es proteger la circuitería y las baterías de golpes y líquidos que los puedan dañar. Como se menciona en el capítulo 1 en el mercado existen diferentes tipos de ELT y cada uno de ellos tiene una carcasa diferente, esta cambia dependiendo del tipo de ELT que se requiera utilizar.

Baterías

Por último en la figura 2.5 podemos observar las baterías de un ELT marca Artex, este es otro componente fundamental en el sistema, ya que una mala instalación, mantenimiento o elección de reemplazo de baterías puede ocasionar que el sistema lance falsas alarmas o que simplemente no sirva. Por reglamento se tienen que reemplazar o recargar (de ser posible) cada que el ELT cumple una hora acumulada de funcionamiento o cuando es utilizado el 50% de su carga o en caso de las baterías recargables cuando el 50% de su vida útil a pasado.

Figura 2-5Baterías de un ELT

37

En la figura 2.6 podemos ver el diagrama a bloques del sistema eléctrico de un ELT marca Artex. En dicha figura podemos apreciar que hay un módulo de programación en el cual se encuentra el código único de la aeronave de 24 bits o su número de cola. En el bloque principal se puede ver el lazo del sensor de fuerzas G, con el que se activa el ELT, el interruptor remoto es el que va conectado a la cabina del piloto para poder accionar el ELT de forma manual y remota, en caso de accionarse el sistema empieza a sonar la sirena para poder alertar a los pilotos de su activación y se apague en caso de que no se haya deseado activar. 12 La antena que se utiliza es capaz de transmitir en las tres frecuencias (12.5 MHz, 223 MHz y 406 MHz). Las conexiones de ARINC 429 van hacia el GPS, el cual envía los datos de donde se encuentra la aeronave accidentada para que sea más eficiente su búsqueda.

12Buckwalter, Len (2005). Avionics Training: Systems, Installation and Troubleshooting, USA.

Figura 2-6Diagrama Eléctrico a Bloques de un ELT marca Artex

38

2.2 Principio de funcionamiento del ELT A lo largo de los capítulo uno y dos se ha hablado de la importancia del ELT, antecedentes, tipos de ELT, sus componentes principales y su funcionamiento a grandes rasgos, pero para poder proponer mejoras al ELT es necesario profundizar en el principio de funcionamiento de este mismo y es eso precisamente lo que nos lleva a formularnos preguntas como: ¿Cuál es el elemento encargado de hacer que el ELT detecte las fuerzas G?; ¿Cuál es el principio de funcionamiento del sensor que detecta las fuerzas G?; ¿Qué tipos de sensores existen para detectar fuerzas G?; ¿Cuál es el criterio de selección que se debe tomar en cuenta para elegir un sensor para un ELT? Y ¿cuáles son los precios en los que se puede conseguir dichos sensores? A continuación se responderán cada una de las preguntas anteriores, para dejar bien en claro cómo es que un ELT detecta las fuerzas G.

¿Cuál es el elemento encargado de hacer que el ELT detecte fuerzas G?

Si bien para poder saber esto, es necesario conocer primero que es una fuerza G. Una fuerza G significa fuerza gravitacional,y no es una medida de fuerza sino una medida intuitiva de aceleración. Está basada en la aceleración que produciría la gravedad terrestre en un objeto cualquiera en condiciones ideales (sin atmósfera u otro rozamiento). Una aceleración de 1G es generalmente considerado como igual a la gravedad estándar, que es aproximadamente de 9.81 metros por segundo cuadrado (m/s2).

La fuerza G para un objeto es de 0G en cualquier ambiente sin gravedad, como

una caída libre o un satélite orbitando la Tierra y de 1G a cualquier objeto estacionario en la superficie de la Tierra al nivel del mar. Aparte de esto, las fuerzas G pueden ser mayores a 1, como en una montaña rusa, en una centrifugadora o en un cohete.

En la figura 2.7 se puede apreciar cómo actúan diferentes intensidades de

fuerzas G sobre el cuerpo del piloto de pruebas norte americano John P. en un entrenamiento para resistir las fuerzas G generadas en el despegue de un cohete.

39

Sabiendo que las fuerzas G son básicamente aceleraciones, es evidente que el

dispositivo encargado de medirlas sea un acelerómetro. La medida de la aceleración ha alcanzado recientemente cotas de utilización

muy altas, en parte gracias a las excelentes prestaciones de los señores desarrollados para ser aplicados en sistemas de seguridad en la industria aeronáutica, aeroespacial y automotriz, como es el caso del airbag (bolsa de aire). Los primeros sensores de aceleración y vibración eran auténticos sistemas de alta complejidad y reducida fiabilidad, que se basaban en la medida de los desplazamientos de una masa inercial sujeta a la aceleración con resortes que contrarrestaban el efecto de la fuerza generada por la masa.

De la misma forma, la medida de la vibración resulta muy parecida a la de la

aceleración ya que la presencia de movimientos vibratorios supone aceleraciones cambiantes cuyo aspecto es similar al movimiento inicial.

Otras variables habituales que llevan implícita la medida de la dan lugar a los

sensores de impacto que se caracterizan por la detección de fuertes aceleraciones en cortos periodos de tiempo, como en el caso de los sensores de choque que disparan las bolsas de aire de los automóviles, o los ELT que se activan al chocar una aeronave.

En todos estos casos cabe hablar de medidas de aceleración y los sensores para

cada aplicación serán siempre acelerómetros aunque, en función de lo que se vaya a medir, el dispositivo estará diseñado para ofrecer las mejores características en ese sentido.

Figura 2-7Secuencia de fotos en el tiempo de un entrenamiento para resistir fuerzas G a bordo de un cohete estadounidense

40

Así pues, aunque la medida de la aceleración genérica tenga varias vertientes, en muchas ocasiones los sensores se denominan como sensores de vibración, de choque o de impacto, a pesar de que todos ellos puedan ser agrupados dentro del campo de los acelerómetros porque, de hecho, lo son.

Finalmente, cabe considerar los sensores de golpe (tiltsensors) que son un caso

de sensor de impacto para detectar pequeños golpes.

¿Qué es un acelerómetro?

Se denomina acelerómetro a cualquier instrumento destinado a medir aceleraciones. Esto no es necesariamente la misma que la aceleración de coordenadas (cambio de la velocidad del dispositivo en el espacio), sino que es el tipo de aceleración asociada con el fenómeno de peso experimentado por una masa de prueba que se encuentra en el marco de referencia del dispositivo.

Para que todo esto quede más claro, comenzaremos por la definición de

aceleración como cantidad física que resulta de interés registrar. La aceleración es una cantidad física que indica el ritmo o tasa con que aumenta o disminuye la velocidad de un móvil en función del tiempo. Su definición completa requiere señalar dirección y magnitud, razón por la que normalmente se representa mediante un vector. Sus dimensiones son longitud entre tiempo al cuadrado y sus unidades según el sistema internacional, son m/s2.

Los acelerómetros en su forma más simple típicamente consisten en cuatro

componentes: una masa móvil, llamada masa de prueba o masa sísmica; una suspensión formada por uno o varios soportes y resortes elásticos; un amortiguador; y un mecanismo mediante el cual se registra el desplazamiento de la masa móvil. La masa se utiliza para generar una fuerza debida a la aceleración o desaceleración del cuerpo sobre la que está montado el acelerómetro. La suspensión sujeta la masa móvil y cumple funciones de soporte rígido (de forma que impide el desplazamiento de la masa en las direcciones “y” y “z”, por ejemplo) y de resorte (de modo que regresa la masa a su posición original en la dirección “x”, una vez que la aceleración desaparece). El amortiguador es generalmente el volumen de aire, o ambiente controlado, capturado dentro del encapsulado o cavidad que rodea al dispositivo y se diseña para controlar el comportamiento de la masa móvil con el fin de obtener características favorables en la respuesta en frecuencia. El desplazamiento de la masa se transforma en una señal eléctrica de salida gracias al mecanismo de registro. Los acelerómetros lineales son clasificados en planares (registran sobre el eje “x” o “y”) y fuera de plano (registran sobre el eje “z”). La elección de ejes de registro se determina principalmente por las características de la aplicación. Actualmente existen prototipos de acelerómetros con capacidad de registro en los tres ejes cartesianos dentro de un mismo encapsulado.

41

¿Cuál es el principio de funcionamiento del acelerómetro? Para analizar el principio de funcionamiento del acelerómetro será necesario iniciar con la llamada segunda Ley del Movimiento de Newton, la cual mediante la siguiente ecuación expresa la relación entre fuerza, aceleración y masa. Siendo las dos primeras cantidades vectoriales.

= 𝑚 Donde “F” es fuerza, “m” es la masa y “a” es la aceleración. A partir de ésta ecuación es fácil comprender que la aceleración de un cuerpo (masa) se puede determinar midiendo la fuerza que actúa sobre dicho cuerpo. Un cuerpo (masa) sobre la superficie terrestre experimenta una aceleración de 9.8 m/s2 o 1g si se le deja en caída libre. El cambio en la velocidad del cuerpo (masa) como función del tiempo es la aceleración que dicho cuerpo experimenta y de acuerdo con lo señalado por la ecuación de la segunda Ley de Newton se requiere de una fuerza actuando sobre la masa para crear velocidad. Dado que no tiene significado hablar de la masa como un escalar negativo, es evidente que la fuerza y la aceleración como cantidades vectoriales tienen la misma dirección y sentido. Dado que los acelerómetros son dispositivos que determinan la fuerza necesaria para crear un cambio de velocidad, al mantener la masa constante y acelerar el cuerpo o estructura sobre la que se encuentra montado el acelerómetro, el resorte que conecta la masa con la estructura es el medio de transmisión mecánica de la aceleración; el cual al no ser un cuerpo rígido se ve afectado por la inercia de la masa (se opone al movimiento) y cambia su longitud. El resorte se elonga o contrae como consecuencia del sentido de la aceleración (dado que el movimiento de la masa se encuentra restringido a uno de tipo rectilíneo) y dicha deformación medida en unidades de longitud es proporcional a la fuerza que la provoca. Así, la relación entre el desplazamiento del resorte y la fuerza que actúa directamente o indirectamente sobre él se expresa mediante la siguiente ecuación.

= 𝑘 Donde “F” es fuerza, “k” es una constante escalar de proporcionalidad entre la fuerza y el desplazamiento y se le conoce como constante del resorte. La medición del desplazamiento “x” de la masa móvil respecto de la estructura de montaje es en realidad una cuantificación directa de la aceleración.

42

Figura 2-8 Principio de la aceleración

Cuando no existe fuerza alguna de fricción o amortiguamiento que se oponga a

la fuerza que provoca la aceleración, el desplazamiento de la masa móvil se presenta en proporción directa a dicha aceleración. Cuando la velocidad y el sentido de movimiento se invierten, la tendencia del cuerpo a mantener su estado provoca un sobrevuelo en el desplazamiento y agrega una fuerza actuante sobre el resorte en oposición a la fuerza que genera la aceleración. Si éste movimiento continua de forma armónica con una frecuencia de oscilación tal que se agrega una fuerza sobre el resorte en oposición a la aceleración, cada vez que se invierte el sentido de movimiento, y además, no existen fuerzas de amortiguamiento o fricción, se presentará un desplazamiento superior al generado por la fuerza que induce la aceleración, alrededor de la frecuencia natural de resonancia del sistema masa-resorte.

El desplazamiento en la frecuencia natural se maximiza 90° desfasado respecto de la aceleración del cuerpo o estructura de montaje. De cualquier forma, los sistemas masa-resorte en la mayoría de las configuraciones de acelerómetros encuentran fuerzas de fricción o de arrastre en un medio viscoso (aire) que actúan sobre la masa móvil y que en consecuencia amortiguan las oscilaciones. Estas fuerzas de amortiguamiento generan desplazamientos no lineales y, afectan el ancho de banda y los rangos de frecuencias útiles del sistema. De este modo cuando se habla de un acelerómetro en realidad se habla de un sistema masa-resorte-amortiguador cuya ecuación general en el dominio del tiempo se expresa como:

𝑚𝑎 = 𝑚𝑑2𝑥

𝑑𝑡2+ 𝑐

𝑑𝑥

𝑑𝑡+ 𝑘𝑥

43

Lo que arroja la siguiente función de transferencia para dicho sistema:

𝐻(𝑠) =𝑋(𝑠)

𝐴(𝑠)=

1

𝑠2 +𝑐

𝑚𝑠 +

𝑘

𝑚

Donde “c” es el coeficiente de amortiguamiento de la masa móvil. Es importante señalar que las frecuencias de resonancia de los acelerómetros basados en sistemas micro electromecánicos se encuentran en el rango de 100 a 20000 Hz y los factores de calidad pueden ser desde inferiores a la unidad para acelerómetros sobre amortiguados hasta superiores a 100 para acelerómetros sub amortiguados. La presencia de fuerzas de amortiguamiento debidas al desplazamiento de la masa móvil en un medio viscoso completan el sistema masa-resorte-amortiguador. El amortiguamiento tiene dos fuentes o modalidades: la primera debida al desplazamiento de la masa móvil sobre las delgadas capas de aire atrapadas en ella y la placa de semiconductor (oblea) y la segunda debida a la compresión del aire atrapado entre los perfiles de electrodos (peine electrostático). Sin embargo, el coeficiente de amortiguamiento no puede considerarse como absolutamente invariable, pues depende en buena medida del diseño mecánico del acelerómetro y se incrementa con la deflexión vertical de los soportes de la masa móvil y con la frecuencia de oscilación de la masa.13 Dado que la respuesta dinámica del sistema se ve afectada considerablemente por el amortiguamiento, debe cuidarse su magnitud en relación con otros parámetros de diseño. Finalmente, la cuantificación de la aceleración se hace mediante el registro del desplazamiento de la masa móvil (en relación con el cuerpo o estructura sobre la que está montado el acelerómetro) y su transformación en una señal eléctrica a través de distintos mecanismos de transducción; los más comunes son: un puente piezoresistivo (que aprovecha la variación de la resistencia eléctrica en materiales semiconductores ante la presencia de cargas mecánicas), un arreglo capacitivo variable (formado a partir de electrodos paralelos móviles y fijos debidamente intercalados) o una celda piezoeléctrica (que aprovecha la generación de una polarización interna en respuesta a una tensión mecánica en materiales cristalinos). El voltaje obtenido como resultado de la transducción del desplazamiento se acondiciona mediante procesos de amplificación, filtrado y, eventualmente, conversión digital. De todo esto se hablara más a detalle en el transcurso de la presente tesina.

13 Monje Centeno, Daniel (2010), Conceptos electrónicos en la medida de la aceleración y la vibración, España.

44

2.3 Tipos de Acelerómetros

Como se dijo anteriormente una de las formas de activación del ELT es por medio de un sensor de fuerzas G que en realidad es un acelerómetro que con ayuda de un software hace la conversión a los G (1𝐺 = 9.81𝑚/𝑠2) , al llegar al límite programado activa al ELT. A continuación se explicara brevemente los diferentes tipos de acelerómetros que se encuentran en el mercado.

Acelerómetros capacitivos. Modifican la posición relativa de las placas de un micro condensador cuando es sometido a una aceleración. El movimiento paralelo a una de las placas del condensador hace variar su capacidad. Los acelerómetros capacitivos basan su funcionamiento en la variación de capacidad entre dos o más conductores entre los que se encuentra un material dieléctrico. El circuito detector captura los picos de voltaje el cual alimenta un circuito amplificador sumador que entrega una señal de salida. Los sensores capacitivos encapsulados en un hip de silicio se emplean para medir la aceleración. Su integración en silicio permite reducir los problemas derivados por la temperatura, humedad, capacidades parasitas, terminales, etc. En la figura 2.9 podemos observar el sensor micro mecanizado, al sufrir diferentes aceleraciones o desaceleración se ejerce una fuerza a la más que al moverse libremente desplaza una placa provocando un cambio en la capacidad de este. Las placas del capacitor y los puntos externos del resorte están fijos al sustrato.

Figura 2-9Micro mecanismo del Sensor de Aceleración Capacitivo

Acelerómetros piezoeléctricos. Su funcionamiento se basa en el efecto piezoeléctrico. En el que una deformación física de un material causa un cambio en su estructura cristalina, esto a su vez causara que cambien las características físicas del material. Su principal

45

inconveniente radica en su frecuencia máxima de trabajo y en la incapacidad de mantener un nivel permanente de salida ante una entrada común. En la figura 2.10 podemos observar que el cristal es unido a una masa para que cuando el acelerómetro sea sometido a una fuerza G, la masa comprima al cristal el cual emite una señal. El valor de esta señal puede ser relacionado con la fuerza G al que fue sometido el acelerómetro.

Figura 2-10Funcionamiento Acelerómetro Piezoeléctrico

Existen unos acelerómetros que cuentan con una etapa de pre-amplificación, este tipo de sensores son cada vez más utilizados debido a que producen un valor de voltaje proporcional al a excitación aplicada en la salida del amplificador y su comportamiento resulta independiente y que su carga y resistencia de entrada permanece constante. Este tipo de sensores precisa de alimentación para funcionar. En la figura 2.11 podemos observar cómo se constituye un sensor piezoeléctrico pre-amplificado.

Figura 2-11Sensor Piezoeléctrico Pre-Amplificado

Acelerómetros Piezoresistivos. Este tipo de acelerómetros trabaja midiendo los cambios de la resistencia eléctrica de un material cuando una deformación mecánica es aplicada a este. La resistencia normalmente es configurada en un puente de Wheatstone que proporciona un cambio en el voltaje de salida proporcional a la aceleración. El acelerómetro piezoresistivo destaca por su tamaño reducido, peso mínimo y alta sensibilidad. Estos acelerómetros pueden tener una ganancia hasta de 100mV/g

46

con un peso menor a 0.5g. Debido a su robustez y prestaciones son utilizados en sectores tan severos como los ensayos de choque y debido a su tecnología no se necesita electrónica avanzada para poder utilizarlos.

Acelerómetros micro mecánicos. Los acelerómetros micro mecánicos están entre los primeros productos de micro sistemas desarrollados, surgieron al final de la década de 1980. Sus principales aplicaciones son en los mercados de la aeronáutica y la automotriz. Estos sensores miden vibraciones, choques, inclinación y aceleración. Actualmente se producen a volúmenes muy elevados lo cual hace que tengan un bajo costo. Su desarrollo se debe a pequeñas partes móviles dentro de un sustrato, similar a los acelerómetros capacitivos. Este tipo de dispositivos han sido diseñados para su empleo como sensor de impacto en los sistemas de bolsas de aire, antibloqueo de frenos o en cualquier otro proceso en que se pretenda medir un impacto. En relación a su tecnología se distinguen tres principales tipos, el capacitivo, el piezoresistivo y los acelerómetros térmicos. El más utilizado en el mercado es el capacitivo de silicio.

Acelerómetros Térmicos. Este acelerómetro utiliza un sustrato de silicio en el cual se hace un pequeño hueco para meter una resistencia que sirve de calentador y dos termopares en los extremos, como se puede observar en la figura 2.12 Con esta configuración se consigue formar una pequeña cavidad de aire caliente, comúnmente llamada burbuja, entre los termopares.

Figura 2-12Acelerómetro Térmico

47

La principal característica de este acelerómetro es que el elemento móvil es la pequeña burbuja de aire caliente sellada dentro de la cavidad en el encapsulad. Cuando una fuerza externa es aplicada, la burbuja de aire se mueve, el cambio de estado dentro de la cavidad del integrado produce un voltaje que es función de la diferencia de temperatura y que tras ser amplificado y acondicionado se presenta como una salida.

Acelerómetro de Efecto Hall. Los acelerómetros de efecto Hall miden las variaciones de voltaje producidos por una variación del campo magnético en el acelerómetro. En la figura 2.13 podemos observar cómo se compone el acelerómetro de efecto Hall. La masa sísmica se coloca en un imán y un sensor de efecto Hall es el que detecta los cambios en el campo magnético.14

Figura 2-13Acelerómetro de Efecto Hall

El sensor de efecto Hall crea un voltaje saliente cuando se aproxima a un campo magnético en dirección vertical al sensor. Si se conoce el valor de la corriente se puede calcular la fuerza del campo magnético. Si se crea el campo magnético por medio de una corriente que circula por una bobina o un conductor entonces se puede medir el valor de corriente en el conductor o bobina como es el caso del acelerómetro de efecto Hall.

14 Monje Centeno, Daniel (2010), Conceptos electrónicos en la medida de la aceleración y la vibración, España.

48

CAPÍTULO 3

PROPUESTA DE MEJORA

49

3.1 Descripción de la propuesta de mejora. Como bien hemos visto a lo largo de ésta tesina, el diseño actual de los ELT presenta fallas a la hora de activarse debido a la colisión o al terreno en el que cae el avión, es por eso, que decidimos proponer un cambio que permita mejorar la eficiencia del ELT a la hora de la activación. En el capítulo anterior se habló del acelerómetro, el cual es el sensor encargado de detectar las fuerzas G a las que es sometido el ELT. Por lo tanto proponemos la siguiente mejora para la activación del ELT: Nuestra propuesta consiste en crear un pequeño sub sistema encargado de detectar una situación del avión en caída libre, para que cuando esto suceda se active el ELT antes de que el avión se impacte. Esto es a grandes rasgos, para crear un subsistema de este tipo se necesitan considerar muchos aspectos, tales como: ¿A qué tipo de aeronave va enfocado nuestro tipo de mejora?, ¿Qué tipo de ELT se encuentra instalado dentro de la aeronave que seleccionamos?, ¿Cuál es el tipo de acelerómetro que mejor se adapta a la necesidad de detectar y registrar exitosamente la caída libre?, ¿Cuál será el criterio de selección que usaremos para escoger el acelerómetro que mejor se adapte a nuestras necesidades de diseño?, ¿Cómo vamos a hacer para programar el sub sistema de manera que se detecte la caída libre?, ¿Qué consideraciones debemos tomar en cuenta para evitar falsas alarmas en el sub sistema?, ¿Cómo se va a instalar nuestro sub sistema dentro del avión?, Y por último ¿Consideramos que es viable la implementación de nuestra mejora en el mercado nacional e internacional?. A continuación responderemos a todas y cada una de éstas preguntas.

Aeronave a la que va enfocada nuestra mejora Debido a los recientes hechos ocurridos con el vuelo MH370 de “Malasya Airways” (descrito al inicio de la presente tesina) en donde un Boeing 777 desapareció sin explicación alguna.Consideramos que el Boeing 777 es una buena opción para desarrollar nuestra investigación ya que es un avión de tipo comercial relativamente actual con tecnología a nuestro alcance y que se encuentra en uso a gran escala alrededor del mundo en casi todas las aerolíneas existentes.

Tipo de ELT usado en el Boeing 777 Actualmente existen muchos tipos de marcas y fabricantes de ELTs aprobados por Boeing para instalarlos dentro del B777 una de éstas marcas es ARTEX.

50

Para ésta tesina usaremos como modelo de estudio al ELT ARTEX B406-4, el cuál ha sido modificado para interactuar con el sistema maestro de precaución de Boeing (Master CautionSystem). El ARTEX B406-4 ha sido aprobado para su uso en todos los modelos del B747, B757, B767 y B777.

3.2 ELT ARTEX B406-4

Descripción del sistema

El ARTEX B406-4 es un ELT del tipo AF (AutomatedFixed, por sus siglas en Inglés) de tercera generación, transmite en 121.5/243.0 y 406.025 MHz. Éste modelo de ELT está diseñado para cumplir y exceder los requerimientos que exigen las organizaciones internacionales encargadas de regular y reglamentar la aviación alrededor del mundo. También emplea un transmisor completamente nuevo el cual cuenta con una mayor salida de voltaje y un diseño más integrado. El transmisor de 121.5/243.0 MHz está contenido en un módulo junto con el transmisor de 406.025 MHz. La tarjeta principal del circuito contiene un microprocesador el cual controla ambos módulos y todas las funciones del ELT. El B406-4 es un ELT de doble salida al igual que sus modelos antecesores.

Figura 3-1ELT modelo ARTEX B406-4

Éste modelo de ELT está diseñado para activarse de manera automática durante un impacto y transmitir un tono estándar en 121.5 y 243.0 MHz. Cada 50 segundos por 520milisegundos (protocolo de mensaje largo) el transmisor de 406.025 MHz se enciende. Durante ese tiempo un mensaje digital codificado es enviado al satélite. La información contenida en ese mensaje se muestra a continuación:

Número de serie del transmisor o número de identificación de la aeronave.

Código del país o región donde se encuentra.

Código de identificación.

Coordenadas de posicionamiento global.

51

El transmisor de 406.025 MHz se mantendrá en funcionamiento continuo durante 24 horas y después se apagará automáticamente. El transmisor de 121.5/243.0 MHz continuará operando hasta que se agote la batería del ELT la cual tiene una duración aproximada de 72 horas.

La unidad de interface ELT/NAV le permite al ELT comunicarse con el sistema

de navegación de la aeronave y recibir información acerca de la posición global de la aeronave (longitud y latitud), dicha información es la que el ELT transmitirá en caso de una catástrofe. Programando el ELT con el protocolo de mensajes largos de 24 bits se le permite al ELT ser automáticamente programado por la interfaz ELT/NAV con la dirección de 24 bits de la aeronave. La interfaz ELT/NAV debe estar ligada a los mismos 24 bits de la dirección de identificación de la aeronave. Esto le brinda al ELT la habilidad de ser movido de una aeronave a otra sin la necesidad de ser reprogramado manualmente. De ésta manera se les da una considerable ventaja a los técnicos y operadores encargados de instalar el ELT ya que la interfaz ELT/NAV automáticamente reprogramará al ELT con la dirección de identificación de 24 bits de la nueva aeronave.

Una ventaja que tiene el transmisor de 406.025 MHz es que brinda una

posición mucho más precisa, que va aproximadamente de 1 a 2 kilómetros a comparación de los 15 a 20 kilómetros que brinda el transmisor de 121.5/243.0 MHz. Cuando se acopla al sistema de navegación de la aeronave la precisión en la posición mejora aproximadamente 100 metros.

El ELT también transmite un mensaje digital el cual les permite a las

autoridades de búsqueda y rescate contactar al dueño o al operador de la aeronave por medio de una base de datos. La información contenida en la base de datos la cual debe ser de utilidad en caso de un siniestro se muestra a continuación:

Tipo de aeronave.

Dirección del propietario.

Número telefónico del propietario.

Número de registro de la aeronave.

Contacto alternativo en caso de emergencia.

Una vez que ELT se ha activado y la señal de 406.025 MHz es detectada desde el satélite y la posición es calculada, el transmisor de 121.5/243.0 MHz es usado para transmitir una señal más local la cual pueda ser detectada por otras aeronaves, ya que los radios de comunicación de las aeronaves no son capaces de recibir transmisiones de 406.025 MHz. El único método de monitorear el ELT en tierra es por medio de la luz parpadeante de la cabina, el zumbador o que el transmisor de 121.5/243.0 MHz sea captado por el transceptor de comunicación de las aeronaves que vuelan sobre la zona del choque.

El interruptor que se encuentra en el panel de control remoto, montado en la

cabina de piloto permite encender la unidad para probar y resetear la unidad. No es

52

posible desarmar o desactivar la unidad desde la cabina de piloto. Solo es posible desactivar el ELT desde la cabina de piloto una vez que el ELT se ha activado automáticamente o manualmente.15 Componentes del ELT B406-4

El ELT B406-4 está protegido por una carcasa de policarbonato altamente resistente a golpes y fuego, esto además, se encuentra encapsulado en otra carcasa de montaje protectora externa hecha de un material similar al del ELT, dicho ensamble entre la carcasa de montaje y el ELT se puede apreciar en la figura 3.2. La unidad ELT es capaz de soportar los ambientes más extremos y ha sido probada para soportar cargas de hasta 1000 libras bajo temperaturas que van de los -20 a los 55 °C y al mismo tiempo continuar funcionando correctamente, todo esto para pasar la certificación de COSPAS-SARSAT.

Figura 3-2Ensamble entre la carcasa de montaje y el ELT B406-4

El panel de control G737 que va montado en la cabina de pilotos (panel de control remoto), es un panel retro iluminado que se compone de la luz indicadora de estatus del ELT y un interruptor de control, el cual permite al operador activar manualmente el ELT con motivo de pruebas, emergencias o simplemente resetear el

15 ARTEX PRODUCTS / ACR ELECTRONICS, INC (2012), G406-4 Emergency Locator Transmitter “Description, Operation and Maintenance Manual”, USA.

53

ELT, es importante que el ELT no se puede desarmar o desactivar desde la cabina de pilotos. Éste panel de control remoto se muestra a continuación en la figura 3.3.

Figura 3-3Panel de control remoto (vista frontal) para el ELT B406-4

Otro componente importante del ELT es el BUZZER o zumbador el cual provee

una alerta audible cuando el ELT se activa. Éste zumbador se muestra en la siguiente figura.

Figura 3-4BUZZER (“Zumbador”) del ELT B406-4

El paquete de baterías para el ELT B406-4 consiste en cuatro baterías tamaño

“D” hechas con celdas de Litio/Dióxido de Manganeso, conectadas en serie. Para incrementar la seguridad del paquete de baterías, éste fue diseñado para entrar dentro de la carcasa del ELT y para evitar que las baterías se carguen se conectaron diodos a través de cada una de las baterías y fusibles a la salida de las mismas, tal y como se muestra en la figura 3.5.

Figura 3-5Ensamble del Paquete de baterías para el ELT B406-4

54

Y por último se han aprobado 5 tipos diferentes de antenas con entrada dual para usarse con el ELT B406-4, las cuales se muestran en la figura 3.6. La selección de la antena indicada depende del tipo de uso, aeronave, configuración, velocidad y otros factores que deben considerarse a la hora de montar el ELT a una aeronave.

Figura 3-6Antenas aprobadas para uso con el ELT B406-4

Operación del ELT B406-4.

Una de las características principales del ELT B406-4 es la simplicidad con la que funciona. Una vez conectado el ELT al panel de interruptor remoto, se activa el sensor de fuerzas G y el ELT está listo para activarse automáticamente en un evento de choque.

La operación del ELT está diseñada para evitar el error humano y el mal uso en

cuanto a la activación automática. El ELT no se puede activar por caídas, manipulación inadecuada o durante el transporte.

Cuando el ELT es activado, se emite una alarma de emergencia y se ilumina la

luz LED del panel de control remoto situada en la cabina de pilotos para indicar que el ELT está activado. La luz LED en la cabina de pilotos debe iluminarse inmediatamente después de que se active el ELT y debe permanecer encendiendo intermitentemente cada 3 o 4 segundos hasta agotar la fuente de energía.

55

El ELT se puede considerar de dos formas “activo” o “inactivo”. Cuando se considera “inactivo” el ELT se encuentra en estado de reposo y no ejecuta ninguna función. Cuando el ELT pasa al estado “activo”, se requiere que el interruptor del panel de control remoto se encuentre encendido así como también el interruptor del sensor de fuerzas G situado en el ELT. Es posible que el sensor de fuerzas G active el ELT cuando se llevan a cabo maniobras extremas o aterrizajes forzosos.

Una vez activado el ELT para pasar de estado “activo” a “inactivo” es necesario

resetear el ELT. El BUZZER se alimenta directamente de las baterías del avión, no de las baterías del ELT. Para comprender un poco más el modo de operación del ELT B406-4 se muestra el diagrama de flujo de operación en la figura 3.716

Figura 3-7Diagrama de flujo de Operación del ELT B406-4

16 ARTEX PRODUCTS / ACR ELECTRONICS, INC (2013), B406-4 Emergency Locator Transmitter “Description, Operation and Maintenance Manual”, USA.

56

Características físicas, eléctricas y ambientales para la activación automática del ELT B406-4.

De acuerdo a la normatividad internacional el sensor de fuerzas G está programado para activarse al detectar un cambio repentino en la aceleración de 4.5 ft/s lo que equivale a 2.3 G. En la siguiente tabla, se muestran las características físicas y ambientales a las cuales el ELT es capaz de operar sin ningún problema.

Tabla 2.1 Especificaciones físicas y ambientales de operación del ELT B406-4.

57

En la tabla 3.2 se muestran las características eléctricas con las que cuenta el

ELT B406-4.

Tabla 3.2 Especificaciones eléctricas del ELT B406-4.

58

3.3 Elección del acelerómetro adecuado.

Como bien se puede apreciar a lo largo de éste capítulo, se ha visto que el ELT se activa a la hora del impacto con ayuda de un sensor de impacto llamado G-switch, el cual, es un acelerómetro calibrado y programado para activar el ELT al detectar un cambio repentino de aceleración igual o superior a las 2.3 G. Nuestra propuesta de mejora no abarca un cambio interno en los componentes que conforman el ELT B406-4. Al contrario, nuestro interés es incrementar la gama de funciones que ofrece dicho ELT, es por eso que proponemos un subsistema capaz de detectar cuando el avión se encuentre en una desafortunada situación de caída libre, y para esto es necesario recurrir nuevamente a los acelerómetros. Todo esto nos lleva a la siguiente interrogante ¿Qué acelerómetro nos conviene usar para poder llevar acabo nuestra mejora?, a continuación describiremos el criterio de selección usado para seleccionar nuestro acelerómetro. Criterio de selección. En el mercado existen muchas posibilidades de sensores para medir la aceleración, la elección de uno de ellos depende de las características del sensor: los márgenes de valores de la aceleración admite, capacidad para medir en continua o solo en alterna, la máxima frecuencia a la que pueden trabajar, los parámetros característicos del sensor, etc. La elección del acelerómetro adecuado se hará en función de los siguientes criterios:

Frecuencia de trabajo o margen de frecuencias de uso.

Los valores máximos y mínimos del nivel de la señal que esperamos.

Consideraciones acerca de la forma de montaje, en el espacio disponible, salida de los

cables, etc.

Otras consideraciones tales como la temperatura de trabajo, aspectos ambientales y

de compatibilidad química o la necesidad de seguridad intrínseca.

En la siguiente tabla 3.3 se resume las principales características de algunos de los tipos más importantes de acelerómetros y sus aplicaciones:

59

Tipo Margen de medida (G)

Ancho de banda (Hz)

Ventajas e inconvenientes

Aplicaciones

Micro mecánico 1.5 – 250 0.1 – 1600 Alta sensibilidad.

Coste medio.

Uso sencillo.

Bajas temperaturas.

Impacto.

Vibración.

ABS

Airbag.

Uso en

automoción.

Detección de

caída libre.

Piezoeléctricos 0 – 2000 10 – 20000 Sensibilidad media.

Uso complejo.

Bajas temperaturas.

No funciona en

continua.

Vibración.

Impacto.

Uso industrial.

Piezoresistivios 0 – 2000 0 – 10000 Respuesta en

continua y alterna.

Prestaciones

medias.

Bajo coste.

Tamaño y peso

mínimos.

Alta sensibilidad.

Vibración.

Impacto.

Automoción.

Biodinámica.

Ensayos en

vuelo.

Test de túneles

de viento.

Capacitivos 0 – 1000 0 – 2000 Funciona en

continua.

Bajo ruido.

Baja potencia.

Bajo coste.

Uso general.

Uso industrial.

Sistemas de

alarma.

Mediciones

sísmicas.

Mecánicos 0 – 200 0 – 1000 Alta precisión en

continua.

Lentos.

Alto coste.

Navegación

inercial.

Guía de misiles.

Herramientas.

Nivelación.

Tabla 3.3 características y aplicaciones de diferentes tipos de acelerómetros.

De entre todos los tipos de acelerómetros estudiados, elegimos como los más adecuados para nuestro diseño los acelerómetros micro mecánicos ya que son altamente sensibles, operan a bajas temperaturas lo cual es primordial al volar a grandes altitudes, son relativamente baratos y fáciles de usas, además de que una de sus principales aplicaciones es la detección de caída libre.

60

En la tabla 3.4 se muestran las características de algunos acelerómetros y sus fabricantes:

Tabla 3.4características de algunos acelerómetros y sus fabricantes.

De entre todos los acelerómetros estudiados en la tabla anterior nos decidimos por el acelerómetro ADXL335 de la marca ANALOG DEVICES ya sus características, prestaciones y desempeño se ajustan más a nuestro diseño. Una característica que destacamos de éste acelerómetro es que cuenta con un rango de temperatura muy superior a la de sus competidores, esto es de suma importancia para nosotros ya que en vuelo se presentan temperaturas por debajo de los -30°C aumentando considerablemente a la hora de aterrizar.

3.4 Acelerómetro ADXL335 Como se mencionó anteriormente el acelerómetro que más se adapta a nuestras necesidades de diseño es el acelerómetro ADXL335 de la marca ANALOG DEVICES mostrado en la figura 3.8, el cual se puede encontrar en el mercado con un precio aproximado de $400 pesos mexicanos.

Figura 3-8Acelerómetro ADXL335 marca ANALOG DEVICE

Modelo Fabricante Rango de aceleración

(G)

Tensión de alimentación

(V)

Sensibilidad (mV/G)

Ancho de

banda (kHz)

Temperatura (°C)

ADXL320 ANALOG ±5 2.4 – 5.25 174 5.5 -20 a 70

ADXL210E ANALOG ±10 3 – 5.25 100 6 0 a 70

ADXL323 ANALOG ±3 1.8 – 5.25 300 1.6 -25 a 70

ADXL335 ANALOG ±3.6 1.8 – 3.6 300 1.6 -40 a 85

MXA2300J MEMSIC ±1.5 2.7 – 5.25 300 0.3 -10 a 70

61

Descripción El ADXL335 es un acelerómetro del tipo capacitivo micro maquinado, mide la aceleración en tres ejes (X, Y, Z) en un rango de ±3 fuerzas G, con tres salidas analógicas, las cuales se deben conectar a un micro controlador del cual se hablará más adelante. Se puede alimentar éste acelerómetro con voltajes que vayan de los 1.8 Volts a los 3.6 Volts. Es un sensor pequeño y liviano (4mm x 4mm x 1.45mm) que presenta una excelente estabilidad de temperatura y cuenta con la capacidad de medir aceleración estática gravitacional en aplicaciones tales como sensor de inclinación, así como también es usado para medir aceleración dinámica gravitacional, resultado de aplicaciones como medir vibraciones, impactos, caída libre y movimiento. La sensibilidad cambia en proporción a la tensión de alimentación. Por ejemplo: si se tiene una tensión de alimentación de 2V la sensibilidad será de 195 mV/G, mientras que alimentando a 3.6 V tenemos una sensibilidad de 360 mV/G. Por otra parte la salida del sensor incrementa linealmente, esto quiere decir que tenemos a la salida 0V a -3G y 3.6V a 3G. A continuación en la figura 3.9 se muestra el diagrama a bloques donde se pueden apreciar las 3 salidas analógicas con las que cuenta éste acelerómetro.

Figura 3-9Diagrama a bloques del acelerómetro ADXL335 de la marca ANALOG DEVICES

Para mayor información acerca del ADXL335 se puede consultar al final de la presente tesina el ANEXO 1, el cual contiene el “datasheet” original del fabricante donde se describen todas las características de éste acelerómetro.

62

3.5 Descripción del Microcontrolador Tal y como se mencionó anteriormente en la descripción del acelerómetro ADXL335 se explica que para su uso es necesario conectar las tres salidas analógicas del acelerómetro a un microcontrolador que tenga la capacidad de servir como convertidor analógico/digital. A continuación se explicará el microcontrolador usado para nuestro diseño de mejora. PIC16F87X

La familia de PICs PIC16F87X son una familia de microcontroladores, los cuales son la versión mejorada de la familia de los PICs PIC6F84A. Consta de los siguientes modelos y varían de acuerdo a prestaciones, cantidad de terminales y encapsulados.

PIC16F873

PIC16F874

PIC16F876

PIC16F877

Una de las características más importantes de esta familia de microcontroladores es que tienen memoria tipo Flash, esto permite que se puedan reprogramar varias veces sin utilizar un dispositivo especial para poder borrar el programa anterior. 17

PIC16F876 Para elegir el PIC a utilizar fue mucho más sencillo que el sensor a utilizar, ya que este es el PIC que hemos venido utilizando en diversas prácticas que tuvimos durante el Seminario de Sistemas de Aviónica. Además de eso este Microcontrolador trae incorporado un convertidor analógico/digital incorporado en los puertos de entrada/salida. En la figura 3.10 podemos observar el diagrama de pines de este PIC.

Figura 3-10Diagrama de Pines PIC16F876

17 Microchip (2003). PICmicro PIC16F87XA Data Sheet, USA.

63

Este PIC funciona con a 5V y con un cristal de cuarzo de 4 MHz. Este microcontrolador es fabricado en forma de Microchip. En la siguiente tabla podemos observar para que sirve cada PIN del microcontrolador.

Tabla 3.5 Tabla de descripción de pines del PIC16F876.

64

Una de las características más importantes del PIC16F876 es la forma en la que funciona. Para poder utilizarlo se van prendiendo diferentes características que se van utilizando en determinado momento del programa, si una de las características del PIC no es utilizada esta no gasta energía, lo cual permite ahorrar energía eléctrica. El microcontrolador cuenta con 35 instrucciones, con lo que se puede lograr más que en los microcontroladores de generaciones pasadas, se puede utilizar diversos lenguajes para programarlo, por ejemplo lenguaje ensamblador, C, etc. Para programar éste PIC tenemos un espacio de memoria limitada donde se guarda el programa que se realizó para el proyecto, dado que el microcontrolador solo interpreta un lenguaje de estados lógicos de 1 y 0, sería bastante complicado programara así. Debido a lo anterior existe un compilador que transforma el programa que hacemos en un archivo hexadecimal, el cual es el que lee el microcontrolador. Además este microcontrolador necesita una circuitería externa mínima para poder leer el programa grabado en el solo necesita, un cristal de cuarzo y la alimentación, lo demás varía dependiendo de las funciones que este realizara. El cristal de cuarzo se utiliza para darle una base de tiempo, esto es útil para poder calcular tiempos de ejecución de instrucciones, temporizadores, convertidor A/D, etc. El cristal es conectado en las terminales OSC1 y OSC2.18 Conversiones Analógico/Digital. Los convertidores A/D que trae incorporados el PIC16F876 son de 10 bits y su funcionamiento es bastante simple comparados con otros tipos de convertidores Viene equipado con 5 entradas para hacer conversiones, esto no quiere decir que tenga 5 convertidores, en realidad es solo uno que se puede multiplexar a las 5 diferentes entradas. Para poder determinar el valor leído utiliza un registro auxiliar, lo compara con la entrada analógica y si es menor lo incrementa, vuelve a comparar y así hasta que el valor del registro sea lo más aproximado posible (pero sin pasarse) a la entrada analógica. En la siguiente imagen podemos apreciar las entradas habilitadas para hacer la conversión de analógico a digital y su forma de multiplexar estas entradas. Cabe mencionar que la imagen corresponde a la familia de los PICs 16F876X y por eso contiene más entradas, como se mencionó en el PIC que se utilizara solo se cuenta con 5 entradas capaces de realizar la conversión.

18 Microchip (1999). 28/40-pin 8-Bit CMOS FLASH Microcontrollers, USA.

65

Figura 3-11Diagrama de Multiplexor de Entradas A/D para la familia PIC16F87X

La resolución que tiene cada bit, depende del voltaje de referencia externa y

viene dada por la siguiente fórmula:

𝑅𝑒𝑠 =𝑉𝑟𝑒𝑓+ − 𝑉𝑟𝑒𝑓−

1024

El valor de 1024 viene dado por los 10 bits de resolución que se tiene, este valor se calcula con ayuda de la conversión de números binarios a decimales, 210 =1024. Se utiliza el valor de 10 ya que se considera que los 10 bits disponibles para la conversión están siendo utilizados. En el caso de este proyecto, se toma el voltaje de referencia positivo (Vref+) de 5V y la referencia negativa (Vref-) es tierra, lo cual se considera como 0. Por lo tanto tenemos:

𝑅𝑒𝑠 =5 − 0

1024= 0.00488

Esto quiere decir que la resolución por bit es de 4.8 mV, esto quiere decir que cada vez que se aumente en 1 el valor del número binario está aumentando 4.8

66

mV el valor del voltaje de entrada, hasta que llega a los 5V que es cuando se alcanza el 1111111111 (1024 decimal).19

3.6 Consideraciones para la programación A continuación se explican las condiciones que tomamos en cuenta para llevar acabo la programación del acelerómetro y del PIC de manera que éstos cumplan con la función deseada para nuestra propuesta de mejora. Medición de Fuerzas G. La característica del PIC16F876 de poder realizar la conversión de Analógico a Digital es vital para poder calcular la medición de las fuerzas G a las que es ejercida la aeronave y por lo tanto el acelerómetro. Esto se debe a que en la salida del acelerómetro se dan varios valores de voltaje, si el acelerómetro se alimenta con 3V, los valores de salida oscilaran entre 0.6V y 2.4V. Para poder hacer la conversión se comenzó deduciendo la ecuación para determinar el valor del código binario que leería el PIC con los voltajes cuando el sensor se encuentra a 0G que es 1.5V, este dato se obtuvo del manual del acelerómetro.

𝑉𝐴𝐷𝐶 =1024 ∗ 𝑉𝑖𝑛

5

El resultado de esta fórmula es precisamente el código decimal en 10 bits

(ADC) que lee el PIC. Con esta fórmula determinamos el valor cuando la entrada es de 1.5V.

𝑉𝐴𝐷𝐶 1.5𝑉 =1024 ∗ 1.5

5= 307.2 ≈ 307

Una vez obtenido este valor calculamos el valor del ADC para 1G (1.8V), para

poder determinar el incremento de voltaje por la aceleración.

𝑉𝐴𝐷𝐶 1.8𝑉 =1024 ∗ 1.8

5= 368.64 ≈ 368

∆𝑉𝐴𝐷𝐶 = 368 − 307 = 61

Finalmente se puede establecer una relación para poder calcular la aceleración en fuerzas G utilizando los valores anteriores.

𝑎𝐹𝐺 =𝑉𝐴𝐷𝐶 𝐼𝑁 − 𝑉𝐴𝐷𝐶 1.5𝑉

∆𝑉𝐴𝐷𝐶

19 Microchip (2003). PICmicro PIC16F87XA Data Sheet, USA.

67

Como sabemos la aceleración es una cantidad vectorial, y el sensor nos da las salidas en X, Y y Z, las cuales podemos decir que son las componentes de un vector resultante de aceleración de todo el avión, por lo tanto hay que calcular el valor de dicha resultante. Esto se logra con la siguiente formula.

𝑎𝑅𝐸𝑆 = √𝑎𝑥2 + 𝑎𝑦

2 + 𝑎𝑧2

Una vez obtenidos estos valores podemos comenzar a realizar el programa que utilizara el PIC y el circuito para que este funcione de forma correcta.

3.7 Programación. Como se mencionó anteriormente el microcontrolador utiliza un código hexadecimal para poder funcionar, este código se obtiene con la ayuda de un compilador. Para realizar esta tarea nosotros utilizamos el programa PCW, que da como ventaja que se puede realizar el programa en código C y una vez compilado produce el archivo .hex que es el que se programa en el microcontrolador. A continuación se muestra el código utilizado explicando cada línea del código. Descripción General del Programa A lo largo de esta tesina y de éste capítulo se ha explicado que nuestra propuesta de mejora consiste en un subsistema encargado de activar el ELT cuando el acelerómetro detecte una situación de caída libre. Para esto y para fines de ésta tesina proponemos que el subsistema únicamente se active en vuelo crucero de manera manual por el piloto y se mantenga desactivada a la hora del despegue y del aterrizaje. Una vez en vuelo crucero, el piloto deberá activar manualmente el subsistema y a partir de ese momento comienza el ciclo de operación de nuestra propuesta de mejora, el programa está diseñado para realizar las siguientes funciones: Hemos decidido programar el acelerómetro para realizar mediciones continuas durante todo el vuelo en crucero al cual llamaremos ciclo primario, en éste ciclo el led de color verde se mantendrá encendido todo el tiempo indicando que todo está bajo control.Cuando el acelerómetro detecte un cambio en la aceleración igual o superior a los 0.8G (más adelante se explicará por que ocupamos este valor) se inicia el modo de alerta en donde mandará una señal de alerta encendiendo el led de color amarillo y a partir de ese momento se iniciará un ciclo secundario en el cual se realizarán 3 mediciones cada 3 segundos para corroborar que la aeronave se encuentra en una situación de caída libre. Una vez obtenidas las tres mediciones el programa automáticamente efectúa un promedio de los tres valores obtenidos, si el resultado da una aceleración igual o mayor a las 0.8G se inicia el estado de emergencia mandando una señal que encienda el led de color rojo y a su vez activando el ELT de manera que éste envíe la señal de rescate vía satelital a estaciones en tierra para preparar el rescate.

68

Si el valor obtenido como resultado del promedio resulta menor a 0.8G se enviará automáticamente un mensaje en la pantalla que dirá “Amenaza no detectada” y en ese momento se apaga el led amarillo, se enciende el verde y se regresa al ciclo primario. El subsistema cuenta con un botón de reset para que el piloto pueda reiniciar el subsistema en cualquier momento si se detecta alguna anomalía. A continuación se explica el programa línea por línea.

69

#include<16F876A.h> //Incluye la librería para el PIC 16F876A. #deviceadc=10 //Indica que se utilizara el convertidor analógico

digital a 10 bits. #FUSES XT //Indica que el oscilador es de cristal de cuarzo. #use delay(clock=4000000) //Indica los Hz del cristal de cuarzo. #include<math.h> //Incluye la librería math para cálculos. #include<LCD.C> //Incluye el código para que el PIC se pueda

comunicar con el LCD.

float r2; //Se declara la variable global flotante r2.

float R(int8 channel) //Declaramos la función R que devuelve un número flotante con un parámetro de entrada int.

set_adc_channel(channel); //Al cambiar el valor de channel, se cambia automáticamente el pin de entrada que se lee en el PIC.

delay_us(20); //Se da un retraso de 20 micro segundos para que se descarguen los capacitores del PIC.

r2 = read_adc(); //Se hace la lectura analógica en el pin correspondiente.

r2=(r2-307)/61; //Se realiza el cambio de la lectura en el puerto a fuerzas G.

return r2; //Se manda al programa principal el valor de r2.

voidmain() //Función principal del programa.

float x,y,z,P,P2[3],P3; //Se declara las variables locales flotantes. int8 c =0,i; //Se declara las variables locales int.

setup_adc_ports(ALL_ANALOG); //Se configuran todas las entradas del puerto a como analógicas.

setup_adc(ADC_CLOCK_INTERNAL); //Se activa el reloj interno del PIC para realizar la medición del ADC.

lcd_init(); //Se inicializa el LCD.

A: //Se establece la sección A. // lectura de z c=0; //Se le asigna el valor 0 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. Este número sirve para cambiar de pin la lectura del PIC.

z = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R a z.

70

// lectura de y c=1; //Se le asigna el valor 1 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. y = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R

a y.

// lectura de x c=2; //Se le asigna el valor 2 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. x = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R

a z.

P=sqrt(y*y+x*x+z*z); //Se calcula la resultante de las aceleraciones en los 3 ejes.

printf(lcd_putc, "\fRes = %f G",P); //Para fines didácticos y de simulación se muestra el valor de la resultante en el LCD.

delay_ms(100); //Se da un retraso de 100 mili segundos.

if (P >= 0 && P<= 0.8) //Se establece una sentencia para evaluar el resultado de la resultante.

output_high(PIN_C0); //Se envía una salida lógica alta al Pin C0. output_low(PIN_C1); //Se envía una salida lógica baja al Pin C1. goto A; //Regresa a la sección A.

elseif (P > 0.8) //En caso de no cumplir la condición se evalúa de nuevo si el valor de la resultante es mayor que 0.8.

output_high(PIN_C1); //Se envía una salida lógica baja al Pin C0. output_low(PIN_C0); //Se envía una salida lógica alta al Pin C1 goto B; //El programa va a la sección B.

B: //Se establece la sección B.

for(i=0;i<3;i++) //Se establece el número de veces que se verificara la amenaza.

// lectura de z c=0; //Se le asigna el valor 0 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. Este número sirve para cambiar de pin la lectura

71

del PIC.

z = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R a z.

// lectura de y c=1; //Se le asigna el valor 1 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. y = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R

a y.

// lectura de x c=2; //Se le asigna el valor 2 a la variable c. Esta

variable es la que se envía a la función R. x = R(c); //Se le asigna el valor de retorno de la función R

a z.

P2[i]=sqrt(y*y+x*x+z*z); //Se calcula la resultante y se coloca en su lugar correspondiente en P2.

printf(lcd_putc, "\flectura %i \nP2=%f G",i,P2[i]);

//Para fines didácticos se muestra la resultante en la pantalla LCD.

delay_ms(3000); //Se establece un retardo de 3 segundos.

P3 = P2[0]+P2[1]+P2[2]; //Se realiza la suma de las resultantes para el cálculo del promedio.

P3 = P3/3; //Se realiza el cálculo del promedio de las mediciones.

if (P3>=0.8) //En caso de que el resultado del promedio sea mayor a 0.8G se activa el ELT.

printf(lcd_putc, "\factivando ELT \n P3=%f",P3);

//Para fines didácticos se muestra la frase de activando ELT en el LCD.

output_high(PIN_C2); //Se envía una salida lógica baja al Pin C2.

else //En caso de que el resultado del promedio sea menor a 0.8G se regresa a la función principal.

printf(lcd_putc, "\famenaza no \n detectada");

//Para fines didácticos se muestra la frase amenaza no detectada en el LCD.

delay_ms(2000); //Se establece un retraso de 2 segundos. goto A; //El programa regresa a la sección A.

72

3.7 Descripción del circuito. En la figura 3.12 podemos observar el circuito físico para controlar el subsistema que se conectara al ELT. Hemos decido dividir al circuito en tres partes fundamentales:

1. PIC 16F876 y Elementos Básicos Para su Funcionamiento.

2. Resistencias que Simulan ser el Sensor.

3. Salidas del Circuito.

Figura 3-12Circuito Completo Propuesto para el Subsistema

PIC16F876 y Elementos Básicos Para su Funcionamiento.

Como se dijo anteriormente una de las bondades del PIC16F876 es que necesita muy pocos elementos para poder funcionar. Lo cual nos beneficia en que el subsistema prácticamente solo contara con los elementos para censar y las salidas para poder informar las alertas. En la figura 3.13 podemos observar todos los elementos básicos para el funcionamiento del PIC.

73

Figura 3-13Elementos Básicos para el Funcionamiento del PIC16F8476

En la figura anterior se puede observar la alimentación de 5V que está dada por el símbolo de Vcc, que es el triángulo, y este va hacia el PIN 1 del PIC, una resistencia de protección y un botón. La función de este botón es que cuando se presiona se mande un 0 al PIN 1 para que el microcontrolador se reinicie y vuelva al principio del programa en caso de una falsa alarma. Si se fijan en el PIN 9 no está conectado el cristal de cuarzo de 4 MHz, esto se debe a que en el programa PROTEUS 7.1, que se utilizó para simular el circuito, incluye esta frecuencia dentro de los parámetros del PIC como se muestra en la figura 3.14.

74

Figura 3-14Configuración de la Frecuencia del PIC dentro del PROTEUS 7.1

Resistencias que Simulan ser el Sensor. Como se dijo anteriormente el sensor que se planea utilizar es el ADXL335 y este al ser alimentado con 3V ofrece valores a su salida que van desde 0.9V a 2.4V. Ya que no se puede simular un acelerómetro dentro del programa PROTEUS, decidimos utilizar 3 potenciómetros con valor de 1KΩ cada uno. La finalidad de utilizar 3 potenciómetros es que cada uno de ellos represente ser la salida en cada eje que tiene el acelerómetro ADXL335. En la figura 3.15 podemos observar la forma en la que se conectaron los 3 potenciómetros y a los PINs donde se pueden realizar la conversión de analógico a digital y de esta manera poder realizar la conversión correspondiente a fuerzas G. Las pequeñas flechas azules sirven para que al momento de simular el circuito podamos saber los valores de voltaje que salen de cada potenciómetro.

75

Figura 3-15Representación del Acelerómetro ADXL335 con 3 Potenciómetros

Salidas del Circuito. En esta sección se puede apreciar una pantalla de LCD que se utiliza de forma didáctica y puede ser eliminada al momento de implementar el circuito y 3 LED’s de diferentes colores para poder saber los resultados del sistema. Esta sección también es la que va a comunicar el subsistema con el ELT, ya que el LED D3 va a ser la salida que activara el ELT en caso de emergencia. En la figura 3.16 podemos apreciar las conexiones del PIC hacia cada dispositivo de salida.

76

Figura 3-16Conexiones Para la Salida y Muestra de Resultados

77

3.8 Instalación del subsistema Para poder acoplar el subsistema de respaldo propuesto al ELT, proponemos que el PIN 13 que corresponde a la salida 2 del puerto C del PIC16F876 vaya conectado a la terminal número 7 (EXTERNAL ON) la cual se ilustra en la figura 3.18. Para ilustrar el funcionamiento del ELT con nuestra mejora instalada se puede consultar la figura 3.17, en donde se muestra el diagrama de flujo de funcionamiento del ELT con el subsistema ya acoplado.

Figura 3-17 Diagrama de flujo del ELT con el subsistema incluido

78

Figura 3-18 Diagrama de conexión del ELT B406-4

79

CAPÍTULO 4

RESULTADOS Y CONCLUSIONES

80

4.1 Resultados de la simulación del subsistema propuesto Para la simulación de nuestro subsistema se utilizó el programa “ISIS Proteus V7.1” en donde se hizo la representación de diferentes situaciones en donde podemos demostrar el funcionamiento del subsistema propuesto. A continuación se analizarán los diferentes casos a los que puede estar sujeto nuestro programa: Caso 1: Ciclo primario

En éste caso se muestra como se mantiene encendido el led de color verde, esto quiere decir que el valor de las fuerzas G se encuentra dentro de los parámetros establecidos. El LCD muestra los diferentes valores de fuerzas G que está registrando el sistema, todos ellos menores a 0.8 G. Debido a esto el programa se mantiene en un ciclo infinito hasta que se registra un valor mayor o igual a 0.8G. Esto se puede apreciar en la figura 4.1.

Figura 4-1Subsistema en ciclo primario “Estado en condiciones normales de vuelo”

81

Caso 2: Ciclo secundario “Positivo” En éste caso el acelerómetro detecta un cambio en la aceleración mayor o igual a las 0.8G. Se pasa del ciclo primario al ciclo secundario y se procede a tomar la primer lectura, tal y como se muestra en la figura 4.2 donde se puede apreciar como el subsistema entra en un estado de alerta encendiendo el LED de color amarillo y mostrando en la pantalla el mensaje de “lectura 0” con el valor de la aceleración detectada en ese punto.

Figura 4-2Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 0

82

Una vez realizada la primera lectura y transcurridos 3 segundos, se toma la segunda lectura. La figura 4.3 muestra como se indica en pantalla el mensaje de “lectura 1” con el valor de la aceleración detectada en ese punto. El LED color amarillo permanece encendido indicando que se encuentra en estado de alerta.

Figura 4-3Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 1

83

Pasados tres segundos después de la lectura 2 se procede a tomar la lectura número 3, mostrando en la pantalla el mensaje de “lectura 2” junto con el valor de la aceleración detectada en ese momento. El LED de color amarillo seguirá encendido indicando que se encentra en estado de alerta, tal y como se muestra en la figura 4.4.

Figura 4-4Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Lectura 2

84

Después de haberse realizado la toma de las tres lecturas se procede a sacar un valor promedio, en éste caso ese promedio fue el siguiente:

∑ 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠 = 0.82 + 0.96 + 1.22 = 3

𝑃𝑟𝑜𝑚𝑒𝑑𝑖𝑜 =∑ 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠

𝑁𝑢𝑚𝑒𝑟𝑜 𝑑𝑒 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠=

3

3= 1

En éste caso como el resultado es mayor a 0.8G se manda a la pantalla el mensaje de “activando ELT” junto con el valor del promedio, así como también se activa el led de color rojo para indicar que se encuentra en estado de emergencia y que se ha activado al ELT. Esto se puede apreciar en la figura 4.5.

Figura 4-5Subsistema en ciclo secundario “positivo”: Estado de emergencia activado, ELT encendido

85

Caso 3: Ciclo secundario “Negativo” En éste caso el acelerómetro detecta un cambio en la aceleración mayor o igual a las 0.8G. De la misma forma que en el ciclo anterior, se pasa del ciclo primario al ciclo secundario y se procede a tomar la primer lectura, tal y como se muestra en la figura 4.6 donde se puede apreciar como el subsistema entra en un estado de alerta encendiendo el LED de color amarillo y mostrando en la pantalla el mensaje de “lectura 0” con el valor de la aceleración detectada en ese punto.

Figura 4-6Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 0

86

Una vez realizada la primera lectura y transcurridos 3 segundos, se toma la segunda lectura. La figura 4.7 muestra como se indica en pantalla el mensaje de “lectura 1” con el valor de la aceleración detectada en ese punto. El LED color amarillo permanece encendido indicando que se encuentra en estado de alerta. La gran diferencia con el caso anterior radica en que el valor de las fuerzas G baja considerablemente en vez de aumentar.

Figura 4-7Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 1

87

Pasados tres segundos después de la lectura 2 se procede a tomar la lectura número 3, mostrando en la pantalla el mensaje de “lectura 2” junto con el valor de la aceleración detectada en ese momento. El led de color amarillo seguirá encendido indicando que se encentra en estado de alerta, tal y como se muestra en la figura 4.4. Como se alcanza a apreciar el valor de la aceleración incremento pero sigue muy por debajo de los 0.8G.

Figura 4-8Subsistema en ciclo secundario “negativo”: Lectura 3

88

Después de haberse realizado la toma de las tres lecturas se procede a sacar un valor promedio, en éste caso ese promedio fue el siguiente:

∑ 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠 = 0.82 + 0.27 + 0.43 = 1.52

𝑃𝑟𝑜𝑚𝑒𝑑𝑖𝑜 =∑ 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠

𝑁𝑢𝑚𝑒𝑟𝑜 𝑑𝑒 𝑙𝑒𝑐𝑡𝑢𝑟𝑎𝑠=

1.52

3= 0.506

En éste caso como el resultado es menor a 0.8G se manda a la pantalla el mensaje de “amenaza no detectada”, esto se puede apreciar en la figura 4.9, después de que pasen 2 segundos el programa regresa al ciclo primario para continuar realizando mediciones en tiempo real.

Figura 4-9Subsistema en ciclo secundario “negativo”: amenaza no detectada, el subsistema regresa al ciclo primario

89

4.2 Conclusión Durante el seminario de Sistemas de Aviónica y la realización de éste proyecto nos dimos a la tarea de detectar áreas de oportunidad en algún sistema de aviónica en el que pudiéramos proponer algún tipo de mejora que sea útil y viable para la aviación comercial de hoy en día. Debido a hechos recientes, como el del caso del vuelo MH370 de “Malasya Airways” en donde se presume que una de las grandes fallas en el accidente fue que no se activó el ELT a la hora del impacto. Ahondando más en el tema, nos dimos cuenta de que el sistema ha tenido cambios en su forma de comunicación, pero la forma de activación no ha presentado ningún cambio desde que se implementó el ELT en la aviación comercial. Es por esta razón que decidimos implementar una mejora al sistema de activación del ELT. Consideramos que la mejora propuesta en el presente trabajo resulta muy útil si lo que se busca es una manera alternativa de activación del ELT en donde no solo se dependa del impacto de la aeronave. Una de las principales características de nuestra mejora es la simplicidad con la que cuenta nuestro subsistema, la construcción del circuito y los componentes usados en él, nos da como resultado una opción sencilla y de bajo costo. El programa es fiable ya que está diseñado para evitar falsas alarmas al realizar varias mediciones para corroborar que la aeronave se encuentra en una desafortunada situación de caída libre; también cuenta con un botón de “reset” el cual le permite al piloto reiniciar el subsistema en caso de detectar alguna anomalía en su funcionamiento.

Para poder hacer pleno uso de éste subsistema en la aviación comercial, es evidente que se necesitan realizar investigaciones futuras en donde se construya un prototipo físico del subsistema y se instale dentro de la aeronave para llevar a cabo las pruebas pertinentes. Nosotros nos enfrentamos a una limitante a la hora de diseñar el programa, por la cual nos fue difícil proponer una aceleración a la cual se active el subsistema, nosotros propusimos que se active al detectar un cambio en la aceleración mayor o igual a las 0.8G ya que el ELT está diseñado para activarse al detectar un impacto; para esto los ingenieros realizaron pruebas donde se dieron cuenta de que la aceleración mínima provocada por un impacto es de 2.3G, por lo que el ELT está programado para activarse al detectar dicha aceleración.

Para nuestra idea de mejora es necesario que el ELT se active antes de que la

aeronave se impacte contra el terreno, pero no se contó con los recursos necesarios para realizar las pruebas necesarias y determinar el valor de las fuerzas G óptimo a las que se debería de activar nuestro subsistema, así como el número de mediciones necesarias para evitar falsas alarmas. Por lo cual consideramos ésta un área de oportunidad para futuras investigaciones.

90

Sin embargo consideramos que nuestra propuesta de mejora cumple con los objetivos planteados y es una solución práctica al problema de activación de los ELTs actuales.

91

BIBLIOGRAFÍA

LIBROS

ANALOG DEVICES (2002), ADXL210E Datasheet, USA.

ANALOG DEVICES (2007), ADXL320 Datasheet, USA.

ANALOG DEVICES (2007), ADXL323 Datasheet, USA.

ANALOG DEVICES (2009), ADXL335 Datasheet, USA.

ARTEX PRODUCTS / ACR ELECTRONICS, INC (2012), G406-4 Emergency Locator

Transmitter “Description, Operation and Maintenance Manual”, USA.

ARTEX PRODUCTS / ACR ELECTRONICS, INC (2013), B406-4 Emergency Locator

Transmitter “Description, Operation and Maintenance Manual”, USA.´

Buckwalter, Len (2005). Avionics Training: Systems, Installation and Troubleshooting,

USA.

Catherine, Alexandrow (2008), "The Story of GPS", USA.

Crane, Dale (1997). Dictionary of Aeronautical Terms, USA.

Delta Virtual Airlines (2014), Boeing 777-200ER Aircraft Operations Manual, USA.

García de la Cuesta, Jorge (2003).AviationTerminology: Terminología Aeronáutica,

México.

MEMSIC (2007), MXA2300J/K Datasheet, USA.

Microchip (1999). 28/40-pin 8-Bit CMOS FLASH Microcontrollers, USA.

Microchip (2003). PICmicro PIC16F87XA Data Sheet, USA.

Monje Centeno, Daniel (2010), Conceptos electrónicos en la medida de la aceleración y

la vibración, España.

Spitzer, Cary R. (2001), The Avionics Handbook, USA.

Tooley, Mike; Wyatt, David (2007). Aircraft Communications and Navigation Systems:

Principles, Operation and Maintenance, PaísesBajos.

INTERNET

BBC Mundo. El misterio del vuelo MH370,

http://www.bbc.co.uk/mundo/noticias/cluster_avion_desaparecido_malasia.shtml

2014.

COSPAS-SARSAT. Cospas-Sarsat System,

http://www.cospas-sarsat.int/en/system-overview/cospas-sarsat-system 2014

COSPAS-SARSAT. How do I select and purchase a 406 MHz Cospas-Sarsat

Beacon?,http://www.cospas-sarsat.int/en/beacon-ownership/how-do-i-select-and-

purchase-a-406-mhz-cospas-sarsat-beacon 2014.

92

COSPAS-SARSAT. Detailed Cospas-Sarsat System Description,

http://www.cospas-sarsat.int/en/system-overview/detailed-cospas-sarsat-system-

description 2014.

ELT History, http://www.wsdot.wa.gov/aviation/SAR/ELT_History.htmUSA.

93

ANEXOS

94

Anexo 1 - ADXL335 Datasheet

95

96

97

98

99

100

Anexo 2 – PIC16F87X Datasheet

101

102

103

104

105

106

107

108

109