FECHA: 4 de Septiembre de 2009 NÚMERO DE RAE: INGENIERÍA AERONÁUTICA. BETANCOURT CÁRDENAS, Juan Pablo BOLÍVAR ISAZA, Ingrid Marcela AUTOR(ES):

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1 FECHA: 4 de Septiembre de 2009 NÚMERO DE RAE: PROGRAMA: INGENIERÍA AERONÁUTICA AUTOR(ES): BETANCOURT CÁRDENAS, Juan Pablo BOLÍVAR ISAZA, Ingrid Marcela TÍTULO ESTUDIO DE REQUERIMIENTOS TÉNICOS PARA LA IMPLEMENTACIÓN DE RUTAS Y PROCEDIMIENTOS RNAV EN COLOMBIA PALABRAS CLAVES RNAV, GPS, Navegación Satelital, RNP, PBN, CNS/ATM, Filtro Kalman. DESCRIPCIÓN La navegación RNAV es un método de navegación aérea que permite que la aeronave vuele por unas trayectorias más directas, apoyándose de las radioayudas, como son los VOR/DME, DME/DME y GPS, dentro de los límites de la capacidad de los sistemas autónomos, o una combinación de éstos. Debido al crecimiento de flujo de aeronaves que se ha venido presentando en el ámbito mundial, los aeropuertos y especialmente los espacios aéreos se están quedando pequeños para albergar la cantidad de aeronaves que diariamente surcan los cielos y se da la necesidad de implementar la navegación RNAV. FUENTES BIBLIOGRÁFICAS BANCO CENTRAL DE COSTA RICA. El Filtro Kalman, 2003, 33p. BHATTI, Umar Iqbal. Improved Integrity Algorithms for Integrated GPS/INS

2 Systems in the Presence of Slowly Growing Errors p. EL RABBANY, Ahmed. Introduction to GPS: the global positioning system. Boston, p. FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION. AC A p TSO-129a p. ICAO. Performance Based Navigation Manual. 249p. JAA ADMINISTATIVE & GUIDANCE MATERIAL. P-RNAV in Europe. 29p. JAKOWSKI, Norbert, Mayer Christopher, Wilken Volker, Hoque Mohammed M. Ionospheric Impact on GNSS Signals p. JEPPESSEN, Sanderson training products. Avionics Fundamentals p. MARÚN R, Alberto J. Sistema de Navegación Inercial (INS) p NAVSTAR GPS. Global Positioning System Standard Positioning Service signal Specification. 2 Edition p. RLA SACCSA. Resultados parciales de los estudios del proyecto regional RLA/03/902 SACCSA RTCA. DO-187. Minimum Operational Performance Standards for Airborne Area

3 Navigation Equipment using Multi-Sensor Inputs p DO-208. Minimum Operational Performance Standards for Airborne Supplmental navigation Equipment using Global Positioning System (GPS) p DO-229D. Minimum Operational Performance Standards for Global Positioning System/wide Area Augmentation System Airborne Equipment p DO-236B. Minimum Aviation System performance Standards: Required Navigation Performance for Area Navigation p. WELCH, Greg y BISHOP, Gary. An Introduction to the Kalman Filter p. WILEY, John & Sons. Kalman Filtering and Neural Networks p.

4 NÚMERO DE RAE: PROGRAMA: INGENIERÍA AERONÁUTICA CONTENIDOS GLOSARIO INTRODUCCIÓN 1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 1.3 JUSTIFICACIÓN 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN OBJETIVO GENERAL OBJETIVOS ESPECÍFICOS 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES ALCANCES LIMITACIONES 2 MARCO REFERENCIAL 2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL CNS/ATM Conceptos RNP/RNAV RNP Required Navigation Performance RNAV Area Navigation PBN Performance Based Navigation Proyectos RLA Sistema de Posicionamiento Global Flight Management Computer System El Filtro Kalman IRS - Inertial Reference System

5 Sistema de navegación Inercial INS 3 METODOLOGÍA 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE LA UNIVERSIDAD 3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN 3.4 POBLACIÓN Y MUESTRA 3.5 HIPÓTESIS 3.6 VARIABLES Variables Independientes Variables Dependientes 4 DESARROLLO INGENIERIL 4.1 APÉNDICE Requerimientos GPS Ecuación y Algoritmo de navegación del GPS Pseudorange Step Detection Navegación por seudo distancias Health Word Checking 4.2 APÉNDICE Integración del GPS/IRS Ejemplo de Filtro kalman en MATLAB 4.3 APÉNDICE Tipos de GPS en el mercado compatibles con RNAV Tipos de FMS en el mercado compatibles con RNAV 4.4 APÉNDICE Costos para implementación de RNAV Formato de solicitud para aprobación RNAV Proceso de Aprobación del Operador 4.5 APÉNDICE Estado de la Aviónica de las Aerolíneas Colombianas

6 CONCLUSIONES BIBLIOGRAFÍA

7 NÚMERO DE RAE: PROGRAMA: INGENIERÍA AERONÁUTICA METODOLOGÍA El desarrollo metodológico se basó en la recolección documental en la cual se analizaron y estudiaron varios artículos, documentos y libros referentes al tema de investigación, mediante los cuales se pudo llegar a las conclusiones expuestas. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN El enfoque que se utilizará en la realización del proyecto es el Empírico-Analítico, debido a que el interés es el técnico, orientado a la interpretación y transformación del mundo material. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA Línea de investigación: Tecnologías actuales y sociedad. Sub línea de investigación: Instrumentación y control de procesos. Campo temático: Aviónica. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN Para la recolección de información se recurrirá a libros especializados, manuales y normas de los entes reguladores nacionales y mundiales, cibergrafía y consultas con personal experto y personal docente.

8 HIPÓTESIS Este estudio de requerimientos técnicos para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia será una ayuda en el área se navegación para conocer qué sistemas y equipos son necesarios en las aeronaves y en tierra para realizar un nuevo método de navegación en Colombia, de tal manera que mejore la navegación aérea, el espacio aéreo se descongestione, y los vuelos sean más directos, ahorrando en promedio un minuto de vuelo en cada uno de los trayectos, esto implica una reducción de alrededor del 2% de emisiones de ruido y de CO2 de los aviones y reduciendo el combustible por trayecto, multiplicado por toda la flota de la compañía, por todos los trayectos, por todas las compañías, es un ahorro colosal.

9 CONCLUSIONES La navegación RNAV ha sido utilizada por varios países de Europa y Estados Unidos, y su mayor obstáculo en este momento, es en las aeronaves antiguas, las cuales no cuentan con los equipos necesarios para dicha navegación. Se realizó este estudio para determinar que equipos son utilizables para las aeronaves que no cuentan con los equipos necesarios para la navegación RNAV, cuales son los equipos apropiados para este método de navegación teniendo en cuenta que las aeronaves modernas ya cuentan con un sistema GPS incorporado, lo que ayuda a facilitar estos procedimientos. Se aclararon los conceptos de RNAV, RNP y PBN, teniendo en cuenta que el RNP cambio a partir de marzo de 2007 a PBN, cancelando el documento 9613 de la OACI, convirtiéndose en el Performance Based Navigation Manual, todo esto como fue explicado en el Marco Referencial de este documento. En este proyecto, se identificaron, se explicaron y se entendieron los funcionamientos de los equipos FMS y GPS, así como el método de navegación GPS, de acuerdo a los algoritmos que se analizaron y explicaron del pseudorange step detection, determinados en el apéndice 1 de este documento. Se determinó también, en el apéndice 2, el papel del filtro kalman y su algoritmo en el funcionamiento para la integración de señales de navegación en el FMS, al igual que se diferenciaron las salidas de señales filtradas y no filtradas por el filtro kalman, con ejemplos que demuestran el funcionamiento y la reducción de error que el filtro induce en una señal. Se identificaron los requerimientos técnicos para el cumplimiento de las regulaciones aeronáuticas necesarias para volar bajo el método de navegación RNAV. Se determinaron que clase de equipos GPS y FMS disponibles en el mercado son compatibles con la navegación RNAV, para la adecuación de estos a aeronaves que actualmente no cuentan con los equipos básicos para navegar bajo el sistema RNAV, y el análisis de dos de estos a profundidad que demuestran el porqué cumplen con los requisitos expuestos anteriormente. En el apéndice 4, se identificaron cuales deben ser los pasos para lograr que un operador pueda lograr la aprobación ante la autoridad aeronáutica de sus equipos en el sistema RNAV, al igual que se diseñó el formato para solicitar esta

10 aprobación. Se realizó un análisis de costos para un operador nacional lograr esta aprobación. Finalmente, en el apéndice 5, se identificó el estado de la aviónica a bordo de las aeronaves de las principales aerolíneas comerciales colombianas, de acuerdo a los criterios de aprobación expuestos en la circular informativa de la Aeronáutica Civil CI , y se mostró de manera porcentual la capacidad de estas aeronaves de integrarse bajo el sistema RNAV en Colombia, y cuál es el porcentaje de flota colombiana que se encuentra lista para operar bajo el sistema RNAV. Con esta implementación se crea un ahorro de tiempo en los trayectos de los vuelos, de acuerdo a una estructura RNAV utilizada, y por consiguiente un ahorro de dinero en cada aerolínea. Así mismo se logra una optimización del uso del espacio aéreo Colombiano, agregando más rutas y, manteniendo un margen de seguridad establecido. Se mejoran los procedimientos de llegada y salida normalizada, así como las rutas de los sistemas de navegación Colombianos, y también se mantendrá a Colombia a la vanguardia de la tecnología aeronáutica, acá aplicada a la navegación aérea.

11 ESTUDIO DE REQUERIMIENTOS TÉCNICOS PARA LA IMPLEMENTACIÓN DE RUTAS Y PROCEDIMIENTOS RNAV EN COLOMBIA BASADO EN GPS JUAN PABLO BETANCOURT CÁRDENAS INGRID MARCELA BOLÍVAR ISAZA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C. 2009

12 ESTUDIO DE REQUERIMIENTOS TÉCNICOS PARA LA IMPLEMENTACIÓN DE RUTAS Y PROCEDIMIENTOS RNAV EN COLOMBIA BASADO EN GPS JUAN PABLO BETANCOURT CÁRDENAS INGRID MARCELA BOLÍVAR ISAZA Proyecto de grado como requisito para optar al título de Ingenieros Aeronáuticos Director de Proyecto MSC Ing. Juan Oswaldo Hernández Asesor Metodológico CSP Patricia Carreño UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C. 2009

13 Nota de aceptación: Firma presidente del jurado Firma del jurado Firma del jurado Bogotá D.C. Septiembre de

14 AGRADECIMIENTOS En este proyecto queremos agradecer a todas las personas que hicieron posible la preparación de éste, brindándonos todo su conocimiento, compresión, y paciencia. Especialmente agradecemos de manera sincera al Ingeniero Juan Oswaldo Hernández, nuestro tutor por su constante apoyo y colaboración para dirigir este proyecto y que pudiera salir adelante a pesar de los inconvenientes presentados. También agradecemos a nuestro director de carrera, el Ingeniero Alejandro García, por su apoyo incondicional para todo este proceso al igual que todos los miembros del nodo de investigación, en especial al Ingeniero Juan Carlos Narváez quien también nos orientó durante todo el proceso de investigación y desarrollo. A la docente Patricia Carreño, por colaborarnos con la estructura metodológica de este documento. Al Ingeniero Harlen Mejía, Director de grupo procedimientos de la Aeronáutica Civil por colaborarnos muy amablemente en la orientación de este proyecto. 4

15 DEDICATORIA Este proyecto de grado se lo dedico con todo mi corazón y amor: Principalmente a Dios por permitir que este aquí, por permitirme escoger este medio tan maravilloso como es la Aeronáutica que es mi gran pasión. A mis hermosos padres Gloria Isaza y Álvaro Cano Báez que han sido y serán un gran apoyo en mi vida por sus consejos, para salir adelante en los momentos difíciles, por estar conmigo en todo momento, por la confianza y la fuerza que me han dado para sacar adelante esta carrera, gracias los AMO. A toda mi familia por sus consejos y ánimos para seguir adelante. A los profesores por brindarme todo su conocimiento y a mis amigos quienes ayudaron en todo este proceso de formación pasando por cosas buenas y malas pero de las cuales aprendí mucho de cada uno de ustedes los quiero demasiado. Muchas Gracias a todos. Un Abrazo. Ingrid Marcela Bolívar Isaza 5

16 Este proyecto de grado es dedicado con todo mi amor y cariño: Al padre Dios por permitirme vivir y darme una familia maravillosa y ser un privilegiado al poder estudiar y escoger la rama de la Aviación, mi pasión más grande. A mis padres, Adiela y Carlos Alberto, quienes siempre han estado a mi lado apoyándome, dándome fuerzas, motivándome, y guiándome por el sendero del bien, por sus sabios consejos y sobre todo por darme todo su amor y su cariño. Gracias a ellos hoy soy quien soy, por inculcarme los valores, principios y saberes, que hoy a puertas de ser un profesional agradezco infinitamente porque me han traído hasta acá. A todos los profesores por sus enseñanzas aprendidas durante esta etapa de nuestras vidas y finalmente a todos mis amigos y compañeros, que durante estos 5 años, hemos tenido aportes mutuos y enseñanzas, al igual que hemos tenido satisfacciones, derrotas, pero siempre con la meta muy bien fijada en el horizonte. Un abrazo y muchas gracias a todos. Juan Pablo Betancourt Cárdenas 6

17 TABLA DE CONTENIDO Pág. AGRADECIMIENTOS... 4 DEDICATORIA... 5 TABLA DE CONTENIDO... 7 LISTA DE TABLAS LISTA DE FIGURAS ACRÓNIMOS GLOSARIO INTRODUCCIÓN PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ANTECEDENTES DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA JUSTIFICACIÓN OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN OBJETIVO GENERAL OBJETIVOS ESPECÍFICOS ALCANCES Y LIMITACIONES ALCANCES LIMITACIONES MARCO REFERENCIAL MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL

18 2.1.1 CNS/ATM Conceptos RNP/RNAV RNP Required Navigation Performance RNAV Area Navigation Sistema de Referencia WGS Características de un Waypoint Modo VOR/DME Método DME/DME Computadores RNAV DME/DME Espacio Aéreo Rutas Frecuencia de Escaneo de DME PBN Performance Based Navigation Requerimientos de la navegación basada en el performance Beneficios de la navegación basada en el performance Proyectos RLA Fase II Proyecto RLA Fase III del Proyecto RLA Sistema de Posicionamiento Global Fuentes de Errores en el GPS Punto de Posicionamiento GPS Navegación por waypoints Servicios GPS Operación GPS Mensaje de Navegación GPS

19 Modulación de la Señal GPS Selección del Satélite GPS Sincronización de la Fase Código de GPS Seguimiento de la fase de portadora Posición, velocidad y hora del receptor GPS Sistema de Posicionamiento por Satélite Galileo Flight Management Computer System El Filtro Kalman El Algoritmo Discreto del Filtro Kalman Modelo del Filtro de Error de Estado Modelo de Medición del filtro de error Mecanización del filtro Kalman Closed-Loop Proceso de navegación INS con Filtro Kalman IRS - Inertial Reference System Sistema de navegación Inercial INS Operación del INS Computador INS Errores del INS METODOLOGÍA ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE LA UNIVERSIDAD TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN POBLACIÓN Y MUESTRA HIPÓTESIS

20 3.6 VARIABLES Variables Independientes Variables Dependientes DESARROLLO INGENIERIL APÉNDICE Requerimientos GPS Ecuación y Algoritmo de navegación del GPS Pseudorange Step Detection Navegación por seudo distancias Health Word Checking APÉNDICE Integración del GPS/IRS Ejemplo de Filtro kalman en MATLAB APÉNDICE Tipos de GPS en el mercado compatibles con RNAV GARMIN GNS OPERACIÓN DEL GNS-430 PARA NAVEGACIÓN Tipos de FMS en el mercado compatibles con RNAV APÉNDICE Costos para implementación de RNAV Mercado Análisis de Costos Formato de solicitud para aprobación RNAV Proceso de Aprobación del Operador

21 4.5 APÉNDICE Estado de la Aviónica de las Aerolíneas Colombianas CONCLUSIONES BIBLIOGRAFÍA CIBERGRAFÍA ANEXOS

22 LISTA DE TABLAS Pág. Tabla 1. Requisitos del sistemas CNS/ATM basado en satélites Tabla 2. Errores en las Electrónicas Tabla 3. Asignaciones de Códigos C/A del GPS Tabla 4. Código de clasificación de radioayudas en el FMS Tabla 5. Vector de estado de filtro Kalman Tabla 6. Clasificación de los Equipos GPS Tabla 7. Indicadores de salud de la Información de Navegación Tabla 8. Códigos para la salud de los componentes del satélite Tabla 9. Aviónica en las Aeronaves de las Aerolíneas Colombianas

23 LISTA DE FIGURAS Pág. Figura 1. Demostración gráfica de RNAV Figura 2. Designaciones actuales y futuras de RNAV y RNP Figura 3. Designaciones de especificación de navegación Figura 4. Diagrama de Bloque RNAV Figura 5. Trayectoria de vuelo convencional Figura 6. Trayectoria de vuelo RNAV Figura 7. Sistema de referencia WGS Figura 8. Datos de un Waypoint Figura 9. Método VOR/DME Figura 10. Método DME/DME Figura 11. Diagrama lógico de computadores RNAV Figura 12. Diagrama rutas RNAV Figura 13. Diagrama Escaneo DME Figura 14. Figura de la arquitectura del proyecto RLA Figura 15. Ubicación de SACCSA en los sistemas de aumentación Figura 16. Sistema GPS Figura 17. Constelación de satélites GPS Figura 18. Seudo distancia de un GPS Figura 19. Frecuencias de transmisión de los satélites GPS

24 Figura 20. Constelación GPS en conjunto con la rotación de la tierra Figura 21. Errores en el GPS Figura 22. Contenido total de Electrones en la Ionósfera Figura 23. Errores ionosféricos en aplicaciones GNSS Figura 24. Mensaje de Navegación Figura 25. Modulación de la señal del satélite Figura 26. Espectro de frecuencia de la señal de GPS Figura 27. Cuadros y Sub cuadros de la señal de datos Figura 28. Reconstrucción y generación de distribución del espectro Figura 29. Sistema de seguimiento de un receptor GPS genérico Figura 30. Generador de Códigos C/A Figura 31. Código PRN diferente, no existe correlación Figura 32. Correlación parcial del código PRN Figura 33. Correlación idéntica del código PRN Figura 34. Comparación de los dos códigos C/A Figura 35. Diagrama simplificado del Receptor de GPS Figura 36. Diagrama de demodulación del código C/A Figura 37. Satélite Galileo Figura 38. Diagrama de conexión básico del FMCS Figura 39. Flight Management System Figura 40. Diagrama de conexión detallado del FMCS Figura 41. Página Inicial y de referencia de un FMS Figura 42. Página de referencia de Despegue de un FMS

25 Figura 43. Página de referencia de Aproximación de un FMS Figura 44. Página de Mantenimiento en un FMS Figura 45. Integración de los sistemas de Navegación del FMS Figura 46. Aplicación Típica de un Filtro Kalman Figura 47. Algoritmo básico del filtro Kalman Figura 48. Algoritmo detallado del filtro Kalman Figura 49. Mecanización del Filtro Kalman Closed-Loop Figura 50. Acelerómetro Figura 51. Giróscopo laser Figura 52. Partes Del INS Figura 53. Computador INS Figura 54. Navegación GPS en base a 4 satélites Figura 55. Algoritmo del Pseudorange Step Detection Figura 56. Arquitectura GPS/IRS Figura 57. Hibridización Open-Loop GPS/IRS Figura 58. Errores provocados por ruido en los Sensores Figura 59. Error en el Cálculo de Actitud Figura 60. Filtro de Kalman para sistemas variantes en el Tiempo Figura 61. Respuesta Verdadera vs. Respuesta Filtrada de la salida Figura 62. Respuesta Verdadera vs. Respuesta Filtrada de la salida Figura 63. Respuesta Verdadera Variante vs. Filtrada de la salida Figura 64. Error de covarianza de las señales Figura 65. Garmin GNS

26 Figura 66. Página de Status de Satélite en el GNS Figura 67. Honeywell FMZ Figura 68. Porcentaje de Flota Colombiana según Aerolínea Figura 69. Porcentaje de Flota Colombiana según Aeronave Figura 70. Aeronaves con equipo GNSS integrado con el FMS Figura 71. Aeronaves usando DME e IRS Figura 72. Aeronaves listas para volar RNAV

27 LISTA DE ANEXOS Pág. Anexo A Desarrollo en MATLAB del Filtro Kalman Anexo B Solicitud para Aprobación RNAV

28 ACRÓNIMOS ABAS AC ADC ADS-B ADS-C AIP AIS ANSP APV ATC ATM ATS CDI CDU CEAC CFIT CRC Aircraft-based Augmentation System Advisory Circular Analog to Digital Conversion Automated Dependent Surveillance-Broadcast Automated Dependent Surveillance-Contract Aeronautical Information Publication Aeronautical Information Service Air Navigation Service Provider Approach Procedure with Vertical Guidance Air Traffic Control Air Traffic Management Air Traffic Services Course Deviation Indicator Control and Display Unit Conferencia Europea de Aviación Civil Controlled Flight into Terrain Cyclic Redundancy Check 18

29 CRM CRT DH DME DTED EANPG EASA ECAC EFIS EHSI ETA EUROCAE EUROCONTROL FAA FCC FEATS FMC FMCS FMS FRT Collision Risk Modeling Cathode Ray Tube Decision Height Distance Measuring Equipment Digital Terrain Elevation Data European Air Navigation Planification Group European Aviation Safety Aviation European Civil Aviation Conference Electronic Flight Instrument System Electronic Horizontal Situation Indicator Estimated Time Arrival European Organization for Civil Aviation Equipment European Organization for the Safety of Air Navigation Federal Aviation Administration Flight Control Computer Future European Air Traffic Management System Flight Management Computer Flight Management Computer System Flight Management System Fixed Radius Transition 19

30 FTE GBAS GNSS GPS GRAS HSI IERS IFR INS IRS IRU JAA LNAV LSB MASPS MCDU MCS MEL MNPS MSA Flight Technical Error Ground-based Augmentation System Global Navigation Satellite System Global Positioning System Ground-Based Regional Augmentation System Horizontal Situation Indicator International Earth Rotation Service Instrumental Flying Rules Inertial Navigation System Inertial Reference System Inertial Reference Unit Joint Aviation Authorities Lateral Navigation Least Significant Bit Minimum Aviation System Performance Multi-Function Control and Display Unit Master Control Satellite Minimum Equipment List Minimum Navigation Performance Specification Minimum Sector Altitude 20

31 MSB NANUs NAVAID NAVSTAR NDB NOTAM NSE OACI OEM PANS-OPS PBN PLL PPS PRN PSR RAIM RF RNAV RNP RNP Most Significant bit Notice Advisories to Navstar Users Navigation Aid(s) Navigation Satellite Timing and Ranging Not Directional Beacon Notice to Air Men Navigation System Error Organización de Aviación Civil Internacional Original Equipment Manufacturer Procedures for Air Navigation Services - Aircraft Operations Performance Based Navigation Phase-Locked Loop Precise Positioning System Pseudo-Random Noise Primary Surveillance Radar Receiver Autonomous Integrity Monitoring Radius to Fix Area Navigation Required Navigation Performance Required Navigation Performance 21

32 RTCA SBAS SID SSR STAR TLS TMA TMC TSE TSO UAEAC UTC UTM VHF VNAV VOR Radio Technical Commission on Aeronautics Satellite-based Augmentation System Standard Instrument Departure Secondary Surveillance Radar Standard Terminal Arrival Target Level of Safety Terminal Area Thrust Management Computer Total System Error Technical Standard Order Unidad Administrativa Especial de Aeronáutica Civil Universal Time Coordinated Universal Transverse Mercator Very High Frequency Vertical Navigation Very High Frequency Omni-directional Radio Range 22

33 GLOSARIO DME CRÍTICO: la instalación de un DME, que cuando no se encuentra disponible, da como resultado en el servicio de navegación que es insuficiente para DME/DME/IRU, la ayuda de las operaciones a lo largo de una ruta específica o un procedimiento. El rendimiento requerido asume que el sistema RNAV en una aeronave, reúne el mínimo estándar para sistemas RNAV DME/DME, que el mínimo estándar para sistemas DME/DME/IRU. Por ejemplo, para salidas y llegadas RNAV, pueden ser publicadas solo dos DME s, en ese caso, ambos son críticos. ERROR TÉCNICO DE VUELO FTE: la exactitud con que la aeronave es controlada, es medida por la posición indicada de la aeronave con respecto al comando indicado o la posición deseada. Este no incluye los errores de procedimientos equívocos. ERROR TOTAL EN EL SISTEMA: es la diferencia entre la posición verdadera y la posición deseada. Este error es igual a la sumatoria de vectores de la ruta de dirección del error, error de la posición y error de estimación. ESTIMACIÓN DEL ERROR DE LA POSICIÓN: es la diferencia entre la posición verdadera y la posición estimada. 23

34 LLEGADA TERMINAL ESTÁNDAR STAR: un STAR es publicado por el Control de Tráfico Aéreo y es un procedimiento que suministra una transición desde la estructura en ruta al área terminal. Un STAR puede incluir una o más transiciones a las pistas, proporcionando una guía, ya sea un procedimiento estándar de aproximación por instrumentos o un punto en el espacio desde donde el ATC le dará vectores de radar. PROCEDIMIENTO DE SALIDA INSTRUMENTAL: es un procedimiento IFR publicado que provee una libertad de obstrucción desde el área terminal hasta la estructura en ruta. Hay dos tipos: Standard Instrument Departures (SID s). PROCEDIMIENTO RNAV: un procedimiento de Salida Instrumental RNAV o Llegada Normalizada RNAV. MONITOREO INTEGRAL AUTÓNOMO DEL RECEPTOR - RAIM: es una técnica usada en un receptor/procesador GPS para monitorear el rendimiento de la señal del GPS. Esta determinación de integridad es lograda mediante un control de la coherencia entre las mediciones redundantes. RNAV DME/DME (D/D): se refiere a la navegación usando rango de al menos dos ayudas DME para determinar la posición. RNAV DME/DME/INERCIAL (D/D/I): se refiere a la navegación usando el rango al menos dos ayudas DME para determinar la posición, junto con el uso de la Unidad 24

35 de Referencia Inercial IRU, para proveer suficiente información de posición durante limitadas lagunas de DME. RUTA RNAV: una ruta RNAV (Q o T) dentro de la estructura de altas o bajas altitudes, requiere un rendimiento en el sistema por GPS/GNSS o por DME/DME/IRU para sistemas RNAV según se requiera. SISTEMA DE AUMENTACION BASADO EN AERONAVES ABAS: es un sistema de aumento y/o de integración de información obtenida de otros elementos con información a bordo de la aeronave. El más común de todos los ABAS es el Receptor Autónomo de Monitoreo Integral RAIM. SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL GPS: el núcleo de constelación de satélites GNSS de Estados Unidos provee una posición basada en el espacio, velocidad y tiempo. El GPS está compuesto de espacio, control y elementos del usuario. SISTEMA DE SATÉLITES DE NAVEGACIÓN GLOBAL GNSS: el GNSS es una posición a nivel mundial y un sistema de determinación de tiempo, que incluye uno o constelaciones de satélites, receptores en las aeronaves, y un sistema de monitoreo integrado. El GNSS es aumentado según la necesidad para apoyar el rendimiento requerido de navegación para la actual fase de operación. STANDARD INSTRUMENT DEPARTURE (SID): un SID es publicada por el Control de Tráfico Aéreo (ATC) y es un procedimiento de salida que provee 25

36 libertad de obstáculos en una transición desde el área terminal hasta la estructura en ruta. Los SID s son principalmente diseñados para el mejoramiento del sistema de tráfico aéreo, para agilizar el flujo de tráfico aéreo y para reducir la carga de trabajo de pilotos y controladores. TIEMPO DE EFEMÉRIDES: es una forma constante y uniforme de tiempo utilizada en astronomía al hacer cálculos del movimiento orbitario de objetos del Sistema Solar. Se basaba en el movimiento orbital de la Tierra alrededor del Sol más que en la rotación de la Tierra sobre su eje. Fue sustituido por el tiempo dinámico en

37 INTRODUCCIÓN A medida que ha transcurrido el tiempo, hemos visto como avanza la tecnología en todos los campos, especialmente en la aviación, y más cuando de navegación aérea se habla. La navegación aérea es de gran importancia en el medio del transporte, dado que nace de la necesidad de tener una ubicación clara, precisa y actual de la posición de la aeronave, permitiendo llegar eficazmente a su lugar de destino. Por esta razón se han creado diferentes métodos de navegación para ir avanzando en este ámbito, teniendo en cuenta los diferentes instrumentos que requiera para esto, ya sean DME, VOR, IRS, GPS o la combinación de estos, entre otros. Es por eso que esta propuesta de implementación de este proyecto en Colombia, es necesaria debido al incremento de tráfico aéreo dado, y por ende la congestión de los espacios aéreos Colombianos. Por esta razón se realiza el estudio de requerimientos técnicos para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia, para conocer qué instrumentos son necesarios en las aeronaves para implementación de dicho método. El uso de los instrumentos de navegación tanto en tierra como abordo se está quedando corto para el actual escenario aeronáutico de tráfico aéreo, lo que está llevando a que muchas aeronaves de última tecnología cuenten con sofisticados equipos de aviónica como son los el GPS o el FMS, y estos serán los pilares básicos para la navegación RNAV. 27

38 1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES Desde el comienzo de la aviación se ha venido mejorando los procesos tanto estructurales, como de comunicación y de navegación, esta última es de gran importancia en el medio aeronáutico dado que por esto las aeronaves pueden dirigirse eficazmente a su lugar de destino. La navegación aérea se basa en la observación del cielo, del terreno y de los datos que aportan los instrumentos de vuelo. La navegación aérea se clasifica como, Navegación Aérea Autónoma y Navegación Aérea No Autónoma, esta navegación se diferencia por la clase de aeronave ya sea si necesita instalaciones exteriores o no. La Navegación Aérea Autónoma no requiere de una infraestructura o información exterior para poder llegar a su destino; este tipo de navegación se encuentra divida en: Navegación Aérea Observada, Navegación Aérea Estimada, Navegación por fijación de la posición que a su vez se encuentra subdivida en Navegación Aérea Astronómica, Navegación Aérea Doppler y Navegación Aérea Inercial (INS). Para la Navegación Aérea No Autónoma, si requiere de instalaciones exteriores dado que las aeronaves no son capaces de volar por si solas, estas instalaciones que guían a la aeronaves se conocen con el nombre de ayudas a la navegación. Estas ayudas pueden ser, ayudas visuales al aterrizaje, radioayudas, la navegación por satélite o RNAV. Esta última es la más actual si se tiene en cuenta el avance de la tecnología. 28

39 La Navegación RNAV es un método de navegación aérea que permite que la aeronave vuele por unas trayectorias más directas, apoyándose de las radioayudas, como son los VOR/DME, DME/DME y GPS, dentro de los límites de la capacidad de los sistemas autónomos, o una combinación de éstos. Las técnicas RNAV permiten realizar cualquier ruta elegida, dentro de la cobertura de los sistemas utilizados, sin necesidad de volar sobre estas radioayudas. Este sistema ha dado excelentes resultados hasta el momento donde ha sido aplicado, manteniendo la seguridad y aumentando la eficacia en vuelo. En Europa y Estados unidos ya cuentan con la navegación RNAV haciendo los vuelos más cortos y más directos, ayudando a descongestionar el espacio aéreo. En Europa ya están desarrollando completamente este método que permitirá retirar definitivamente los VOR Y NDB. En cuanto a Sur América, Colombia, Venezuela y Brasil, están en el proceso de estandarizar los procedimientos de navegación aérea, aun no está el método de navegación RNAV, pero actualmente se está trabajando para la implementación de dicho sistema. Hasta este año se definieron las fechas de publicación por parte de Colombia de las rutas RNAV implementadas por Venezuela y Brasil. 29

40 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Debido al crecimiento de flujo de aeronaves que se ha venido presentando en el ámbito mundial, los aeropuertos y especialmente los espacios aéreos se están quedando pequeños para albergar la cantidad de aeronaves que diariamente surcan los cielos. Actualmente en Colombia, el tráfico aéreo continua en aumento y por ende se congestionan los espacios aéreos, y aún se continúa navegando con el sistema convencional de navegación que implica volar sobre radioayudas ubicadas en la superficie, y en la mayoría de los casos las rutas no son directas entre un aeropuerto A, a un aeropuerto B, por lo que implica volar en una trayectoria que no corresponde a una línea recta, sino más bien una unión de pequeños segmentos de recta que no poseen la misma dirección y sentido en algunos casos. Qué regulaciones y requerimientos de instrumentación de aviónica a bordo se necesitan para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia? 1.3 JUSTIFICACIÓN Este proyecto está enfocado en el área de aviónica y navegación aérea. El enfoque principal que se propone es analizar los requerimientos técnicos necesarios que deben tener las aeronaves para volar bajo procedimientos RNAV en Colombia. Se busca evaluar y analizar, las regulaciones, así como los requerimientos de aviónica a bordo de las aeronaves, la infraestructura que se debe tener en la red de navegación nacional y liderar de la mano de la 30

41 Aeronáutica Civil, el proceso para llevar a cabo un proyecto de implementación de estos procedimientos. Es por esto que se necesitan reducir los espacios de vuelo, para que más aeronaves puedan circular dentro de una misma ruta de vuelo, manteniendo la seguridad en su separación lateral. En Colombia se quiere implementar este tipo de navegación, pensando en el incremento de tráfico en los espacios aéreos y en las congestiones en estos, además que las aerolíneas que vuelan dentro del espacio aéreo colombiano, están modernizando día a día sus flotas y sus procedimientos operacionales de navegación y vuelo, pensando en un ahorro de tiempo, de combustible, prestando un mejor servicio a sus usuarios y queriendo estar a la vanguardia de tecnología con respecto a sus competidores y lo más importante es que con este sistema se incrementa la seguridad, eficacia de los vuelos, y se ayudará a proteger el medio ambiente debido a que las aeronaves volarán menos tiempo, traducido en menores emisiones de dióxido de carbono a la atmósfera a largo plazo. Estos requerimientos para la implementación de rutas y nuevos procedimientos RNAV en Colombia, están precedidos por un largo proceso de revisión y monitoreo por parte de la Aeronáutica Civil. Esto atraerá el interés operacional por parte de las aerolíneas nacionales e internacionales dado que será benéfico en todo sentido para y permitirá la modernización y modificación de algunas aeronaves que no puedan cumplir con los requerimientos que este necesita para su operación. 31

42 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN OBJETIVO GENERAL. Realizar un estudio técnico de los requerimientos necesarios para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia basado en GPS, con base en la necesidad existente de modernizar los sistemas de navegación OBJETIVOS ESPECÍFICOS Analizar los documentos de la OACI, la FAA, y la EASA para la certificación de estos procedimientos RNAV. Definir las condiciones y requisitos necesarios para lograr esta implementación en Colombia. Definir qué equipos de aviónica a bordo de las aeronaves deben ser incluidos para volar bajo espacios aéreos RNAV. 32

43 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES ALCANCES. El proyecto culmina con la entrega de un documento que incluye los requerimientos necesarios para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia. Este estudio incluirá el análisis de los sistemas a bordo de las aeronaves para definir si son compatibles o no con este nuevo sistema de navegación y en caso negativo qué equipos serían necesarios instalar para navegación RNAV. Se pretenden modernizar los sistemas actuales de navegación desde la etapa de Salida Normalizada, hasta la Llegada Normalizada al Terminal, incluyendo la ruta en vuelo. No se comprenderán aproximaciones de precisión RNAV, dado que es un proceso aún más largo, que demanda una certificación y revisión mayor, y la Aeronáutica Civil aún no lo contempla para ser implementado. 33

44 1.5.2 LIMITACIONES. Este proyecto no será una implementación, será sólo una propuesta para conocer los requerimientos técnicos para la implementación de estos procedimientos y rutas RNAV en Colombia ante la Aeronáutica Civil. No se entregarán resultados en cuanto al impacto ambiental que puede causar dado que es sólo un estudio de los requerimientos técnicos para esta implementación. No se analizarán los costos de cada equipo necesario para esta implementación. 34

45 2 MARCO REFERENCIAL 2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL CNS/ATM El concepto de CNS/ATM (Comunicación, Navegación, Vigilancia / Gestión del Tráfico Aéreo basado en sistemas satelitales), se originó a partir de la preocupación de la comunidad aeronáutica a nivel mundial, para superar las congestiones, las deficiencias de los sistemas convencionales de navegación aérea, mejorar la costo-eficiencia de la operación aérea nacional y atender la demanda proyectada por los servicios aeronáuticos. Las aeronaves modernas están cada vez más equipadas para utilizar nuevas técnicas, denominadas generalmente de navegación de área, RNAV (el cual es explicado más adelante, cuyo empleo es tan apropiado como inevitable ya que facilitan la flexibilidad de la red de rutas. Por consiguiente, los sistemas CNS/ATM de la OACI se basan en la disponibilidad de capacidad RNAV a bordo. Se ha elaborado un nuevo concepto, destinado a utilizarse fundamentalmente en las partes del espacio aéreo donde el ATC dispone de vigilancia suficiente, y que emplea el concepto de performance de navegación requerida, RNP el cual se explicará más adelante. El RNP se define en términos generales como la máxima desviación prevista de las aeronaves con respecto a su derrota asignada, dentro de un cierto margen de probabilidad. Este concepto ya no hace necesario que la OACI seleccione entre diversos sistemas desde el principio; sin embargo, no impide que la OACI se ocupe de otras técnicas de navegación que se utilizan mucho a escala internacional. 35

46 El continuo crecimiento de la aviación, ha demandado el incremento de la capacidad de los espacios aéreos y enfatizando la necesidad de hacer un mejor uso de los espacios aéreos disponibles. Estos factores, conjunto con la exactitud de los sistemas de navegación actuales y los requerimientos para incrementar la eficiencia operacional en términos de rutas directas y manteniendo la precisión, han dado como resultado el concepto de RNP. Los cambios rápidos en la tecnología del área del performance de la navegación, incluyendo el cambio de las fuentes de referencia de los sistemas de navegación de área, sentaron las bases para la evolución de la aviación global. Este progreso está caracterizado por la combinación de todos los elementos de comunicación, navegación y vigilancia (CNS), y el manejo del tráfico aéreo (ATM), en sistemas del mañana basados en CNS/ATM. Los conceptos de CNS/ATM así como los de RNP proporcionan la ruta de acceso a esta transición. Como ya se ha hablado, RNAV es un método de navegación que permite la operación de una aeronave dentro de cualquier trayectoria de vuelo deseada, bajo un cubrimiento de radioayudas. El futuro del ambiente operativo del CNS/ATM estará basado en una navegación definida por puntos geográficos, expresados en latitud y longitud. Los procedimientos por instrumentos y las rutas de vuelos no requerirán que una aeronave sobrevuele radioayudas terrestres definidas en puntos específicos. El concepto de sistema global que resultó para comunicaciones, navegación y vigilancia (CNS), y para la gestión del tráfico aéreo (ATM) fue aprobado por los Estados Contratantes de la OACI en septiembre de 1991 durante la 10ª Conferencia de Navegación Aérea. El énfasis está ahora en la implementación de elementos claves de las tecnologías del CNS/ATM por los estados, de una forma apropiada y coordenada dentro de cada región y entre regiones, como parte de un plan a largo plazo para alcanzar la implementación completa. 36

47 Se están elaborando y evaluando conceptos relacionados, por entes tales como EUROCONTROL y la FAA. Obviamente, las estrategias para mejorar la capacidad total del sistema son de especial importancia para los aeropuertos, ya que la aprobación de desarrollo de aeropuertos y mejoramiento de su capacidad física están cada vez más difíciles de conseguir en el mundo desarrollado, por cuestiones ambientales. Las oportunidades para mejorar la capacidad parecen ser particularmente atractivas en condiciones de mal tiempo, cuando la capacidad disponible puede reducirse bastante. Además, un número limitado de operadores aeroportuarios son también responsables por servicios de navegación aérea en las zonas terminales y/o control de aproximación, y están por lo tanto directamente involucrados en estos asuntos. Los principales beneficiarios del CNS/ATM serán claramente las aerolíneas y los proveedores de servicios de navegación aérea. Las siglas de CNS/ATM significan Comunicación, Navegación, Vigilancia / Gestión del Tránsito Aéreo. El nuevo concepto de CNS/ATM de la OACI es un sistema mundial de alta precisión y fiabilidad para aplicación a comunicaciones, navegación, vigilancia y gestión de tránsito aéreo, basado en gran medida en satélites e independiente de toda infraestructura en el terreno. La transición hacia el nuevo sistema no se hará al mismo tiempo en todo el mundo y los niveles de sofisticación del sistema se adaptarán a las necesidades de cada país y cada región. En 1980, la OACI reconoció las limitaciones de los sistemas actuales de navegación aérea, y la necesidad de mejorarlos para cubrir las necesidades de la aviación en el siglo XXI. Ante esto, en 1983 la OACI estableció un comité especial denominado FANS (Future Air Navigation System) para estudiar, identificar y fijar nuevos conceptos y tecnologías que permitan una evolución coordinada de los sistemas de navegación aérea en los siguientes 25 años. 37

48 Ante las limitaciones de los sistemas actuales y necesidad de introducir mejoras para poder satisfacer la demanda creciente de tráfico aéreo se aprobó a nivel mundial el concepto CNS/ATM en la 10ª Conferencia de Navegación aérea de la OACI (Montreal, 1991) con el respaldo de las compañías aéreas (IATA) y estableciendo como recomendación principal la necesidad de la implantación progresiva a nivel mundial de un nuevo concepto de sistema CNS/ATM basado principalmente en satélites. Dicho sistema debería cumplir al menos los siguientes requisitos: Tabla 1. Requisitos del sistemas CNS/ATM basado en satélites. Fuente: Resultados parciales de los estudios del proyecto regional RLA/03/902 SACCSA. Una gran herramienta para las diversas necesidades de implantación de rutas RNAV en las regiones CAR/SAM ha sido el proyecto regional PNUD/OACI RLA/98/003, Transición a los Sistemas CNS/ATM en las regiones CAR/SAM, demostrado en las reuniones y talleres de trabajo de Autoridades y Planificadores de Gestión del tránsito aéreo (AP/ATM), durante las cuales se revisaron algunas nuevas rutas RNAV propuestas por Brasil, Guyana Francesa, Panamá, Perú, 38

49 Surinam, Trinidad y Tobago, COCESNA e IATA, con la finalidad de hacer modificaciones necesarias en la red de rutas RNAV y permitir la reducción de algunas trayectorias que conduzcan a una transición compatible entre la fase de vuelo en ruta y los TMA s. De este primer proyecto RLA/98/003 se derivar los subsiguientes los cuales son nombrados y explicados con detalle en este documento Conceptos RNP/RNAV La navegación aérea instrumental se ha basado usualmente de una red de rutas fijas que viene dada por la estructura de apoyo que proporcionan las radioayudas en tierra. Es así, que si se quiere volar de la forma convencional, es decir instrumental de un aeropuerto A a un aeropuerto B, se necesita seguir una ruta predeterminada formada por segmentos que van de una radioayuda a otra y así sucesivamente, conduciendo a la aeronave al destino final que es el aeropuerto B. Se puede también volar del aeropuerto A al aeropuerto B en una ruta directa, pero esta no se usa a menudo debido a la estructuración del sistema de espacios aéreos, y así mismo por la congestión que estos presentan a menudo. 39

50 Figura 1. Demostración gráfica de RNAV. Fuente: Navigation Systems Level 3 (online) disponible en citado 5 de septiembre de La forma tradicional de vuelo a través de las radioayudas no es adecuada debido a: Es inflexible: Depende de la posición geográfica de las ayudas de navegación, que son fijas. Es costosa: Las aeronaves consumen más combustible para ir del aeropuerto de origen, al aeropuerto de destino. Introduce retrasos: Las aeronaves invierten una mayor cantidad de tiempo en su viaje. No crece con facilidad: La creación de nuevas rutas aéreas, está anclada a la construcción, e instalación de nuevas estaciones de radioayudas en tierra. Sobrecarga de los servicios ATS: La mayor parte del tráfico aéreo pasa por cierto nodos importantes de la red o rutas, que generalmente son radioayudas principales, donde convergen varias aeronaves simultáneamente. 40

51 Desaprovechamiento de la tecnología: La tecnología de los sistemas de navegación aérea ha avanzado vertiginosamente en los últimos años, pero estos avances no se habían tomado en cuenta para mejorar las operaciones. Para subsanar estos inconvenientes, y dar una respuesta eficaz y rápida al crecimiento del espacio aéreo y por ende su tráfico, autoridades aeronáuticas en todo el mundo empezaron a alcanzar acuerdos y a desarrollar estrategias que mejorasen esta situación. En 1990, en Europa, los miembros de la conferencia Europea de Aviación Civil (CEAC), adoptaron una estrategia compatible con el concepto Future European Air Traffic Management System FEATS (Sistema Futuro de Gestión del Sistema de Tráfico Aéreo) de la OACI. En 1993, después del acuerdo de la CEAC, la comisión permanente de Eurocontrol, y el Grupo Europeo de Planificación de Navegación Aérea (EANPG) en 1996, aprobaron el establecimiento de operaciones de Navegación Aérea (Area Navigation RNAV), de obligatorio cumplimiento para todas las aeronaves que operan en el espacio aéreo europeo a partir del 23 de Abril de El concepto de RNP Required Navigation Performance, está muy ligado con el de RNAV, y ambos fueron introducidos en el documento Minimum Aviation System Performance Standards (MASPS) for RNP for RNAV. 41

52 2.1.3 RNP Required Navigation Performance Debido a que para la navegación aérea surgen nuevas reglas, y cada aeronave que se encuentre operando dentro de un espacio aéreo deben seguirlas y cumplirlas y deben poseer un conjunto mínimo de prestaciones para llevar a cabo el cumplimiento de estas reglas. De este suceso, nace el concepto de Required Navigation performance, que es definido como la declaración de precisión del performance de navegación requerida para la operación en un espacio aéreo definido. Para determinar estos, se deben definir unos objetivos de seguridad a alcanzar, que se pueden interpretar como una cobertura en la cual la aeronave debe mantenerse durante el vuelo. Hay diferentes tipos de RNP, debido al tamaño de esta cobertura de seguridad. Cabe aclarar que el concepto de RNP, cambió a partir del 5 de marzo de 2007 a PBN (concepto que se tratará en profundidad más adelante), cancelando el documento 9613 de la OACI, segunda edición, manteniendo el mismo número de documento, convirtiéndose en el Performance Based Navigation Manual, dado que debido a la falta de unanimidad en los conceptos RNAV y RNP, la comisión de Aeronavegación (ANC) de la OACI, aprobó la creación del grupo coordinador de estudios de operaciones especiales de la navegación basada en el performance. Este cambio cobija a la tabla que se encuentra a continuación. 42

53 Figura 2. Designaciones actuales y futuras de RNAV y RNP Fuente: Performance Based Navigation Manual. ICAO Figura 3. Designaciones de especificación de navegación Fuente: Performance Based Navigation Manual. ICAO 43

54 Cada tipo de RNP, define un error total del sistema de navegación (Total Navigation System Error TSE), que se permite en el eje lateral, longitudinal y vertical. EL TSE, toma en cuenta los valores del sistema de navegación, los errores del sistema de cálculo, los errores del subsistema de presentación de datos y los errores en la técnica de vuelo, y su valor no debe exceder el de los límites asignados durante el 95% de tiempo de vuelo. Las características que se evalúan en el sistema son las siguientes: Exactitud: Es el principal, pues está relacionada con el error. Se define como la diferencia entre la posición indicada por el sistema de navegación y la posición real de la aeronave. Se expresa de manera estadística como un percentil en la distribución de los errores. Es así que RNP-4 indica que la diferencia entre la posición real y la estimada de la aeronave es menor o igual a 4NM el 95% del tiempo de vuelo. Integridad: Se define como la confianza que puede tenerse en que la información proporcionada por el sistema total es correcta. Acá se incluye la capacidad del sistema de proporcionar alertas al usuario cuando el sistema no deba ser utilizado para la operación prevista. Continuidad: Es definida como la capacidad del sistema para realizar sus funciones sin sufrir interrupciones imprevistas durante una operación dada. Disponibilidad: Se define como la habilidad del sistema para realizar su función al inicio de una operación dada, como al inicio de una trayectoria de aproximación. Se expresa como el porcentaje de tiempo en que el sistema se encuentra operativo y cumpliendo con los requerimientos de exactitud, integridad y continuidad. Funcionalidad: Se refiere a las funciones concretas que debe cumplir el sistema de acuerdo con la especificación de navegación, entre las que se encuentran requerimientos de bases de datos de navegación, indicación de distancia y bearing al waypoint, indicaciones continuas de la posición de la aeronave con respecto a la trayectoria establecida y trayectoria offset. 44

55 2.1.4 RNAV Area Navigation La navegación de área o Area Navigation RNAV por sus siglas en inglés, es un método de navegación que permite que una aeronave se desplace en cualquier ruta deseada, sin la necesidad de pasar sobre radioayudas en tierra. Esta operación se realiza dentro del área de cobertura de las radioayudas utilizadas como puntos de referencia o dentro de los límites de la capacidad de los sistemas de navegación autónomos, como el inercial o una combinación entre estos. Los equipos a bordo de la aeronave, deben determinar automáticamente la posición de la aeronave según la información recibida y la controlarán para que siga la ruta preestablecida. Los sistemas que pueden utilizarse de forma individual o combinada son VOR/DME, DME/DME, IRS y GPS. El objetivo del RNAV es la optimización del uso de la red ATS, tanto en ruta como en áreas terminales, para proporcionar una mayor capacidad del espacio aéreo, junto a una mayor eficiencia en las operaciones, dado que se reducen las separaciones laterales entre las trayectorias de las aeronaves y se utilizan nuevas rutas que no están ancladas al sobrevuelo y/o al sistema de radioayudas. Estos beneficios son: Rutas flexibles. Rutas modificables rápidamente. Rutas más directas. Procedimientos SID y STAR optimizados. Carga de trabajo menor tanto para los pilotos, como para los controladores. Menor impacto ambiental gracias al ahorro de combustible y reducción de ruido. 45

56 Para que se pueda implementar adecuadamente el concepto de RNAV y que sustituya a la navegación convencional, se deben cumplir con las siguientes reglas: Los sistemas de navegación a bordo de las aeronaves deben tener la capacidad de operar bajo este esquema. Las tripulaciones de vuelo deben estar adecuadamente entrenadas para volar según las técnicas RNAV. La infraestructura de navegación debe proporcionar una cobertura adecuada. Las coordenadas de navegación deben cumplir los requerimientos de exactitud establecidos por la OACI. Esto es que todos los datos de navegación disponibles deben tener como referencia un sistema geodésico WGS-84 (el cual se expone en este mismo numera). Se han diseñado procedimientos y rutas compatibles con los sistemas RNAV a bordo de las aeronaves. Lo anterior, requiere un proceso de evolución que toma un cierto tiempo. La incursión de RNAV se dividió en tres fases; la primera de ellas llamada RNAV 5, y su exactitud de RNP-5, y es aproximadamente igual a la que se obtiene utilizando las técnicas de navegación convencionales de radioayudas. Este tipo de RNAV, también es llamada RNAV 2D, pues el sistema de navegación debe ser capaz de cumplir los requerimientos de exactitud en un plano horizontal. A futuro se incorporarán sistemas RNAV 3D que incorporarán exactitud en el plano vertical, y RNAV 4D, que agregará parámetros de exactitud en el tiempo. Para el cumplimiento del nivel de exactitud requerido, se deben tener las siguientes condiciones: VOR: Dentro de un rango de 62 NM. 46

57 IRS: No más de 2 horas trascurridas después de la última actualización del sistema. GPS: Sólo cuando existe cobertura por un número adecuado de satélites y/o sistemas de aumento de la exactitud. A partir del 23 de Abril de 2004, la utilización de RNAV es obligatoria en Europa por encima de FL095 (9500 ft), y en procedimientos SID y STAR. Sin embargo aún continúan en vigencia procedimientos NDB, VOR y DME, por si hace falta utilizarlos nuevamente. Desde 1998 son obligatorias las operaciones usando equipos RNAV, pero fue después del 2002 que se utilizaron las rutas libres en áreas seleccionadas. Entre un estado y otro la aplicación de RNAV ha tenido variaciones. El RNAV de precisión, su aplicación requiere RNP-1 es decir menos de 1 NM de error y se aplica para áreas terminales. Estos procedimientos se desarrollan utilizando principios comunes y consistentes para asegurar que su diseño y ejecución sean compatibles entre sí. Esto representa uno de sus mayores beneficios, pues la consistencia proporciona mayor seguridad en la ejecución y uniformidad en su uso en los diferentes estados europeos. Eurocontrol estima que una red de navegación en ruta RNAV 1 tendrá entre un 5% y un 25% más capacidad que una red RNAV 5. El nivel de exactitud de RNAV permite su uso en todas las fases de vuelo excepto durante la fase final de aproximación y en la aproximación frustrada, y se puede alcanzar utilizando VOR/DME, DME/DME y GPS. También, se puede usar INS/IRS durante cortos períodos de tiempo, cuya longitud dependerá del nivel de certificación alcanzado por el modelo de sistema utilizado. La utilización de procedimientos RNAV permite adaptar las rutas dentro de un TMA para que cumplan mejor las necesidades del aeropuerto, el ATC y la tripulación de vuelo. Esto habitualmente redunda en rutas más simples, cortas y 47

58 directas, o en rutas que se ajustan mejor a restricciones ambientales, como por ejemplo disminuyendo el nivel de ruido sobre áreas pobladas. Así mismo, es muy importante tomar en cuenta durante el diseño y ejecución de los procedimientos RNAV 1 que estos pertenecen a la familia RNAV 2D, y que por tanto no se especifica un nivel de exactitud en la dimensión vertical. La información sobre esta dimensión ha de ser proporcionada mediante sistemas tradicionales de navegación vertical. Esta navegación o sistema guía, usa los radiales de VOR, así como rangos de distancia con DME, y altitudes barométricas como base de entradas de señal, para procesar el rumbo y la distancia a un waypoint. Este sistema solo funciona dentro de áreas de cobertura de VOR/DME. El computador de navegación recibe una información de radial del receptor de VOR, la distancia DME del interrogador DME, y una altitud del Computador central de Vuelo. Una base de datos con información de navegación es almacenada dentro del computador de navegación o en una unidad de almacenamiento externo. La base de datos de navegación, incluye toda la información requerida con respecto a las rutas entre las ciudades, las ayudas de navegación (estaciones VOR/DME) y waypoints. La unidad de control de visualización es usada para ingresar información dentro del computador y muestra la información de navegación. En una aeronave típica comercial, el computador también puede enviar señales de la desviación del curso al indicador de desviación de curso y comandos de dirección lateral al autopilot. 48

59 Figura 4. Diagrama de Bloque RNAV Si se quisiera a realizar un plan de vuelo entre el aeropuerto Chicago O Hare y Newark, tendríamos que hacer algo como lo indica la figura. El vuelo nos llevaría de una estación VOR a otra, hasta que llegaríamos a Newark. Figura 5. Trayectoria de vuelo convencional Una ruta más deseable sería la directa. Infortunadamente, no se puede lograr un alineamiento ideal entre todas las estaciones VOR. El concepto RNAV, proporciona esas rutas directas entre los aeropuertos. A lo largo de cada ruta hay waypoints hacia los que la aeronave vuela. Las ubicaciones de estos waypoints 49

60 son establecidas cuando se diseña la ruta. Cada waypoint está asociado con una radioayuda en particular o con una estación VOR/DME. Figura 6. Trayectoria de vuelo RNAV Sistema de Referencia WGS-84 Es un sistema de referencia terrestre convencional. En su definición se siguen las recomendaciones de la nota 21 del IERS (International Earth Rotation Service). Se trata de un sistema de referencia geocéntrico fijo con la tierra y orientado positivamente. 50

61 Figura 7. Sistema de referencia WGS-84 Fuente: Sistema de referencia WGS-84. Enrique Calero. Origen: Centro de masas de la tierra. Eje OZ: Dirección del Polo de referencia IERS. Coincide con el Polo terrestre Convencional del BIH (Bureau International de 1 Heure) en la ápoca con una incertidumbre de Eje OX: Intersección del meridiano de referencia IERS y el plano perpendicular al eje OZ por el origen de coordenada. Coincide con el meridiano origen del BIH con una incertidumbre de Eje OY: Completa un sistema cartesiano ortogonal orientado positivamente. Asociado al sistema cartesiano se considera un sistema de coordenadas geodésicas definidas por un elipsoide de revolución cuyo centro y eje de revolución coinciden respectivamente con el origen de coordenadas y eje OZ. 51

62 Características de un Waypoint La base de datos de navegación almacenada en la computadora contiene las siguientes características de cada punto: Latitud y Longitud Altitud Frecuencia de su radioayuda Distancia desde la radioayuda Rumbo magnético desde la radioayuda Si el sistema de navegación VHF es sintonizado en la radioayuda adecuada; el computador de RNAV recibirá la información con respecto a la posición de la aeronave con respecto a la radioayuda. Figura 8. Datos de un Waypoint 52

63 Modo VOR/DME Conociendo la distancia del lado A (Distancia DME), la longitud del lado B (tomado de la base de datos) y el ángulo de A (diferencia entre el rumbo de la aeronave y el rumbo de la radioayuda), podemos procesar la longitud del lado A-B, el cual nos dará la distancia al waypoint; y el ángulo B, el cual es el curso del ángulo de la trayectoria al waypoint. Esta combinación se conoce como modo RNAV VOR/DME donde el primero es la distancia DME y el segundo es el ángulo del VOR. Figura 9. Método VOR/DME Método DME/DME Una mejora del modo VOR/DME es posible usando dos distancias DME. Los datos de navegación de la base de datos se expanden para proporcionarle a cada waypoint dos referencias con radioayudas. Una mejor precisión de la posición se logra junto con la precisión de la navegación. El método DME/DME es el método preferido de navegación. 53

64 Figura 10. Método DME/DME Computadores RNAV DME/DME Para implementar el método DME/DME, un computador RNAV debe ser instalado en la aeronave. El sistema izquierdo del computador recibe VOR/DME 1, mientras que el sistema derecho recibe VOR/DME 2. Las unidades de referencia inercial, proporcionan una altitud inercial corregida, y un valor de aceleración. Una base de datos dentro del sistema comparte esa información entre los dos computadores a fin que puedan utilizar las mismas señales de entrada, y comparar los datos del computador para mejorar aún más la precisión de navegación. El rumbo del VOR está disponible para cada computador, pero no es normalmente utilizado. En el caso de una pérdida de señales del DME, el computador automáticamente regresará al modo VOR/DME. En los sistemas modernos con computadores duales, a medida que el vuelo avanza de un waypoint a otro, el computador automáticamente sintoniza las 54

65 frecuencias VHF de navegación para cada lado. Junto con el piloto automático, la aeronave seguirá la trayectoria del plan de vuelo. Figura 11. Diagrama lógico de computadores RNAV Espacio Aéreo Rutas La navegación RNAV proporciona más rutas entre ciudades. En la figura se indican tres rutas adicionales que fueron establecidas, cada una con sus propios waypoints referenciados en las mismas radioayudas que la primera ruta. Esto permite cuatro veces más tráfico en la misma área de rutas. Figura 12. Diagrama rutas RNAV 55

66 Frecuencia de Escaneo de DME Si se han de añadir rutas paralelas y más vuelos en un área geográfica, es deseable lograr la mejor exactitud navegable posible. Esta puede ser cumplida a través del uso de escaneo de frecuencias de interrogadores DME. Los interrogadores pueden reportar distancias de hasta cinco radioayudas proporcionando buena recepción. El computador RNAV usará las que proporcionen los mejores ángulos para cálculos matemáticos, dando como resultado un curso excelente, distancia y la posición actual calculada. Figura 13. Diagrama Escaneo DME 56

67 2.1.5 PBN Performance Based Navigation La navegación basada en el performance o PBN por sus siglas en inglés, cambia el concepto que existe hasta hoy que define para cada equipo a bordo de la aeronave, una certificación específica con procedimientos asociados de acuerdo a cada sensor, por ejemplo equipos VOR/DME a bordo, protección de obstáculos aplicable al VOR, separaciones ATC basadas en VOR, etc. La PBN entrega los requisitos aplicables a cada especificación de navegación sin indicar qué sistema RNAV se debe utilizar, lo que admite distintas configuraciones y equipos y deja la puerta abierta a nuevas tecnologías que puedan ajustarse en el futuro a las distintas especificaciones. Los requisitos de performance están definidos en términos de la precisión, integridad, continuidad, disponibilidad y funcionalidad necesarias para la operación propuesta dentro del contexto de un determinado concepto de espacio aéreo. Los requisitos de performance están identificados en las distintas especificaciones de navegación, las cuales también identifican qué sensores y equipos de navegación pueden ser utilizados para satisfacerlos. La navegación basada en performance, depende de: El sistema e instalación RNAV a bordo de la aeronave que está siendo certificada, para cumplir con los requisitos funcionales y de performance de la especificación de navegación establecida para las operaciones RNAV en un espacio aéreo determinado. El cumplimiento por parte de la tripulación de vuelo de los requisitos operacionales establecidos por la entidad reguladora para las operaciones RNAV o RNP. Un concepto definido de espacio aéreo que incluya operaciones RNAV. 57

68 La disponibilidad de una infraestructura de ayudas para la navegación (la infraestructura de ayudas abarca aquellas que soportan o proveen capacidades de posicionamiento: en tierra, VOR, DME, etc.; en el espacio, sistemas basados en los satélites de navegación global (GNSS), sistema de posicionamiento global (GPS) y GLONASS; a bordo de las aeronaves, unidades de referencia inercial). Las ventajas que se esperan obtener con este sistema son las siguientes: Aumento de la seguridad de vuelo a través de la implementación de procedimientos con descenso estabilizado (procedimientos con VNAV), que evitan el Vuelo Controlado contra el Terreno (CFIT), por medio del TAWS. Reducción del tiempo de vuelo de las aeronaves, a partir de la implantación de trayectorias óptimas de vuelo con el consiguiente ahorro de combustible y protección del medio ambiente. Utilización de la capacidad RNAV y/o RNP ya instaladas a bordo de un significativo porcentaje de la flota de aeronaves que vuela en el espacio aéreo de jurisdicción. Implementación de mejores o nuevos accesos a aeropuertos con problemas de obstáculos naturales. Optimización de las trayectorias de llegada y salida de los aeropuertos, pudiéndose atender en algunos casos necesidades ambientales. Reducción de retrasos en espacios aéreos y aeropuertos con alta densidad de tránsito aéreo, a partir de la implementación de nuevas rutas paralelas y de nuevos puntos de llegada y salida en los TMA. Potencial reducción en el espaciamiento entre estas rutas paralelas para acomodar mayor cantidad de tránsito en el mismo flujo. Reducción de la carga de trabajo del Controlador de Tránsito Aéreo y del Piloto, teniendo en cuenta la reducción del tiempo empleado en las comunicaciones, y la factibilidad de imitar trayectorias que comúnmente son utilizadas mediante el empleo de vectores radar. 58

69 Las siguientes son unas proyecciones que se esperan tener del sistema en los próximos años: Espacio aéreo en ruta oceánico y remoto (RNAV 10 o RNP 4): 100% de implementación en Espacio aéreo en ruta continental (RNAV 5, 2 y 1): 70% en 2010, 100% en Área terminal (RNAV 1 y 2, y RNP 1 básica): 30% en 2010, 60% en 2014 y 100% en Requerimientos de la navegación basada en el performance La navegación basada en la performance especifica los requisitos de performance del sistema RNAV para las aeronaves que operan en una ruta ATS, un procedimiento de aproximación por instrumentos, o en un espacio aéreo. Los requisitos de performance están definidos en términos de la precisión, integridad, continuidad, disponibilidad y funcionalidad necesarias para la operación propuesta dentro del contexto de un determinado concepto de espacio aéreo. Estos requisitos, están identificados en las especificaciones de navegación, las cuales también identifican qué sensores y equipos de navegación pueden ser utilizados para satisfacer el requisito de performance. Existen tanto especificaciones RNP como especificaciones RNAV. Una especificación RNP comprende el requisito de contar con monitoreo y notificación del performance a bordo de la aeronave, y está designada como RNP X. Una especificación RNAV no tiene tales requisitos, y está designada como RNAV X. Por lo tanto, la navegación basada en la performance depende de: El sistema e instalación RNAV a bordo de la aeronave que está siendo aprobada al cumplir con los requisitos funcionales y de performance de la 59

70 especificación de navegación establecida para las operaciones RNAV en un espacio aéreo. El cumplimiento por parte de la tripulación de vuelo de los requisitos operacionales establecidos por la entidad reguladora para las operaciones RNAV. Un concepto definido de espacio aéreo que incluya operaciones RNAV. La disponibilidad de una infraestructura de ayudas para la navegación Beneficios de la navegación basada en el performance En Colombia se prevé que el crecimiento del tráfico continúe mejorando gradualmente a mediano plazo al mismo tiempo que la actividad económica. El trafico regular de pasajeros de las líneas aéreas de la Región de América Latina, se espera que crezca a un ritmo promedio anual de 4.0% hasta el año Este crecimiento puede llevar a períodos de congestión de tránsito aéreo que podrá llevar a la ineficiencia del ATM. A fin de garantizar la eficiencia del ATM y evitar restricciones innecesarias a los usuarios del espacio aéreo, se debe evitar especificar cómo se habrán de satisfacer los requisitos de navegación, indicando únicamente cuál es el performance y funcionalidad de navegación que se requiere del sistema RNAV. Bajo el concepto de PBN, los requisitos de navegación genéricos son definidos en base a los requisitos operacionales. Así, los explotadores pueden evaluar las opciones que tienen disponibles en cuanto a tecnología y servicios de navegación que podrían permitir satisfacer estos requisitos. La solución elegida sería la que resulte más efectiva en términos de costos para el explotador y para el proveedor de los servicios de navegación aérea. 60

71 El desarrollo del concepto de la Navegación Basada en la Performance, reconoce que los sistemas avanzados RNAV a bordo, están logrando un nivel predecible de precisión en el performance de navegación, que sumado al nivel apropiado de funcionalidad, permite un uso más eficiente del espacio aéreo disponible. Así mismo, toma en cuenta el hecho que los sistemas RNAV se han ido desarrollando en el transcurso de 40 años, por lo que existe una amplia variedad de implementaciones. La identificación de los requisitos de navegación, en vez de los medios para satisfacer los requisitos, permitirá el empleo de todos los sistemas RNAV que satisfacen estos requisitos, sin importar el medio utilizado para ello Proyectos RLA En la reunión del subgrupo ATM/CNS/SG de marzo del 2004, se propuso realizar el proyecto RLA/03/902 con el objetivo de desarrollar y planificar los aspectos técnicos, financieros, operacionales e institucionales de un sistema SBAS para las Regiones CAR/SAM. Se otorgó un acrónimo que identificara claramente al proyecto, es por esto que los estados participantes en el mismo decidieron denominarlo SACCSA (Solución de Aumentación para Caribe Centro y Sur América). 61

72 Figura 14. Figura de la arquitectura del proyecto RLA El Proyecto SACCSA, pretende contribuir a la implantación del GNSS y sus documentaciones incluyendo el análisis de la viabilidad técnica, financiera e institucional de implantación de un sistema SBAS/GNSS en las Regiones CAR/SAM. Para ello, la OACI suscribió un proyecto regional de cooperación técnica con los Estados y entidades interesadas, que hasta el momento son Chile, Colombia, Cuba, COCESNA, La Unión Europea, España y Venezuela. Entre otras actividades, el proyecto incluye una definición técnica de un SBAS adaptado a las especiales circunstancias de las Regiones mencionadas (ionosfera, forma geográfica, etc.). Dado el alcance del Proyecto, y los estudios que se están llevando a cabo, se hace necesario, entre otros aspectos, un plan de formación que permita aumentar los conocimientos sobre el GNSS y el seguimiento de los resultados del Proyecto Fase II Proyecto RLA La Fase II de la RLA/02/903, surge como resultado de las negociaciones habidas a lo largo de los cuatro últimos años, en los que se ha estado revisando dentro del GREPECAS las posibles alternativas y ensayos que desemboquen en la 62

73 implantación de un sistema SBAS en las regiones CAR/SAM de la OACI. Para ello, la OACI elaboró el plan regional denominado RLA/03/902 Ensayos SBAS/EGNOS en las regiones CAR/SAM, del cual se habló ya, que permitieron evaluar las prestaciones y la viabilidad de implantación del sistema sobre la base del Programa EDISA de la Comisión Europea. Para la realización de estos ensayos se desplegó una infraestructura de ensayos basada en la implantación de la señal EGNOS en la zona CAR, para lo cual se instalaron tres estaciones RIMS en Colombia (Bogotá), COCESNA Honduras (Tegucigalpa) y Cuba (La Habana). Una vez realizados los primeros análisis, se han definido las áreas de servicio y, en consecuencia, la posición de SACCSA en el contexto global. En este sentido, y de acuerdo a la interoperabilidad entre sistemas, SACCSA quedaría ubicado de la siguiente forma: Figura 15. Ubicación de SACCSA en los sistemas de aumentación Fuente: Resultados parciales de los estudios del proyecto regional RLA/03/902 SACCSA. Dados los resultados satisfactorios alcanzados, en la reunión del Subgrupo ATM/CNS/SG celebrado en marzo de 2004, se propuso la realización de una 63

74 segunda fase del Proyecto RLA/03/902 cuyo objetivo es: desarrollar y planificar los aspectos técnicos, financieros, operacionales e institucionales, de un sistema SBAS para las regiones CAR/SAM, con el objetivo último de disponer, al concluir esta fase, de los elementos de juicio necesarios, para la toma de decisión sobre el mejor modelo del sistema SBAS a implantar en la región, y de este modo poder proceder con los concursos internacionales necesarios para la realización de dicha implantación. Dentro de los resultados que ha arrojado el proyecto, se cumple el requisito de precisión horizontal para APV-I requerido para SBAS, y que está fijado en 16 metros, en toda el Área de Servicio. Igualmente para el requisito de precisión vertical para APV-I requerido para SBAS, 20 metros. Los resultados que se alcanzan tanto al 95% como al 99% de niveles de confianza en aspectos de precisión, son tanto mejores cuanto más nos acercamos a zonas continentales del Área de Servicio. Basándonos en resultados sólo con satélites GPS, en toda el Área de Servicio se tendría una cobertura mínima de 6 satélites en vista con un nivel de confianza del 95%. Para este nivel de confianza, en zonas ecuatoriales, este número llegaría hasta los 8 mientras que en la zona sur continental el resultado desciende hasta los 6 satélites. Quedando pendientes los análisis con modelos ionosféricos ajustados, se puede determinar que la implantación de un SBAS en las regiones CAR/SAM, con prestaciones de APV I, es factible y técnicamente viable. Se planea que para el 2012, entre en operación e implantación el proyecto SACCSA, al igual que se podrían incluir en el plan CNS/ATM CAR/SAM. 64

75 Fase III del Proyecto RLA La fase III, surge de la necesidad de continuación de los trabajos iniciados en base a los resultados mostrados en la fase II de SACCSA, completar estos trabajos, para establecer la viabilidad definitiva del proyecto, tanto a nivel técnico como financiero. Esta fase debe cubrir los estudios y análisis que no se pudieron descubrir en la fase II. El propósito del proyecto RLA/03/902 es contribuir a estudiar el desarrollo, la planificación y la implementación del GNSS y sus aumentaciones, incluyendo los aspectos técnicos, financieros, operacionales e institucionales, de un sistema pre operacional SBAS para las regiones CAR/SAM, teniendo en cuenta el desarrollo evolutivo del GNSS, las normas y prácticas recomendaciones (SARPS) y orientaciones de la OACI y las conclusiones del GREPECAS. Entre las actividades que demandan mayor prioridad, estarán las encaminadas a contribuir al establecimiento de la transición al GNSS y ampliar la utilización de los elementos y las capacidades disponibles del GNSS en las regiones CAR/SAM, incluyendo los diseños de procedimientos RNAV y RNP en ruta, terminal y aproximación/aterrizaje y salida basados en el GNSS con el propósito que se puedan empezar a ver los beneficios del empleo del GNSS en la navegación aérea. Es en este punto es donde se entrelazan los conceptos de RNAV y el proyecto RLA, dado que en base a este último, se llevan entonces a cabo las actividades para comprobar la capacidad y la efectividad del GNSS, elemento primordial para el desarrollo de la navegación RNAV. Lo ideal es que las rutas y los procedimientos RNAV/RNP también proporcionen una ventaja operacional a los usuarios y los proveedores de los servicios ATS en los aeropuertos de salida y llegada, siendo necesario que en la región CAR/SAM se estudie la implementación 65

76 de los procedimientos RNAV/RNP y procedimientos SID y STAR, lo cual permitirá desarrollar un mejor uso del espacio aéreo y áreas de control terminal (TMA), con el fin de ir asimilando el incremento del espacio aéreo, tarea que es apoyado por el GREPECAS Sistema de Posicionamiento Global El sistema de posicionamiento global (GPS) es un sistema de navegación basado en satélites que fue desarrollado por el Departamento de Defensa de los Estados Unidos en los comienzos de los Inicialmente fue desarrollado para sistema Militar. Este sistema GPS se divide en 3 segmentos: El segmento espacial El segmento de control El segmento usuario Figura 16. Sistema GPS Fuente: Navicom (online) disponible en citado 18 de Septiembre de

77 El segmento Espacial: Contiene los satélites emisores de señales, conocidos como constelación NAVSTAR (Navigation satellite timing and ranging), que consta de 24 satélites a lo largo de 12 horas, dispuestos en 6 planos orbitales con 55 de inclinación con respecto al Ecuador. Estos satélites se encuentran a una altura de kilómetros, trasmitiendo información utilizando 2 frecuencias de referencia. Sobre estas se modulan 2 códigos llamados C/A y P. El código C/A (Course/Acquisition), está disponible para todos los usuarios mientas que el P (Precision - code) se reserva para uso Militar. El satélite completa una órbita aproximadamente 11 horas y 58 minutos. Figura 17. Constelación de satélites GPS. Fuente: Genciencia (online) disponible en fundamentos-del-gps citado 18 de Septiembre de El segmento Control: La estación maestra de control (MCS) ubicado en Falcon AFB en Colorado Spring, es quien gobierna el sistema, dado que reúne la información de las estaciones de monitoreo y con estos se calculan las órbitas de 67

78 los satélites y correcciones a los relojes haciendo uso de estimadores Kalman, así como la determinación del estado de los satélites. Son cinco las estaciones de monitoreo situadas en Hawaii, Colorado Spring, Isla de Ascensión, Diego García, y Kwajalein. Estas estaciones realizan un seguimiento continuo de los satélites y pueden realizar cambios en la información transmitida por los satélites. Dado que estas estaciones se encuentran equipadas con relojes de cesio y receptores del código P, estas estaciones son usadas para la determinación de las efemérides transmitidas y modelados de reloj. Las correcciones a las órbitas y relojes son retroalimentadas a los satélites mediante las estaciones de control terrestre estas estaciones se encuentran en Ascensión, Diego García y Kwajalein. Se emplea la banda S: Canal Ascendente MHz, Canal Descendente MHz. El segmento usuario: Incluye todos los usuarios militares y civiles. Este está compuesto por las antenas y los receptores-procesadores, (que proporciona la colocación, velocidad y demás exactitudes para el usuario), distintos tipos de receptores que existen en el mercado y los distintos usuarios del sistema. Para descifrar las señales del GPS, el receptor debe cumplir con ciertas tareas: Seleccionar uno o más satélites Adquirir señales del GPS Recuperación de datos Medición y seguimiento Sus funciones principales son: Sintonizar las señales emitidas por el satélite Decodificar el mensaje de navegación Medir el retardo de la señal Presentar la información de la posición en la que se encuentra; esta puede ser en 3D o 2D. 68

79 El sistema tiene por objetivo calcular la posición de un punto cualquiera en un espacio de coordenadas (x, y, z) partiendo del cálculo de las distancias del punto a un mínimo de tres satélites cuya localización es conocida. La distancia entre el usuario y un satélite se mide multiplicando el tiempo de vuelo de la señal emitida desde el satélite por su velocidad de propagación. Para medir el tiempo de vuelo de la señal, es necesario que los relojes de los satélites y de los receptores estén sincronizados, para así generar el mismo código. Las distancias con errores debidos al sincronismo se denominan seudo distancias. La desviación en los relojes de los receptores añade una incógnita que hace necesario mínimo cuatro satélites para estimar correctamente las posiciones. Figura 18. Seudo distancia de un GPS. Fuente: Tech-Blog (online) disponible en citado 18 de Septiembre de

80 En el cálculo de las seudo distancias tenemos que tener en cuenta que las señales son débiles y se hallan inmersas en el ruido de fondo inherente en la banda del radio. Este ruido natural está formado por una serie de pulsos aleatorios, lo que motiva la generación de un código seudo aleatorio artificial por los receptores como patrón de fluctuaciones. Cada instante un satélite transmite una señal como el mismo patrón que la serie seudo aleatoria generada por el receptor; en base a esta sincronización, el receptor calcula la distancia realizando un desplazamiento temporal de su código seudo aleatorio hasta lograr la coincidencia con el código recibido. Este desplazamiento corresponde al tiempo de vuelo de la señal. La utilización de estos códigos seudo aleatorios permite el control de acceso al sistema de satélites, de forma que en una situación conflictiva se pueda cambiar el código. Figura 19. Frecuencias de transmisión de los satélites GPS Fuente: Qué es GPS? (online) disponible en citado 18 de Septiembre de Los satélites transmiten la información en dos frecuencias como se había mencionado anteriormente. 70

81 Frecuencia portador L1 son generadas en MHz y transmite los códigos C/A y P. Frecuencia portadora L2 son generadas en MHz y transmite información militar modulada en P. El código seudo aleatorio transmitido se compone en tres tipos de cadenas: El código C/A (Course/Acquisition). Consiste en un ruido seudo aleatorio de 1023 bits con un régimen de cronometraje de MHz el cual se repite cada 1 milisegundo. La longitud corta de la secuencia del código C/A está diseñada para permitirle al receptor que rápidamente adquiera las señales del satélite las cuales ayudan a la transición del receptor al código P. Un ruido seudo aleatorio diferente es asignado a cada satélite de GPS y seleccionado desde un conjunto de códigos llamados códigos dorados. Los códigos dorados son diseñados para minimizar la probabilidad de que el receptor se equivoque entre un código y otro. El código C/A es trasmitido solo en L1. El código C/A no es encriptado y por lo tanto está disponible para todos los usuarios de GPS. El código P (precisión code). El código P es una secuencia de ruidos seudo aleatorios de MHz de 267 días de longitud. Cada satélite de GPS es asignado a un segmento único de siete días de este código que se reinicia cada sábado a la media noche en el horario de GPS, que este es la escala continua de tiempo mantenido dentro de 1 microsegundo de UTC, más o menos un número entero de un salto de segundo. El código P está normalmente encriptado dentro del código Y para proteger al usuario de engaños. Desde que los satélites tienen la capacidad de transmitir cualquier código P o Y, es a menudo referido como código P(Y). El código P(Y) es transmitido por cualquier satélite en L1 y L2. En L1, y el código P(Y) está 90 grados fuera de la fase de transporte del código C/A. 71

82 Fuentes de Errores en el GPS La posición calculada por un receptor de GPS requiere el momento actual así como la posición del satélite y el atraso medido de la señal recibida. La precisión de esta señal depende de la posición y del atraso de la señal. Figura 20. Constelación GPS en conjunto con la rotación de la tierra Fuente: Sistema de Posicionamiento Global, Wikipedia (online) disponible en citado 16 de Noviembre de Cuando se introduce un atraso en la señal, se comparan una serie de bits recibidos por el satélite con una base de datos interna. Se comparan los límites de la serie y se mide hasta un 1% de la diferencia de un tiempo de bit o 10 nanosegundos del código C/A. Es ahí donde las señales GPS se propagan a la velocidad de la luz que viene representando un error de 3 metros. Este es el error mínimo posible cuando se usa solo la señal C/A del GPS. La precisión de la posición es mejorada cuando se usa una señal P(Y). Con la misma precisión del 1%, la señal P(Y) resulta en una precisión de alrededor de 30 72

83 centímetros. Una de las principales razones que perjudican la precisión del GPS es el error electrónico. Tabla 2. Errores en las Electrónicas Fuente Ionosfera Efemérides Reloj Satelital Distorsión Multibanda Ionosfera Errores Numéricos Efecto +/- 5 m +/- 2.5 m +/- 2 m +/- 1 m +/- 0.5 m +/- 1 m o menos Fuente: Sistema de Posicionamiento Global, Wikipedia (online) disponible en citado 16 de Noviembre de Las siguientes fuentes que se describen a continuación son las que afectan las medidas realizadas por el GPS: Perturbación ionosférica: La ionosfera está formada por una capa de partículas cargadas eléctricamente que modifican la velocidad de las señales de radio que la atraviesan lo cual es explicado a continuación de esta sección. Fenómenos meteorológicos: En la troposfera, cuna de los fenómenos meteorológicos, el vapor de agua afecta a las señales electromagnéticas disminuyendo su velocidad. Los errores 73

84 generados son similares en magnitud a los causados por la ionosfera, pero su corrección es prácticamente imposible. Imprecisión en los Relojes: Los relojes atómicos de los satélites presentan ligeras desviaciones a pesar de su cuidadoso ajuste y control; lo mismo sucede con los relojes de los receptores. Interferencias eléctricas imprevistas: Las interferencias eléctricas pueden ocasionar correlaciones erróneas de los códigos seudo aleatorios o un redondeo inadecuado en el cálculo de una órbita. Si el error es grande resulta fácil detectarlo, pero no sucede lo mismo cuando las desviaciones son pequeñas y causan errores de hasta un metro. Error multi senda: Las señales transmitidas desde los satélites pueden sufrir reflexiones antes de alcanzar el receptor. Los receptores modernos emplean técnicas avanzadas de proceso de señal y antenas de diseño especial para minimizar este error, que resulta muy difícil de modelar al ser dependiente del entorno donde se ubique la antena GPS. Topología receptor-satélite: Los receptores deben considerar la geometría receptor-satélites visibles, utilizada en el cálculo de distancias, dado que una determinada configuración espacial puede aumentar o disminuir la precisión de las medidas. Los receptores más avanzados utilizan un factor multiplicativo que modifica el error de medición de la distancia (dilución de la precisión geométrica). Figura 21. Errores en el GPS 74

85 Fuente: Errors on GPS signal (online) disponible en citado 18 de Septiembre de Ionósfera Colombiana La ionosfera terrestre ha sido estudiada durante décadas utilizando técnicas de observación que hoy son consideradas convencionales, principalmente sondeos efectuados con instrumentos localizados sobre la superficie de la tierra, a bordo de globos, cohetes y satélites artificiales. Un sistema de microondas basado en un receptor GPS, de doble frecuencia, para monitorear la constelación de satélites NAVSTAR, se usa para observar los cambios y comportamientos presentes en la ionosfera. Con este sistema podemos medir el contenido total de electrones (TEC) y su variación con el tiempo (rtec) y la desviación estándar media de la señal emitida denominada S4. La técnica de centelleo es una de las herramientas más utilizadas para el monitoreo de la ionosfera; esta técnica calcula el índice S4 para usarlo como instrumento de observación. 75

86 Por la ionósfera ingresa el viento solar con un alto contenido de electrones y protones en forma de altas corrientes que rodean el planeta. La dinámica de esta capa que tiene una temperatura cercana a los 1500 C incluye cambios radicales hora a hora, diariamente de una región a otra. Se llegan a presentar vientos de hasta 800 km/h. La mayor densidad de electrones en la ionósfera se distribuye en dos franjas paralelas, una al norte del Ecuador magnético y la otra al sur del mismo. Colombia está ubicada debajo de la franja norte, donde se presenta la mayor densidad de iones. A continuación se muestra la imagen del contenido de electrones en la capa de la ionósfera. Este mapa se colorea por regiones en función del TECU. Los colores más cálidos indican un contenido más alto de electrones, por ejemplo, en las zonas de incidencia directa del Sol (fotoionización). Por regla general, la frecuencia de corte de la capa F2 de la ionosfera (fof2) será mayor cuanto mayor sea el TEC. Por tanto, estos mapas nos dan una idea de las horas del día en las 76

87 que la fof2 es mayor o menor. Los mapas de DZL se derivan a partir de mediciones sobre la portadora L1 del GPS. Figura 22. Contenido total de Electrones en la Ionósfera Fuente: Revolution in Geodesy and Surveying (online, disponible en citado el 17 de Agosto de Se puede apreciar en la figura las corrientes que contienen los electrones y los protones provenientes de los vientos solares, sobre la franja ecuatorial en su mayor proporción, demostrando que toda la zona ecuatorial es predominantemente expuesta al sol de día recibe la mayor cantidad de estos electrones, y demostrando también el porqué en la franja ecuatorial se ve tan afectada la navegación satelital, debido a que las señales del GNSS al cruzar estas corrientes de electrones se distorsionan y pueden dar una ubicación equivocada, algunas veces con diferencias enormes, todo esto dependiendo del tipo de turbulencias que se presenten en la atmósfera. 77

88 La ionización presente en la ionósfera, es producida principalmente por radiación ultravioleta y rayos X solares. En latitudes medias esa ionización es removida por procesos de recombinación química que involucran a la atmósfera neutra y a especies ionizadas. Los movimientos de los iones, y el balance entre producción y pérdida, son afectados por vientos de aire neutro. Los procesos típicos de la ionosfera de latitud media también operan en baja y alta latitud, pero en estas regiones se presentan además procesos adicionales que son importantes. En la zona de baja latitud, que se extiende hasta los 30 a ambos lados del ecuador magnético, la ionosfera está fuertemente influenciada por fuerzas electromagnéticas que se originan porque el campo geomagnético es horizontal sobre el ecuador magnético. La principal consecuencia es que la conductividad es alta sobre el ecuador. Una intensa corriente eléctrica llamado electro chorro fluye en la región E. En la región F se presentan aumentos o crestas de ionización a ambos lados del ecuador magnético, producidas por la existencia de campos magnético y eléctrico en la ionosfera ecuatorial. Estos campos generan procesos físicos que trasladan la ionización desde el ecuador a las crestas, localizadas en su máxima separación del ecuador geomagnético, a unos 15. Se produce así una disminución de ionización en la zona ecuatorial y crecimiento en bajas latitudes, los que constituyen la conocida anomalía ecuatorial (AE). En altas latitudes, el campo geomagnético es casi vertical, lo que hace que la ionosfera de esa zona sea más complicada que la de latitudes media y baja. Esto es así porque las líneas de campo magnético conectan la ionosfera de alta latitud con la parte exterior de la magnetosfera, la que es controlada por el viento solar, mientras que la ionosfera de media y baja latitud está conectada con la magnetosfera interna, la que es menos sensible a la influencia externa. La ionosfera produce varios efectos en las señales de radio que la atraviesan, siendo la mayoría de ellos proporcionales al contenido electrónico total. Así, el 78

89 TEC (total electron component) es una magnitud ionosférica de interés para los sistemas que usan señales transionosféricas. Por otro lado, en la ionosfera se presentan irregularidades en la distribución espacial de la densidad de electrones libres (N) que, cuando son atravesadas por señales de radio, producen fuertes fluctuaciones en la amplitud y fase de la señal. Este efecto se conoce como centelleo ionosférico. Las perturbaciones ionosféricas pueden causar errores adicionales de distancia en aplicaciones GNSS debido al rápido cambio de fluctuaciones de amplitud de las señales de los satélites, conllevando a la degradación del performance del sistema, su exactitud y su confiabilidad. Algunos de estos efectos son mostrados en la siguiente figura. Figura 23. Errores ionosféricos en aplicaciones GNSS. Fuente: Ionosperic Impact on GNSS Signals, JAKOWSKI, Norbert, Mayer Christopher, Wilken Volker, Hoque Mohammed M. 79

90 Los errores del GNSS pueden ocurrir debido a las gradientes horizontales fuertes de la ionización ionosférica como está ilustrado en la parte izquierda de la figura. En esta parte un sistema de aumentación en tierra puede llevar las correcciones a una aeronave para mitigar los errores peligrosos de distancia, especialmente durante un aterrizaje. La parte derecha de la figura ilustra la difracción de las señales GNSS debido a pequeñas escalas en la perturbación ionosférica. Esto puede conllevar a la pérdida o bloqueo del receptor. De acuerdo a lo mostrado del proyecto RLA, Bogotá fue sede para entrenamiento en sitio sobre instalación y ajuste de estaciones RIMS y VSAT, llevándose a cabo la primera transmisión de señal GPS con fines SBAS desde la regional CAR/SAM hacia el sistema de plataforma de pruebas de aumentación europeo. Por disponerse para el proyecto de un número limitado de equipos de abordo para verificación y pruebas SBAS, los equipos se instalaron en una aeronave tipo King Air de la Aeronáutica Civil en el cual se desarrollaron pruebas y tomas de datos APV1, 2 en los aeropuertos de Cartagena, San Andrés, Pereira y Leticia. Estas pruebas en Colombia permiten mostrar las posibilidades y mejoramientos de la navegación satelital para el territorio Colombiano con los sistemas de aumentación SBAS. El proyecto continúa a través del análisis de datos de manera estática, en lo que se denomina fase dos del proyecto y que abarca un estudio técnico del sistema, Ampliación de estudio sobre Ionosfera, Capacitación en GNSS, Análisis costo-beneficio y Aspectos institucionales del GNSS Punto de Posicionamiento GPS Este punto de posicionamiento GPS, también conocido como independiente o autónomo, implica sólo un receptor GPS. Es decir, un receptor GPS en cuatro o más trayectorias satelitales simultáneamente para determinar sus propias coordenadas con respecto al centro de la tierra. Casi todos los receptores GPS 80

91 disponibles actualmente en el mercado son capaces de mostrar su punto de las coordenadas de posicionamiento. Para determinar la posición de los puntos receptores en cualquier momento, las coordenadas del satélite, así como un mínimo de cuatro rangos a cuatro satélites son requeridos. El receptor recibe las coordenadas del satélite de navegación a través de un mensaje, mientras que los rangos son obtenidos por cualquier código ya sea C/A o el P(Y), dependiendo del tipo de receptor (civil o militar). Como se mencionó anteriormente, las medidas de la seudo distancia están contaminadas tanto por el satélite y por el receptor del reloj de sincronización. Para corregir los errores del reloj satelital puede hacerse mediante la aplicación de errores en el reloj satelital en la barra del mensaje de navegación, el error del reloj del receptor se trata como un parámetro desconocido en el proceso de estimación. Esto hace que el número total de parámetros desconocidos sean cuatro: tres para las coordenadas del receptor y uno para el receptor del reloj de error. Esta es la razón por la cual al menos cuatro satélites son necesarios. Como las coordenadas del satélite son dadas en el sistema WGS 84, el receptor obtiene coordenadas que estarán en este sistema WGS 84. Sin embargo la mayoría de los receptores GPS proporcionan parámetros de transformación entre WGS 84 y muchos datos locales utilizados en todo el mundo Navegación por waypoints La navegación por waypoints o vigilancia, proporciona una guía a un usuario de GPS para llegar a su destino de la mejor manera, acortando tiempo y/o distancia. Un usuario de GPS recibe en la pantalla la orientación instantánea. La idea detrás de la navegación waypoint GPS es simple. Como primer paso, el usuario debe alimentar el receptor del GPS con las coordenadas de su destino. La 81

92 mayoría de los receptores del GPS son capaces de almacenar una serie de puntos de destino en su memoria interna. El segundo paso es dejar que el receptor del GPS calcule su propia posición, es decir las posiciones del usuario. Basándose en el receptor y la posición de destino, la incorpora en el computador del receptor donde calcula la distancia y el azimut de la línea que conecta la posición del receptor y el destino. Incorporando en el ordenador la información de posición para calcular otros parámetros como el tiempo previsto de llegada del usuario. Además, compensar la distancia de la posición del receptor a la línea original entre el punto de partida y el destino. Toda la información y otros datos se muestran de forma continua para orientar al usuario del GPS Servicios GPS Existen dos niveles de servicio que son proporcionados por el GPS, el Servicio de Posicionamiento Preciso (PPS) y el Servicio de Posicionamiento Estándar (SPS). El servicio de posicionamiento preciso es un servicio de velocidad y tiempo exacto el cual está disponible solo para usuarios autorizados. El PPS es preferido para propósitos militares. La autorización del uso del PPS está determinado por el Departamento de Defensa de Estados Unidos, basado en los requerimientos internos de defensa o en los compromisos de defensa internacionales. Los usuarios autorizados del PPS incluyen usuarios militares, usuarios NATO militares, y otros usuarios selectos militares y civiles tal como las Fuerzas de Defensa Australiana y la Agencia Cartográfica de Defensa de los Estados Unidos. El PPS está especificado para proporcionar 16 metros de error probable esférico (SEP) (3- D, 50%) de exactitud en la posición y 100 nanosegundos (un sigma) en la hora UTC de exactitud de transferencia de tiempo para usuarios autorizados. Esto es aproximadamente igual a 37 metros (3-D, 95%) y 197 nanosegundos (95%) bajo condiciones típicas de operación del sistema. Los receptores PPS pueden lograr una exactitud en la velocidad de 0.2 metros por segundo 3-D, pero esto es algo que depende del diseño del receptor. 82

93 El acceso al PPS es controlado por dos características usando técnicas de criptografía y anti engaño, y hasta el año 2000 se trabajaba la disponibilidad selectiva. Esta era usada para reducir la posición del GPS, la velocidad, y la exactitud de tiempo para usuarios no autorizados. Funcionaba introduciendo errores seudo aleatorios en las señales del satélite, pero fue abolida. La característica de anti engaño es activada en todos los satélites para negar el engaño potencial en las señales. La técnica encripta el código P en el código Y. Los usuarios pueden notar que el código C/A no está protegido contra engaño. Los códigos y técnicas de encriptamiento pueden usar cualquiera entre el código P(Y) o el C/A o ambos. La máxima exactitud del GPS es obtenida usando el código P(Y) en ambos L1 y L2. El código P(Y) es capaz de recibir comúnmente el uso del código C/A para adquirir inicialmente satélites GPS El Servicio de Posicionamiento Estándar Este es menos exacto de los servicios de posición y tiempo, los cuales están disponibles para todos los usuarios de GPS. En tiempos de paz, el nivel de disponibilidad selectivo es controlado para proporcionar 100 metros (95%) de exactitud horizontal, la cual es aproximadamente igual a 156 metros 3D (95%). El receptor del servicio de posicionamiento estándar puede lograr aproximadamente 337 nanosegundos (95%) de exactitud en el tiempo de transferencia UTC. Las degradaciones de la exactitud del sistema pueden ser aumentadas si es necesario hacerlo, por ejemplo, para negar la exactitud a un enemigo potencial en tiempos de crisis o guerra. El servicio de posicionamiento estándar es primariamente pensado para propósitos civiles, aunque este tiene un uso militar potencial. 83

94 Operación GPS La difusión de los códigos en los satélites, permite al receptor de GPS, medir el tiempo de tránsito de las señales y así determinar el rango entre el satélite y el usuario. El mensaje de navegación, proporciona datos para calcular la posición de cada satélite en el momento de la trasmisión de la señal. Con esta información, las coordenadas de posición del usuario y el cronómetro de usuario compensado son calculadas, usando ecuaciones simultáneas. Cuatro satélites son normalmente requeridos para estar simultáneamente en vista del receptor para propósitos de posición en el espacio Mensaje de Navegación GPS Un mensaje de navegación de 50 Hz es súper impuesto en los códigos P(Y) y C/A. El mensaje de navegación incluye unos datos únicos de transmisión de satélite y unos datos comunes de todos los satélites. Este dato contiene el tiempo de trasmisión del mensaje, un Hand Over World (HOW) para la transición de código C/A a código P(Y), una frase de traspaso para la transición del código C/A al seguimiento del código P(Y), la corrección de cronómetro, efemérides de datos de estado de salud del satélite trasmisor, almanaque y datos de estado de salud de todos los satélites, coeficientes para el modelo ionosférico retrasado, y los coeficientes para calcular el UTC. El mensaje de navegación consiste en 25 cuadros de información, cada cuadro consiste en 1500 bits. Cada cuadro está dividido dentro de 5 sub cuadros de 300 bits cada uno. A un régimen de trasmisión de 50 Hz. Este toma 6 segundos en recibir un sub cuadro, 30 segundos en recibir un cuadro de información, y 12.5 minutos en recibir todos los 25 cuadros. Los sub cuadros 1, 2 y 3 tienen el mismo formato de datos para todos los 25 cuadros. Esto le permite al receptor de obtener unos datos críticos del satélite específico dentro de 30 segundos. El sub cuadro 1 84

95 contiene la corrección del cronómetro para el satélite transmisor, así como los parámetros que describen la exactitud y el estado de salud de la señal radiodifusora. Los sub cuadros 2 y 3 contienen los parámetros de efemérides (órbita precisa) utilizados para computar la ubicación del satélite para las ecuaciones de posición. Figura 24. Mensaje de Navegación Fuente: Navstar GPS User Equipment Introduction. Los sub cuadros 4 y 5 tienen una información la cual es ciclada a través de los 25 cuadros de información. Estos contienen información la cual es común para todos los satélites y menos crítica para el receptor para adquirirla rápidamente. Los sub 85

96 cuadros 4 y 5 contienen un almanaque de datos (basta órbita) y correcciones de baja precisión del cronómetro, estado de salud simplificado y un estado de configuración por cada satélite, mensajes de texto de usuario, y los coeficientes para el modelo ionosférico y el cálculo UTC Modulación de la Señal GPS El portador L1 es modulado BPSK por los códigos C/A y P(Y) más el mensaje de navegación súper impuesto en ambos códigos. El portador L2 es modulado BPSK por el código P(Y) súper impuesto con el mensaje de navegación. La técnica BPSK invierte la fase portadora cuando el código modulador cambia de lógica de 0 a 1 o 1 a 0. En L1, el código C/A está 90 grados fuera de fase con el código P(Y). Figura 25. Modulación de la señal del satélite Fuente: Navstar GPS User Equipment Introduction. 86

97 La modulación BPSK extiende las señales RF por el código de banda ancha. El resultado es una extensión simétrica de la señal alrededor de los portadores L1 y L2. El código C/A extiende la potencia de la señal L1 sobre MHz de banda ancha, centrado en MHz. El código P(Y) extiende la potencia de las señales L1 y L2 sobre MHz de banda ancha centrado alrededor de MHz en L1 y MHz en L2. En el código C/A el componente de L1 señala que tiene una potencia de -160 dbw (decibeles con respecto a un watt), el código P(Y) en L1 señala que tiene una potencia de -163 dbw, y el código P(Y) en L2 señala que tiene una potencia de -166 dbw Operación del receptor GPS El receptor de GPS, para calcular una solución PVT, debe: Buscar un bloqueo PRN del código C/A Ruta del código C/A, ruta del trasportador Obtener una sincronización de bit con el mensaje de navegación Obtener una sincronización de los cuadros Decodificar GUV o CVw Transición al código P(Y), bloqueo del código, bloqueo del portador Bloqueo de la información en el código P(Y) Buscar, adquirir y seguir los SVs del 2 al 4 87

98 Figura 26. Espectro de frecuencia de la señal de GPS Fuente: Navstar GPS User Equipment Introduction. Toma el rango y los regímenes de medidas de distancia. Resuelve las ecuaciones de distancia. Mide los códigos de P(Y) de L2 para remover las demoras ionosféricas y refinar la solución de navegación Composición de la Señal de Datos Además del código C/A la información de navegación es modulada dentro de la señal L1. Esta información consiste de una señal de 50 Hz y contiene información como órbitas de satélites, correcciones de reloj y otros parámetros del sistema como información acerca del estatus de los satélites. Esta información es constantemente trasmitida por cada satélite. A partir de esta información el 88

99 receptor toma el tiempo aproximado y la posición de los satélites. La información completa de la señal consiste en bits y en un régimen de trasmisión de 50 bit/s y un total de 12.5 minutos son necesarios para recibir la señal completa. Este tiempo es requerido por un receptor de GPS hasta que se determina la posición, si no hay información de los satélites almacenada o la información esta desactualizada. La señal de datos es dividida en 25 cuadros, cada uno tiene una longitud de 1500 bits, significando un intervalo de 30 segundos por trasmisión. Figura 27. Cuadros y Sub cuadros de la señal de datos Fuente: GPS explained disponible en citado el 8 de abril de Los 25 cuadros están divididos dentro de sub cuadros de 300 bits y 6 segundos, los cuales son nuevamente divididos dentro de 10 términos de 30 bits y 0.6 segundos. El primer término de cada sub cuadro es el término de telemetría (TLM). Este contiene información acerca de la edad de los datos de efemérides. El siguiente término es el HOW (Hand Over Word), el cual contiene el número de z- épocas. Esta información contiene el tiempo desde el último reinicio del tiempo GPS del domingo anterior a las 0:00 horas. Así como el código P tiene una longitud de 7 días, el HOW es usado para receptores militares para localizar su acceso al código P. 89

100 El resto del primer sub cuadro contiene información acerca del estatus y exactitud del satélite trasmisor así como información de corrección del reloj. El segundo y tercer sub cuadros contienen parámetros de las efemérides. Los sub cuadros 4 y 5 contienen información del almanaque el cual incluye información acerca de parámetros de órbita de todos los satélites, su estatus técnico y su configuración actual, número de identificación y así sucesivamente. El sub cuadro 4 contiene información de los satélites del 25 al 32, datos de corrección ionosféricos, información especial e información del tiempo UTC; el sub cuadro 5 contiene información de almanaque para los satélites del 1 hasta el 24, así como el tiempo y el número de la semana GPS. Los primeros tres sub cuadros son idénticos para todos los 25 cuadros. Cada 30 segundos la información más importante para la determinación de la posición, es transmitida con estos tres sub cuadros. Para la información del almanaque, el receptor GPS identifica los satélites que son probables que reciban la información real. El receptor limita su búsqueda a estos satélites previamente definidos y por tanto acelera la determinación de la posición. La información de la señal contiene los parámetros de corrección para los relojes del satélite. Cada satélite lleva varios relojes atómicos y tiene una hora exacta. Sin embargo, los relojes atómicos de los satélites no están sincronizados a la hora de referencia del GPS, pero corren por su cuenta. Por lo tanto la corrección de información de los relojes de cada satélite es obligatoria. Además, el tiempo de referencia GPS es diferente de la hora UTC (hora mundial), que se sincroniza con la rotación de la tierra por medio de saltos de segundo. Si un satélite no transmite los datos correctamente o su órbita es inestable, puede ser marcado como no saludable por la estación de control. Esta información es transmitida por el satélite en su información. Entonces, los receptores no tienen en cuenta la información de este satélite para la determinación de posición. Al menos si su firmware está correctamente programado. 90

101 Una razón por la cual los satélites están marcados como defectuosos es la necesidad de una corrección de órbita. En este caso, los propulsores del satélite se encienden y el marcado de defectuoso se elimina tan pronto como el satélite se ha estabilizado en su nueva órbita. Cuando las efemérides y la información del almanaque se almacenan en el receptor GPS, este depende de cuánto tiempo necesita el GPS para determinar la primera posición. Si el receptor no ha tenido ningún contacto con los satélites en mucho tiempo, la primera determinación de posición tomará más tiempo. Si el contacto sólo ha sido interrumpido por un corto tiempo, la determinación de la posición se reinicia al instante y se habla de readquisición. Si la posición y la hora son conocidas y el almanaque de efemérides y la información es actualizada, se habla de un arranque en caliente. Este es el caso cuando el receptor se enciende aproximadamente a la misma posición dentro de 2 a 6 horas después de la última determinación de posición. En este caso, una posición se puede obtener en aproximadamente 15 segundos. Si la información del almanaque está disponible y el tiempo del receptor es correcto, pero los datos de efemérides son obsoletos, esto se llama un cálido comienzo. En este caso, tarda unos 45 segundos para actualizar los datos de efemérides y obtener una posición. La información de las efemérides está desactualizada cuando más de 2 a 6 horas han transcurrido desde la última recepción de datos de los satélites en vista. Si no hay información de efemérides ni información del almanaque ni la última posición conocida, hablamos de un arranque en frío. Luego, en el primer paso toda la información del almanaque tiene que ser recogida de los satélites y este procedimiento toma hasta 12,5 minutos. Esto ocurre cuando el receptor se apaga durante varias semanas, se almacenan sin baterías o ha viajado alrededor de 300 kilómetros o más desde la última posición. 91

102 Selección del Satélite GPS Una secuencia típica de de ruta del satélite empieza cuando el receptor determina qué satélites están visibles para seguir. Si el receptor puede inmediatamente determinar la visibilidad de los satélites, el receptor se enfocará en un satélite a seguir y empezará el proceso de adquisición. La visibilidad del satélite es determinada basada en el almanaque de satélites GPS y el estimado inicial de recepción o entrada de usuario de tiempo y posición. Si el receptor no tiene una información de posición almacenada, el receptor entra en una búsqueda en el espacio, operación que sistemáticamente busca los códigos PRN hasta que el código de bloqueo es obtenido en uno de los satélites en vista. Una vez el satélite es completamente seguido, el receptor puede demodular los datos de mensajes de navegación y adquirir el almanaque actual así como el estado de salud de todos los otros satélites en la constelación. Dependiendo de esta arquitectura, un receptor selecciona cualquiera del mejor de unos subconjuntos de los satélites visibles a seguir o los satélites de usuarios que estén en buen estado, en rango de vista para determinar la solución PVT para todos los satélites que están en vista. La solución de todos los que están en vista, es usualmente más usada que la solución de los cuatro satélites aunque este requiera un receptor más complejo y un procesamiento del receptor. La solución de todos los que están en vista es también más robusta, desde que una pérdida temporal de la señal de satélite no rompa el flujo de la información PVT, mientras el receptor intenta readquirir la señal perdida. Varios receptores seguirán más de cuatro satélites, pero menos de los de todos que están en vista, como un compromiso entre la complejidad, la exactitud y la robustez. Los receptores que seleccionen el mejor subconjunto realizado en la geometría, exactitud estimada o integridad. 92

103 La adquisición de la Señal del Satélite GPS La potencia de la señal del satélite en o cerca de la superficie de la tierra es menor que la que recibe el nivel de ruido natural, debido a una distribución de espectro de la modulación de la señal, la altura de la órbita y la potencia de trasmisión del satélite. Para extraer la señal del satélite, el receptor utiliza técnicas de correlación de códigos. Una réplica interna de la señal que entra es generada y alineada con la señal de recepción del satélite. El receptor cambia la réplica del código para emparejar el código de entrada del satélite. Cuando es emparejado el código, la señal del satélite, la señal es comprimida y devuelta en la banda de frecuencia original portadora. 93

104 Figura 28. Reconstrucción y generación de distribución del espectro Fuente: Navstar GPS User Equipment Introduction. La demora en el código del receptor es medida en el tiempo de tránsito de las señales entre el satélite y la antena receptora, y por tanto, el rango entre la posición del satélite y la posición del receptor. Esta medida es llamada una medida de seudo distancia. Los receptores usualmente usan las técnicas de fase de bucle cerrado para sincronizar el código generado por el receptor y el portador con la señal del satélite recibida. Un bucle guía es usado para seguir las señales de los códigos C/A y O, mientras el bucle portador es usado para seguir la frecuencia portadora. Los dos bucles de seguimiento trabajan juntos en un proceso interactivo, ayudándose el uno al otro, para adquirir y seguir las señales del satélite. 94

105 Figura 29. Sistema de seguimiento de un receptor GPS gené rico Fuente: Navstar GPS User Equipment Introduction. 95

106 Sincronización de la Fase Código de GPS El receptor de GPS produce duplicados de los códigos C/A y P(Y). Cada código de ruido seudo aleatorio (PRN) tiene la apariencia de ruido pero representa una serie única de bits. El receptor produce una secuencia C/A para un satélite específico con un generador interno de código C/A. Los receptores más modernos almacenan en su memoria, un conjunto completo de secuencias C/A pre calculadas. Figura 30. Generador de Códigos C/A Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de

107 El generador de códigos produce una secuencia de 1023 chips diferentes para cada selección de muestreo de fase. En una implementación por registros de desplazamientos los chips de códigos se generan cada impulso del reloj que controla los registros de desplazamiento. En la memoria interna se almacena un modelo en la cual los chips son recuperados para 32 números de identificación del satélite. Tabla 3. Asignaciones de Códigos C/A del GPS SV PRN ID G2 PHASE TAGS Primeros 10 Chips 1 2 y y y y y y y y y y y y y y

108 15 8 y y y y y y y y y y y y y y y y y y Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de El receptor va desplazando una copia del código hasta que hay correlación con el código del satélite. Si el receptor aplica un código PRN distinto al de un satélite no habrá correlación. 98

109 Figura 31. Código PRN diferente, no existe correlación Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de Cuando el receptor utiliza el mismo código que el del satélite el código empieza a correlacionarse y se comienza a detectar algo de nivel de señal. 99

110 Figura 32. Correlación parcial del código PRN Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de A medida que los códigos del satélite y del receptor comienzan a alinearse completamente, la señal portadora de espectro expandido comienza a contraerse y se detecta la señal a plena potencia. Figura 33. Correlación idéntica del código PRN Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de

111 El receptor de GPS utiliza la potencia detectada en la señal correlacionada para alinear el código C/A del receptor con el del satélite. A menudo son comparadas dos versiones del código C/A para garantizar un sincronismo. Figura 34. Comparación de los dos códigos C/A Fuente: Sistema GPS. Posición y hora de GPS (online) disponible en citado el 13 de Noviembre de Para demodular el mensaje de 50 Hz de navegación de la señal GPS se utiliza un PLL que permita controlar medio ciclo tanto positivo como negativo (bipll). El mismo PLL puede ser usado para medir y sincronizar la frecuencia portadora y monitoreando los cambios del oscilador controlado numéricamente, la fase y frecuencia de la portadora pueden ser sincronizadas y medidas. 101

112 Figura 35. Diagrama simplificado del Receptor de GPS El comienzo del código PRN en el receptor en el momento de completa correlación, coincide con el instante de llegada de la señal PRN del satélite al receptor. Ese instante de llegada es una medida de la desviación del reloj del receptor respecto del reloj del satélite, y es a la que se le conoce como seudo distancia. Figura 36. Diagrama de demodulación del código C/A 102

113 Seguimiento de la fase de portadora El seguimiento de fase portadora de las señales de GPS ha revolucionado la vigilancia de la superficie terrestre. No se necesita disponer de línea de vista a lo largo de la superficie para un posicionamiento preciso. La posición puede ser medida hasta una distancia de 30 Km desde un punto de referencia sin necesidad de puntos intermedios. Este uso del GPS requiere receptores equipados con seguimiento de portadoras especiales. Las portadoras L1 y/o L2 son usadas en este tipo de vigilancia. La portadora L1 tiene una longitud de onda de 18 centímetros. Si se sigue y se mide esta portadora puede proporcionar rangos de medida con precisión relativa en torno a milímetros trabajando bajo condiciones especiales. El seguimiento de portadora imposibilita la transmisión de información. Las señales, aunque son demoduladas con códigos binarios de tiempo, no incluyen información que puedan distinguir unos ciclos de otros. Las medidas usadas en seguimiento de fase, son diferencias en ciclos de portadora y pequeñas fracciones de ciclo en el tiempo. Al menos dos receptores siguen las portadoras al mismo tiempo. El retraso ionosférico en ambos receptores debe ser lo suficientemente pequeño para asegurar que los ciclos de portadora son contados correctamente. Esto normalmente requiere que ambos receptores se encuentren a una distancia máxima de unos 30 Km. La fase de la portadora es seguida en ambos receptores y los cambios en la fase son registrados a lo largo del tiempo en ambos receptores. Los seguimientos de fase de portadora son siempre diferenciales, por lo que se requiere que tanto el receptor remoto como el de referencia sigan las fases a la vez. A menos que los receptores remotos utilicen las portadoras L1 y L2 para cuantificar el retraso ionosférico, ambos receptores deben encontrarse lo 103

114 suficientemente próximos como para asegurar que este retardo es menor que la longitud de onda de la portadora. Usando las medidas sobre L1 y L2 y observaciones durante largos periodos de tiempo, se pueden obtener posiciones relativas de puntos fijos sobre distancias de cientos de kilómetros. Los cambios de diferencia de fase en los dos receptores son reducidos mediante el uso de programas que determinen la posición en tres dimensiones entre la estación de referencia y el receptor remoto, de esta forma se pueden obtener medidas de alta precisión incluso de menos de 1 centímetro. Los problemas aparecen por la dificultad de seguir las señales con ruido o cuando los receptores se mueven. Dos receptores y un satélite proporcionan resultados en diferencia simple. Si se usan dos satélites se obtiene diferencia doble. El procesado final de los registros de seguimiento de fase puede proporcionar posicionamiento de 1 a 5 centímetros con distancias de 30 kilómetros y periodos de medida de entre 15 minutos para 10 Km, y una hora para 30 Km. Para una medición más rápida se pueden conseguir precisiones de 4 a 10 cm en mediciones de 15 minutos si la distancia entre las dos unidades es de un kilómetro. 104

115 Posición, velocidad y hora del receptor GPS La posición en formato ECEF XYZ es convertida en latitud y longitud y altura geodésicas en el receptor. La latitud y longitud son generalmente calculadas basándose en el dato geodésico WGS-84 en el que el GPS se basa. Los receptores también pueden ser configurados para calcular las posiciones mediante un dato requerido por el usuario. Si se utiliza un dato erróneo pueden producirse errores de unos cientos de metros. La velocidad es calculada a partir de cambios de posición y tiempo, el efecto Doppler de las señales de los satélites o ambos. Los tiempos calculados son de los satélites, del receptor y del UTM. El tiempo de satélite es mantenido en cada satélite, cada unos de ellos incorpora cuatro relojes atómicos, dos de cesio y dos de rubidio. Los relojes de los satélites son monitorizados por las estaciones de tierra que en ocasiones los reajusta para mantener el error de cada reloj de los satélites dentro de 1 milisegundo del tiempo de GPS. Los bits de datos de corrección de reloj representan el desfase de los relojes de cada satélite respecto del tiempo del GPS. El tiempo de satélite es obtenido de la señal de GPS en los receptores. Las tramas de datos llegan cada 6 segundos y contienen información para calcular el tiempo semanal en los siguientes 6 segundos. La secuencia de datos de 50 Hz se alinea con las transiciones de código C/A de forma que el momento de llegada de un flanco de un bit de datos, en un intervalo de 20 milisegundos resuelve la seudo distancia al milisegundo más cercano. 105

116 La distancia aproximada al satélite soluciona la ambigüedad de 20 milisegundos y la medida del código C/A representa el tiempo en fracciones de 20 milisegundos. Con varios satélites y una solución de navegación o una posición conocida para un receptor de tiempo, se puede conseguir ajustar la hora del satélite con una precisión limitada por el error de posición y el error de la seudo distancia para cada satélite. Finalmente el tiempo de satélite es convertido a tiempo de GPS en el receptor. El tiempo de GPS es medido en semanas y segundos partiendo de las 24:00:00 horas del 5 de enero de 1980 y es mantenido dentro de un microsegundo de UTC. El tiempo de GPS no tiene saltos y va adelante algunos segundos respecto al UTC. La hora UTC es calculada a partir del tiempo de GPS usando las correcciones UTC que se envían como parte de los datos del mensaje de navegación. En la transición de la 23:59:59 del 31 de diciembre de 1998 a las 00:00:00 del 1 de enero de 1999 (UTC) el tiempo UTC se retrasó un segundo respecto del de GPS, de forma que el tiempo de GPS quedó adelantado 13 segundos respecto al de UTC. 106

117 Sistema de Posicionamiento por Satélite Galileo Galileo es un sistema global de navegación por satélite desarrollado por la Unión Europea, con el objetivo de no depender de los sistemas GPS Y GLONASS. Este sistema estará compuesto por una constelación mundial de 30 satélites, distribuidos en 3 planos inclinados con un Angulo de 56 hacia el Ecuador. A Km de altitud. Van a estar distribuidos diez satélites alrededor de cada plano y para completar la órbita tardará 14 horas. En Europa se encuentran dos centros de control Galileo, donde controlaran la sincronización y la constelación en los cronómetros del satélite. Figura 37. Satélite Galileo Fuente: Embajada de China (online) disponible en citado 29 de Septiembre de

118 Este nuevo sistema brindará ubicación en el espacio en tiempo real con una precisión del orden de metros. Los satélites de GALILEO a diferencia del GPS estarán ligeramente más inclinados hacia los polos, lo que llevará a una exactitud más clara en la región cerca a los polos, donde los satélites estadounidenses pierden su precisión. Galileo realizará una importante contribución a la reducción de problemas al proveer en forma independiente la transmisión de señales suplementarias de radionavegación en diferentes bandas de frecuencia, este sistema utilizara 10 radiofrecuencias en la siguiente forma: 4 frecuencias en el rango de MHz 3 frecuencias en el rango de MHz 3 frecuencias en el rango de MHz 108

119 2.1.8 Flight Management Computer System El sistema principal de un Flight Management System es el Flight Management Computer (FMC). Este proporciona a la tripulación, con un solo punto, el área a iniciar y ejecutar un determinado plan de vuelo y supervisar su ejecución. Este también proporciona con un solo punto, el área para iniciar las tres unidades de referencia inercial (IRU) y suministra información de navegación, como datos de radioayudas y waypoints al indicador de situación horizontal (EHSI). Estos aspectos permiten a la tripulación concentrarse en todo el manejo de la aeronave en general, con un mínimo de atención a las tareas detalladas funcionales, y entonces ejecutar todas las fases de vuelo de una manera más sencilla. Figura 38. Diagrama de conexión básico del FMCS Fuente: Avionics Fundamentals, Jeppesen. 109

120 El FMCS es un sistema dual que utiliza dos discos de 4 mega-bits, llamados FMC, dos unidades de control de display (CDU) y una unidad de carga de base de datos (DBU), que cuando se conecta, permite al personal de mantenimiento, actualizar las bases de datos de navegación. La base de datos de navegación, es una memoria programable que almacena y aplica la información de navegación, encontrada en las cartas Jeppesen, y una selección de las rutas de la compañía estructuradas. Otra base de datos programable almacenada en el FMS es la base de datos de performance. La base de datos de performance almacena información de los motores instalados, limitaciones aerodinámicas de la aeronave y modelos atmosféricos. La unidad de control de Display (CDU) aloja un tubo de rayos catódicos y proporciona un completo teclado alfanumérico combinado con las teclas de selección de modo y de line select. Las once teclas de selección de modo son usadas para controlar el tipo de información disponible o accesible en el CDU, como por ejemplo, ascenso, rutas, fixes, etc. 110

121 Figura 39. Flight Management System Fuente: NASA Simlab News (online) disponible en citado 9 de Noviembre de Presionando cualquiera de las teclas alfanuméricas se ingresa el carácter en el scratch pad. El scratch pad es un área de espera para los datos, donde los mensajes del FMCS son mostrados. Una vez que la información y los datos apropiados son ingresados dentro del scratch pad, los datos ingresados pueden ser transferidos al campo apropiado de datos presionando la tecla de selección apropiada, donde simultáneamente se transfieren los datos a los Flight Management Computers (FMC s) donde los comandos son procesados y ejecutados. Normalmente, cualquier CDU puede ingresar a los dos FMC s simultáneamente, y cada FMC procesará y ejecutará el comando, y si los datos de salida son correctos, ambos FMC s emitirán a su CDU asociado la información de salida, dando la impresión que el FMCS funciona como un sistema individual. 111

122 Los cálculos del FMC son comparados y se mantienen sincronizados por el bus inter sistema. Si un solo FMS falla, el CDU asociado a este recibirá los datos del otro FMC, actuando el switch selector de fuente de instrumentos (Instrument Source Select Switch ISS Switch). El FMC es capaz, cuando está unido al Flight Guidance System, al Thrust Management System y al Electronic Flight Instrument System (EFIS), de comandar a la aeronave a lo largo de una trayectoria preseleccionada lateral (navegación) y a una ruta vertical (performance), después del despegue, hasta que el Flight Guidance System captura el localizador y el glideslope. Cada FMC recibe 24 entradas digitales y 3 entradas discretas, y emite a 9 estaciones digitales diferentes. El FMS realiza siete principales funciones; la función de entrada y salida de datos del FMC, recibe y transmite datos digitales desde y hacia varios sistemas a bordo de la aeronave, y revisa que toda la información recibida sea válida. La función del CDU de los formatos del FMC, actualiza y envía la información al CDU para ser mostrada, y proporciona una alerta y señales de aviso al CDU para ser mostrado en el scratch pad. 112

123 Figura 40. Diagrama de conexión detallado del FMCS Fuente: Avionics Fundamentals, Jeppesen. La función de vigilancia del FMC realiza un auto-test del FMC durante el encendido y a solicitud, y continuamente monitorea el FMS durante operaciones normales. Las fallas se graban en una memoria no volátil (discos) para ser recuperada posteriormente. La función de navegación del FMC aloja la base de datos de navegación, y es responsable de computar la posición actual de la aeronave, velocidad y altitud. También selecciona y automáticamente sintoniza los receptores VOR y los interrogadores DME. La función de navegación computa la posición actual de la aeronave determinando la distancia de las dos estaciones DME auto-sintonizadas. La intersección de los dos DME rad II (DME/DME) representa la posición actual de la aeronave. 113

124 La información sobre la posición de los tres IRU s es utilizada para resolver alguna ambigüedad que pueda ocurrir, o cuando la aeronave está en tierra. La velocidad es computada utilizando las tres entradas del IRU, y la altitud es computada usando ambas entradas IRU y ADC (conversión análoga a digital). La función de performance del FMC computa los parámetros de rendimiento (limitantes) y predicciones de la ruta vertical del perfil de vuelo, utilizando la base de datos de performance y los datos de entrada del CDU. La función de guía almacena el plan de vuelo lateral y vertical activo desde el CDU. Usando la velocidad actual de la aeronave y la información de posición calculada por la función de navegación, la función guía compara la posición actual y la deseada, y genera unos comandos de dirección que son ingresados al Computador de Control de Vuelo (FCC). Usando el perfil vertical de datos actual de la función de performance, la función guía compara la altitud actual y la deseada y la rata de ascenso, y genera comandos de pitch y potencia que son ingresados al FCC apropiado y al Thrust Management Computer (TMC). La función EFIS proporciona datos dinámicos y de fondo para el EFIS Symbol Generator, y proporciona la función de navegación con una lista de las radioayudas cercanas disponibles para ser auto-sintonizadas. Las funciones del FMC es permitirles a los pilotos programar automáticamente la ruta de un destino a otro. También ajusta esa ruta con el piloto automático de forma que este ayude a la aeronave a seguir la ruta indicada, y se guíe por la información que se encuentra en la base de datos (DBU). En cuanto al funcionamiento del CDU podemos decir que es por donde se accede al FMC este se compone de un teclado y botones para la manipulación por parte de los pilotos y los encargados del mantenimiento, y cuenta también con una pantalla LCD. 114

125 El DBU va contar con 3 bases de datos como son el software options (OP PROGRAM), Model/Engine data base (MEDB) y el Navigation Data Base (NDB). Toda esa información va ser guardada en una memoria llamada EEPROM. El software options, incluye la base de datos del programa operacional, las actualizaciones. El MEDB va a contener todos los datos necesarios de la aeronave como son rendimiento de velocidad, mínimos y máximos de velocidades de ascenso, crucero y descenso, consumo de combustible, capacidad de altitud entre otros datos. El NDB estará incluido las radioayudas (nombre, tipo, posición, elevación, frecuencia), waypoints (nombre, posición), aeropuertos (nombre, posición, elevación, límite de velocidad), pistas (nombre, longitud, orientación), rutas (nombres, lista de waypoint) entre otros. Está compuesto por suplementarios (SUPP) y temporales (REF). La base de datos permanente no va poder ser borrada por la tripulación; en el FMC se encontraran 4 tipos de datos los cuales tenemos los waypoint, navaid, aeropuertos y pistas. De este modo al entrar en cualquier de los datos REF NAV DATA o SUPP NAV DATA, se pide un cuadro llamado CLASS código de clasificación, mostrado en la siguiente tabla: 115

126 Tabla 4. Código de clasificación de radioayudas en el FMS NAVAID Códigos de Clasficación Recuadro Números VHF Navaids VOR TACAN Ch , MILITARES TACAN Ch. 1-16, DME ILS / DME Terminal Baja Altitud A gran altitud Uso sin restricciones por rango o altitud Tiempo previsto de emisión No voz en Frecuencia de radioayuda Tiempo de emisión automática de Transmisión Fuente: Flight Management System (online) disponible en citado el 9 de Abril de 2009 V T H D L H U B W Un Para el conocimiento de las páginas que se utilizan en el pre-vuelo se utiliza la pagina nombrada como INIT/ REF INDICE, donde podremos introducir aeropuertos alternos (ALTN DEST), recuperar el mensaje que está en el CDU (MSG RECALL), datos de navegación (NAV DATA), la identificación de la aeronave, los motores, y también se chequea la efectividad de la base de datos (IDENT), introducir la posición de la aeronave para la alineación del IRS, referencia de aeropuertos y gates (POST INIT). En la página de rutas se introducirá lo que es el origen, la pista, el número de vuelo, la ruta y luego se pasa a introducir lo que son las salidas y las llegadas (SID o STAR). 116

127 Figura 41. Página Inicial y de referencia de un FMS Fuente: Flight Management System (online) disponible en citado el 9 de Abril de En vuelo ya se manejara la página de TAKEOFF y se introducirán los datos de velocidad y la temperatura entre otros. Figura 42. Página de referencia de Despegue de un FMS Fuente: Flight Management System (online) disponible en citado el 9 de Abril de Para la página de APPROACH REF vamos a encontrar la velocidad de referencia calculada a partir del peso bruto actual, y muestra también el número de flaps para el aterrizaje. Figura 43. Página de referencia de Aproximación de un FMS 117

128 Fuente: Flight Management System (online) disponible en citado el 9 de Abril de Las páginas de mantenimiento son solo vistas por las áreas de mantemiento ya que estas van a mostrar todo el rendimiento, valores y fallas que haya presentado la aeronave durante el vuelo, por medio de alertas o mensajes que salgan en dichas paginas. Figura 44. Página de Mantenimiento en un FMS Fuente: Flight Management System (online) disponible en citado el 9 de Abril de Como ya sabemos la tarea principal del FMS es determinar la posición de la aeronave y la exactitud de esa posición. Un FMS sencillo utiliza un solo sensor, por lo general es un GPS para determinar dicha posición. Algunos FMS tienen 118

129 integrado un filtro Kalman lo que ayuda a determinar la posición desde diferentes sensores en una posición única. Los sensores comunes incluyen: receptores GPS que actúan casi siempre como los primarios ya que tienen la mayor precisión e integridad este se puede utilizar en zonas oceánicas y remotas y su exactitud se debe a la cantidad de satélites disponibles. Las radioayudas las encontramos en un segundo plano por tener sensores de alta calidad; en estas vamos a encontrar el escaneo DME donde revisa la distancia de dos o más estaciones DME simultáneamente con el fin de determinar una posición cada 10 segundos o menos. Igualmente el VOR, donde suministra dos estaciones VOR para determinar la posición, pero la precisión de esta es más limitada. De igual manera encontramos el IRS el cual utiliza giroscopios laser y acelerómetros para calcular la posición de la aeronave; estos son muy precisos e independientes. En conclusión lo que hace el FMS con todos los sensores integrados es que cada sistema da como resultado un punto de referencia con su respectivo rango de error, luego de tener todos los puntos necesarios el FMS computa y promedia los puntos para así llegar al resultado de un punto especifico de la posición de la aeronave. Si en algún caso uno de los puntos de referencia sale muy desviado este se omitirá en el promedio ya que se concluirá que está fallando dicho sistema. 119

130 Figura 45. Integración de los sistemas de Navegación del FMS VOR GPS FMS IRS DME 120

131 2.1.9 El Filtro Kalman El filtro Kalman, es esencialmente un conjunto de ecuaciones matemáticas que implementan una especie de corrección en la predicción estimación, que es óptimo en el sentido de que se reduzcan al mínimo los errores de estimación, cuando algunas condiciones presumidas son cumplidas. Desde el momento de su introducción, el filtro Kalman ha sido objeto de extensivas investigaciones y aplicaciones, particularmente en el área de navegación asistida o autónoma. Esto es probable debido en gran parte a los avances en la computación digital que hacen el uso del filtro algo práctico, pero también a la relativa sencillez y sólida naturaleza del filtro. El filtro Kalman se ha utilizado para el seguimiento en gráficos computacionales interactivos. El filtro Kalman direcciona el problema general de intentar estimar el estado x n de un proceso controlado de tiempo discreto que es gobernado por la ecuación de diferencia estocástica lineal: Con la medida x n que es: X k = Ax k-1 + Bu k + w k-1 Z k = Hx k + v k Las variables aleatorias w k y y k representan el proceso y la medición de ruido respectivamente. Estos son asumidos independientemente de cualquier otro y con una probabilidad de distribución normal. p(w) N(0, Q), p(v) N(0, R) 121

132 En la práctica, las matrices de los procesos de covarianza de ruido Q, y las mediciones de covarianza de ruido R, podrían cambiar con cada lapso en el tiempo o cada medida, sin embargo asumimos que son constantes. La matriz A de n x n en la ecuación de diferencia X k = Ax k-1 + Bu k + w k-1, se refiere al estado entre el lapso previo k- 1 al estado del actual lapso k, en ausencia de una función conductora o de un proceso de ruido. La matriz B, n x 1 se refiere a la entrada de función opcional u n al estado x. La matriz H, m x n en la ecuación de medida Z k = Hx k + v k se refiere al estado de la medida Z k. En la práctica, H podría cambiar cada lapso de tiempo o medida, pero acá se asumen que son constantes. El filtro Kalman es simplemente un algoritmo recursivo de procesamiento de datos óptimo. El filtro Kalman es óptimo con respecto a cualquier criterio virtual que sea censado. Un aspecto de esta optimización es que el filtro Kalman incorpora toda la información que pueda ser suministrada a este. Este procesa todas las medidas disponibles manteniendo cierta precisión, para estimar el valor actual de las variables de interés, usando el conocimiento del sistema y los dispositivos de medida dinámicos, la descripción estadística de los ruidos del sistema, las medidas de error, y la incertidumbre de los modelos dinámicos, y cualquier otra información que pueda estar disponible acerca de las condiciones iniciales de las variables de interés. Por ejemplo para determinar la velocidad de la aeronave, se puede usar un radar Doppler, o las indicaciones de velocidad del sistema inercial de navegación, o las presiones estáticas y dinámicas y la información del viento relativo del sistema de vuelo o del Air Data Computer. En lugar de hacer caso omiso a cualquiera de estos datos, el filtro Kalman puede construir una combinación de todos estos datos y el conocimiento de varios sistemas dinámicos para general la mejor velocidad total estimada. La palabra recursivo de la definición de filtro Kalman, es que a diferencia de algunos conceptos de procesamiento de datos, este filtro no requiere que todos los datos sean almacenados anteriormente y reprocesados cada vez que una 122

133 nueva medida o dato es tomado. Esto es de vital importancia en la práctica de la implementación del filtro. El filtro es un algoritmo de procesamiento de datos. A pesar de la connotación típica de que un filtro es una caja que contiene redes eléctricas, el hecho es que en las aplicaciones más prácticas el filtro es sólo un programa de computador en un procesador central. Como tal, es inherente incorporar medidas de tiempo discreto, en lugar de entradas de tiempo continuo. Un sistema con algunos tipos es manejado por algunos controles conocidos y dispositivos de medida proporcionando el valor de determinadas cantidades pertinentes. El conocimiento de estas entradas y salidas del sistema es todo lo explícitamente disponible del sistema físico para propósitos de estimación. Figura 46. Aplicación Típica de un Filtro Kalman 123

134 La necesidad de un filtro ahora se convierte en algo aparente. A menudo las variables de interés, algunos números finitos de cantidades que describen el estado del sistema, no son medidas directamente, y algunos medios de inferir estos valores desde los datos disponibles deben ser generados El Algoritmo Discreto del Filtro Kalman El filtro Kalman estima un proceso usando un formato de retroalimentación del control: el filtro estima el estado del proceso en algún momento y luego obtiene una retroalimentación en una forma de medidas. Como tal, las ecuaciones del filtro Kalman se dividen en dos grupos: ecuaciones de actualización de tiempo y ecuaciones de actualizaciones de medida. Las ecuaciones de actualizaciones de tiempo son responsables de proyectar hacia adelante en tiempo, el estado actual y la covarianza estimada de error para obtener una estimación a priori para el siguiente lapso. Las ecuaciones de actualización de medida son responsables por la retroalimentación, por ejemplo, para incorporar nuevas medidas dentro de una estimación a priori para obtener una estimación a priori proporcionada. Las ecuaciones de actualizaciones de tiempo pueden también ser pensadas como una predicción de ecuaciones, mientras que las ecuaciones de actualización de medidas pueden ser pensadas como ecuaciones correctivas. Es más, el algoritmo de estimación final se asemeja a algoritmo predictivo-correctivo para resolver problemas numéricos: 124

135 Figura 47. Algoritmo básico del filtro Kalman La gráfica anterior nos muestra como en primer paso se genera una medida predictiva del estado hacia adelante en el tiempo tomando la información disponible en ese momento y luego se pasa a generar una medida correctiva del estado, de tal manera que el error es minimizado estadísticamente. Las ecuaciones específicas para actualizaciones de tiempo y de mediciones son las siguientes: Donde X*t es la ecuación de pronóstico del estado y la P*t es la ecuación de pronóstico de la covarianza del error. Como vemos en las ecuaciones, estas van a pronosticar las estimaciones del estado y la covarianza hacia adelante desde t-1 a t. la matriz A va a relacionar el estado en el momento previo t-1 con el estado al momento actual t. esa matriz podría cambiar para diferentes momentos en el tiempo (t). La covarianza Q es una matriz que modela y maneja las incertidumbres, teniendo En cuenta el ruido del 125

136 sensor y la incertidumbre dinámica que contribuye a la incertidumbre asociada con los estados estimados del sistema Las siguientes ecuaciones son para la corrección del filtro Kalman. Ahora, cómo la ecuación de actualización de tiempo proyecta un estado y un estimado hacia adelante desde el lapso k 1 al lapso k. A y B son de la ecuación X k = Ax k-1 + Bu k + w k-1, mientras que Q es de la ecuación p(w) N(0, Q). Lo primero que hace durante la corrección de la proyección del estado es calcular la ganancia del Kalman (Kt). Ese factor de ganancia es seleccionado de forma que minimice la covarianza del error de la nueva estimación de estado. Lo siguiente que hace es medir el proceso para obtener Zt y así se genera una nueva estimación del estado que incorpora la nueva observación en la ecuación Xt. Como paso final es obtener una nueva estimación de la covarianza del error mediante la ecuación Pt. Luego de las actualizaciones, tanto de tiempo como de medida, este proceso va ser repetido tomando como punto de inicio las nuevas estimaciones del estado y de la covarianza del error. La primera tarea durante la actualización de medidas es procesar la ganancia Kalman, K k. El siguiente paso es medir realmente todo el proceso para obtener Z k, y así generar un estado estimado posterior, incorporando las medidas en la ecuación. El paso final es obtener una covarianza de error posterior por medio de la ecuación. 126

137 Cada vez que la pareja de tiempo y medida es actualizada, el proceso es repetido con una estimación previa usada para proyectar o predecir una nueva estimación. El filtro Kalman en vez de recurrir a condiciones actuales, basa sus estimaciones en mediciones pasadas. Figura 48. Algoritmo detallado del filtro Kalman Fuente: An Introduction to the Kalman Filter. Greg Welch y Gary Bishop. 127

138 Modelo del Filtro de Error de Estado Cada componente del vector de estado del filtro Kalman va a significar la diferencia entre el valor real y el valor medido. Este vector de estado está compuesto por 17 variables de error de estado. X [ ρ, δv, δp, δω, δf, δb] T Donde tenemos el vector de error de altitud, vector de error de velocidad inercial, error de posición inercial entre otros vector que a continuación se mostrara en la siguiente tabla. Tabla 5. Vector de estado de filtro Kalman ρ Attitude error vector roll error N pitch error E yaw error D δv δv N Inertial velocity error vector north velocity error v E east velocity error v D vertical velocity error δr L Inertial position error latitude error G longitude error h altitude error δω Gyro drift m frame 128

139 x-axis gyro drift m x y-axis gyro drift y m z z-axis gyro drift m δf Accelero bias m frame f x x-axis accelero bias m f y-axis accelero bias y m f z z-axis accelero bias m δb b b Receiver clock error vector receiver clock bias receiver clock bias drift Fuente: GPS/IRS Hybridization: Definition of Exclusion Radius using Solution Separation Method. Usando los datos inerciales donde la trayectoria nominal de estas ecuaciones no lineales son linealizadas y conducen a una matriz a la ecuación linealizada del filtro kalman. X F X v Donde F es la matriz de transmisión de estado, y el vector de estado de ruido es cero, vector Gaussiano el cual significa ruido blanco, y la matriz de covarianza es conocida como Q. 129

140 Fρρ Fvρ Frρ F F F F ρv vv rv F F F ρr vr rr F F ρω 0 0 ωω F 0 vf 0 0 F ff Modelo de Medición del filtro de error Los componentes de medición se conocen como un vector Z en la entrada del filtro, van a hacer la diferencia entre dos PR a cada satélite. Una va hacer la medida de la entrada PR desde el receptor GPS, y la otra es el PR previsto medido en la base de la posición obtenida por el satélite desde el receptor del GPS, y la posición del usuario es medida por el IRS. Los coeficientes de la matriz de medición H son cosenos calculados desde la ecuación de navegación GPS linealizada. La matriz de covarianza de ruido es conocida como R. El tamaño del vector Z, y las matrices R y H van a hacer dependiendo del número de satélites en seguimiento Mecanización del filtro Kalman Closed-Loop El INS no se corrige internamente todo el tiempo, si en el interior del sistema de navegación inercial calcula variables que se alejan mucho de los valores verdaderos, se convierten en hipótesis de linealización, y la imprecisión puede llegar a encontrar dificultades. En el filtrado de kalman se descubrió que la 130

141 divergencia podría ser evitada por medio de la estimación del filtro de error, este se va a corregir internamente el sistema inercial en el punto donde la medición del sensor de ayuda se va a encontrar disponible. Luego que se reduce la diferencia entre las correcciones en tiempo real, las variables computarizadas de navegación y los valores reales, siempre que el filtro kalman esté produciendo una estimación buena de error. Cuando las estimaciones del filtro de error están dadas de la misma manera la mecanización es llamada Closed-loop. Este método es utilizado ampliamente y satisfactoriamente en las aplicaciones de la navegación actual. En la figura siguiente, va a estar ilustrada esquemáticamente la mecanización del sistema integrado del INS para la mecanización de closed-loop. Este diagrama es conceptual, en la que las correcciones del INS toman lugar normalmente a corregir algunos valores numéricos en el computador del sistema inercial. Si la hipótesis del error modelado es válido, el rendimiento del open-loop y el del closed-loop de la mecanización del filtro kalman van a ser equivalentes. En la mecanización closed-loop es generalmente usado excepto si es conveniente para prevenir la alteración de salida del INS por correcciones internas. De esta manera la mecanización del open-loop es empleado o una solución de mecanización separada del sistema de navegación y además a una solución correcta del closedloop. Cuando el filtro está operando en closed-loop, el computador del inercial mantiene el estimado óptimo de las variables de navegación en términos de la corrección de posición, velocidad. La configuración del closed-loop es menos sensible a las variaciones de parámetros de modelado de errores. 131

142 Figura 49. Mecanización del Filtro Kalman Closed -Loop Proceso de navegación INS con Filtro Kalman El INS y el filtro Kalman modela y estima algunos de los errores del INS. Consta de un INS como mínimo, una unidad de medición inercial (IMU) y un computador para procesar el rendimiento. Los sensores inerciales son acelerómetros y giroscopios que miden vagamente las aceleraciones y rotaciones inerciales. La mayoría de los IMU se dividen en una de las dos clases. La primera y de tipo más antiguo es una plataforma gimballed. Un IMU gimballed son acelerómetros que están montados sobre una plataforma que se mantiene estable en el espacio inercial por los giróscopos, a nivel local suele ser la estructura de navegación de forma que el mecanizado de este modo que los giróscopos son torqueados para el transporte y la tasa de la tierra a la fuerza de la plataforma de permanecer 132

143 perpendicular al vector de la gravedad. Por lo tanto la medida de los acelerómetros, acelera directamente al plano local. Y el segundo tipo de IMU es el sistema strapdown. En un strapdown IMU, los giróscopos son integrados y están esencialmente en un montaje fuerte en el vehículo servidor, el incremento en la medida de los giróscopos es angular. Los tres acelerómetros miden aceleraciones lineales como en el caso de un IMU gimballed, la transformación desde la plataforma para navegación es usada para convertir las aceleraciones a coordenadas de navegación donde estén integrados para producir velocidad y posición. Dependiendo de la calidad del instrumento el error de posición del INS puede variar desde 0.1 NM/Hr a 10.0 NM/ Hr El estado del filtro Kalman INS Para un filtro Kalman INS, se utilizan 15 estados para describir el proceso de navegación y sus fuentes de error los cuales con los siguientes: INS errores de posición INS errores de velocidad Plataforma de orientación de errores 3 desviación de acelerómetros 3 gyro drift rates Hay muchas otras fuentes de error en un INS, además de los estados ya nombrados anteriormente: escala de factor de errores de giróscopos y acelerómetros, desalineamiento de los ángulos del eje de entrada de los giróscopos y acelerómetros, sensibilidad en los giróscopos, etc. Por lo general los efectos de estos errores se contabilizan en el cálculo de la matriz de covarianza de 133

144 ruido. Si no se cuenta para los efectos de esos errores casi siempre el resultado optimista en el rendimiento del filtro es decir la desviación estándar del verdadero estimado de error será más grande que las desviaciones estándar de la matriz de covarianza calculada por el filtro Kalman Filtro Kalman y El GPS Como ya se ha nombrado anteriormente, a partir de cuatro o más satélites se puede calcular la posición del usuario, conocer también la posición de los satélites desde el mensaje decodificado de navegación y la hora del sistema. Sin embargo un receptor GPS nunca puede dar rango exacto de cada satélite, ya que el proceso de medición va a estar corrupto por el ruido introduciendo errores en el cálculo. Este ruido contiene errores en las correcciones ionosféricas, un filtro Kalman caracteriza la fuente de ruido con el fin de minimizar su efecto en la salida del receptor deseado. En el momento en que el recetor GPS obtiene la ayuda o es integrado con otros sensores de navegación como el INS, AHRS entre otros, el filtro Kalman puede extenderse para incluir la medida de los otros sensores que estén disponibles. En cuanto al principio del filtro Kalman se van a encontrar dos procesos básicos que son modelados por el filtro Kalman, el primer proceso es un modelo que describe como el vector de estado de error cambia en el tiempo, este modelo es el modelo del sistema dinámico, y el segundo modelo define la relación entre el vector de estado de error y las mediciones procesadas por el filtro, y es el modelo de medición. 134

145 Proceso Sistema Dinámico Este proceso es el modelo de cómo el vector de estado de error cambia a través del tiempo. El estado de navegación total está definido en la posición y velocidad. La tasa de cambio del estado de navegación total es una función no lineal, y es asumido que es manejado por el ruido. El error en la estimación del estado de navegación total está definido por x(t) ŷ(t) - y(t) donde y(t) muestra el estado total de navegación y ŷ(t) es la estimación. La ecuación diferencial no lineal que representa el momento de la tasa de cambio del estimado del estado de navegación es expandida en una serie Taylor y diferenciada por la ecuación de estado real. Ignorando los términos de orden superior, se obtiene una ecuación diferencial lineal para la tasa de cambio del estado de error de navegación Proceso de Medición El modelo de medición está definido de cómo el vector de estado de error se refiere a las mediciones dadas por los sensores. Algunos de estos sensores son el velocímetro doppler que proporciona una línea de visión de velocidad, el radio altímetro utilizado para formar el terreno basado en mediciones de posición, como el TERCOM o el GPS considerados como un sensor de posición y velocidad. La ecuación de medición está escrita de forma discreta como: Z k = H k x k + v k Donde Zk es la medición en tiempo tk, Hk es la medición matricial o a veces llamada la medición de observación, o matriz de sensibilidad de medición. Así mismo para el filtrado Kalman sin ayuda del GPS encontramos en el proceso de navegación de este, que las señales GPS son en el tiempo a la llegada del receptor por el código del proceso de corrección loop. El tiempo de emisión está contenido en el mensaje de navegación, que es decodificado en el receptor 135

146 después de la corrección. La diferencia entre el tiempo de emisión y el tiempo de llegada es el tiempo de tránsito desde el satélite al receptor. Con cuatro mediciones de la seudo distancia a cuatro diferentes satélites, podrían encontrarse la posición absoluta y la compensación del reloj del usuario. Existen algoritmos de análisis que permiten encontrar dicho objetivo. La velocidad del receptor GPS es computarizada por procedimientos de velocidad relativa a lo largo de la línea de visión entre el satélite y el receptor. Esta velocidad relativa se obtiene mediante la medición de la compensación del Doppler de la entrada de la señal. Esta medición es llamada deltarange que va a incluir el un receiver clock frecuency drift. Al igual que las medidas de la seudo distancia, cuatro medidas deltarange a cuatro satélites diferentes permiten la velocidad y el reloj del usuario se deriven para computarizar analíticamente. 136

147 IRS - Inertial Reference System La principal función del sistema de referencia inercial es censar y computar aceleraciones lineales y regímenes de giro angular sobre el avión en los tres ejes. Este sistema contiene un anillo de giróscopos laser en lugar de los giróscopos convencionales esto se conoce como strapdown, y contiene dos Unidades de Referencia Inercial (IRU), una Unidad de Display de Sistema Inercial (ISDU), un Mode Select Unit (MSU), un Master Caution Unit (MCU), dos Digital/Analog Adapters (DAA) y dos Radio Digital Distance Magnetic Indicators (RDDMI). El primer requisito que debe cumplirse para la correcta operación del IRS es la alineación. Esta alineación consiste en la determinación del heading inicial y vertical. Ambos acelerómetros y giróscopos laser son usados para la alineación dado que esto se debe a la gravedad de la tierra, el movimiento de esta alineación se debe a la rotación de la tierra. El tiempo mínimo que dura en alinear es de 10 minutos. En cuanto al modo de navegación el Inertial Reference Unit, proporciona posicionamiento actual, aceleraciones, ground speed, datos de viento, ángulos de pista y heading. Estas salidas son todas derivadas de los datos censados por los giróscopos y acelerómetros laser. 137

148 Figura 50. Acelerómetro Fuente: Inertial Reference System (online) disponible en citado 20 de Noviembre de Cada IRU contiene 3 giroscopios laser y tres acelerómetros, uno para cada uno de los tres ejes. El capacitive pickoff convierte el cambio de posición en un error de señal eléctrica al servo amplificador. Este servo anula la salida de la señal del error por retorno de la prueba a la posición cero usando el torque de la bobina. La corriente en el torque de la bobina necesaria para el error nulo es una salida de señal análoga representando la aceleración. Esta salida se integra una vez para dar la velocidad e integrando una segunda vez para obtener la distancia. Un sensor de temperatura es proporcionado a cada eje (x, y, z) para mejorar la exactitud del acelerómetro. Cada sensor proporciona una señal proporcional a la temperatura, esta señal es utilizada por la IRU para la compensación y la corrección de los datos del sensor. 138

149 El anillo de giróscopo laser utiliza una luz laser para medir el ángulo de rotación. Cada auto giro es una forma triangular que produce dos ases de luces, una viaja en la dirección de las agujas del reloj y la otra en sentido contrario. Estos ases de luces se producen en la región de descarga de ionización de baja presión mezclada con el gas de helio-neón de alta presión para realizar la descarga luminiscente. Esta luz se refleja en todas las esquinas del triangulo de espejos para producir el sentido horario y el anti horario. Figura 51. Giróscopo laser Fuente: Inertial Reference System (online) disponible en citado 20 de Noviembre de

150 Sistema de navegación Inercial INS Los sistemas de navegación inercial (INS) son totalmente autónomos e independientes de las ayudas terrestres de la navegación. La principal función es censar y computar aceleraciones lineales y regímenes de giro angular sobre el avión en los ejes de Pitch, Roll, Yaw. Puede calcular la trayectoria y la distancia entre dos puntos, mostrar el error cruzado, proporcionar tiempos estimados, la velocidad con respecto a la tierra y la Información del viento. Puede también proporcionar la información de la dirección y del manejo para los instrumentos experimentales. El sistema consiste en una plataforma de inercia, los acelerómetros interiores y un computador. La plataforma, que detecta el movimiento del avión sobre la tierra, contiene dos giróscopos. Éstos mantienen su orientación en espacio mientras que los acelerómetros detectan todos los cambios de dirección e índice del movimiento. La información de los acelerómetros y de los giróscopos se envía al computador, que corrige la trayectoria para permitir los factores tales como la rotación de la tierra, la deriva del avión, la velocidad, y el índice de rotación. Los instrumentos de la altitud del avión se pueden también ligar a la plataforma de inercia. La exactitud del INS es dependiente en la exactitud de la información inicial y de la posición programada en el sistema. Por lo tanto, la alineación del sistema antes del vuelo es muy importante. La exactitud es muy alta inicialmente después de la alineación, y se decae con tiempo en el índice de cerca de 1 a 2 nano metros por hora. Las actualizaciones de la posición se pueden lograr en vuelo usando referencias terrestres con la actualización de entrada manual o por automática usando entradas múltiples del DME o del VOR. 140

151 Figura 52. Partes Del INS Fuente: Flightsim.com (online) disponible en citado 18 de Septiembre de INS Computer Left CDU Display 2. - INS Computer Right CDU Display 3. - Waypoint Change CDU Display 4. - INS Automatic or Manual Selector 5. - INS Computer Selector 6. - Thumbwheel CDU Display 141

152 Operación del INS Para la función de este sistema, se suministra energía y se activa el INS. Mientras que gira el girocompás ascendente y la plataforma se alinea con la altitud del avión, un teclado se utiliza para suministrar al sistema de la actual posición del avión, normalmente en términos de latitud, longitud, y la variación magnética. Esta información se integra en un modelo matemático dentro del computador y, por un procedimiento conocido como gyrocompassing, el sistema toma su punto de referencia del norte. El sistema alinea y, coordina cada waypoint a lo largo de una ruta prevista que se introduce en el computador. La información adicional tal como trayectoria en tierra, velocidad con respecto a la tierra, y tiempos estimados, se pueden también incorporar en algunos sistemas. Una vez que sea enviada la información requerida, se muestra normalmente en una unidad de control (CDU) en formato digital. El INS se puede también interconectar con otro equipo o instrumentos en el avión. Por ejemplo, un HSI puede recibir y mostrar la información o un piloto automático se puede conectar con el INS así que la información de la navegación se puede utilizar para maniobrar el avión. En el vuelo, el piloto tiene en cuenta el waypoint deseado del computador. El computador proporciona y muestra la información del manejo y de la distancia a los instrumentos normales de la navegación del avión. Las alteraciones o las desviaciones de la ruta proyectada pueden ser realizadas simplemente incorporando las coordenadas del nuevo waypoint deseado en el computador. 142

153 Computador INS El computador utilizado en la navegación inercial continuamente cambia los parámetros de navegación y sistema de corrección de factores de errores para obtener un alto grado de precisión en la altitud. El vuelo progresa de waypoint a waypoint y el INS informa de la trayectoria de vuelo que actualmente lleva el avión, y avisa un inminente cambio de curso. Si se desea, el INS puede ser usado para dirigir la aeronave por medio del flight director y del sistema de piloto automático. El HSI (Horizontal Situation Indicator), mostrará los datos en el computador INS. La información de navegación se muestra en formato digital, en la unidad de visualización, y en forma análoga en los instrumentos de vuelo de los pilotos. a) TRUE HEADING (HDG) Es el ángulo entre línea central del avión y el norte real. b) TRUE AIRSPEED (TAS) Es la aerodinámica del avión con respecto al aire circundante. c) WIND SPEED (WS) Es la magnitud del vector de velocidad del viento en nudos. d) WIND DIRECTION ANGLE (WD) Es el ángulo entre el norte real y el vector de la velocidad del viento. e) GROUND TRACK ANGLE (TK) Es el ángulo entre el norte verdadero y una línea imaginaria de la superficie terrestre que conecta los puntos a lo largo de la posición en la que el avión ha volado. f) GROUND SPEED (GS) Es la velocidad con la que el avión se está moviendo con respecto a la superficie de la tierra. g) DRIFT ANGLE (DA) Es el ángulo entre el rumbo verdadero del avión y la trayectoria terrestre. 143

154 h) DESIRED TRACK ANGLE (DSRTK) Es el ángulo entre el norte verdadero y una línea imaginaria en la superficie que conecta una sucesión de puntos deseados para sobrevolar. Esta línea empieza siendo un gran segmento de círculo que se encuentra entre dos waypoints sucesivos. i) PRESENT POSITION (POS) Es la actual latitud y posición de longitud del avión. j) CROSS TRACK DISTANCE (XTK) Es la distancia más corta entre la posición actual del avión y la trayectoria deseada. k) TRACK ANGLE ERROR (TKE) Es el ángulo entre la trayectoria en tierra actual del avión y la trayectoria en tierra deseada. l) DISTANCE (DIST) Es el gran círculo de distancia entre la posición actual del avión y el próximo waypoint o destino. Figura 53. Computador INS Fuente: Avionics Fundamentals, Jeppesen. 144

155 Errores del INS Los errores en las aeronaves, se presentan en la imperfección en los giro compases, acelerómetros, y computadores. El desalineamiento inicial puede causar errores adicionales, algunos de los errores son los siguientes: Nivelación inicial: Si la plataforma correctamente no se nivela al ángulo resultante de la inclinación, permite el acelerómetro considerar el efecto de la gravedad y tener así salidas, además de aceleraciones verdaderas del vehículo. El resultado de esto son errores de la distancia. Acelerómetros: La sensibilidad y la alineación imperfectas de los acelerómetros de los cuales se toma toda la información, conducirán a los errores de velocidad y de distancia. Errores del integrador: Los errores de la integración pueden ser debido a la deriva, calibración inadecuada, o errores en las condiciones iniciales. Dependiendo de qué etapa de la integración ocurren los errores, pueden o no pueden aumentar con el tiempo y pueden estar presentes en la velocidad, distancia o posición de la aeronave. Desalineamiento inicial del azimut: Un error debido al desalineamiento en azimut dará lugar a errores de la velocidad. Una vez que estén integrados estos errores de la velocidad conduzcan a cada vez mayor distancien y coloquen errores. 145

156 Nivelación de la deriva del girocompás: La precesión al azar de los giro compases, tenderá para dar vuelta a la plataforma lejos del plano horizontal, causando una acción de la oscilación mientras que los acelerómetros la intentan corregir. Esta oscilación, dependiendo de su período, causará velocidad y errores subsecuentes de la distancia. Deriva del girocompás del azimut: Los errores pequeños de la posición pueden ocurrir debido a la deriva del girocompás del azimut. Sin embargo, la deriva del girocompás sobre el eje del azimut produce los errores del azimut que son pequeños comparados a los errores iniciales del desalineamiento en azimut. 146

157 3 METODOLOGÍA 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN El enfoque que se utilizará en la realización del proyecto es el Empírico-Analítico, debido a que el interés es el técnico, orientado a la interpretación y transformación del mundo material. 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE LA UNIVERSIDAD Línea de investigación: Tecnologías actuales y sociedad. Sub línea de investigación: Instrumentación y control de procesos. Campo temático: Aviónica. 3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN Para la recolección de información se recurrirá a libros especializados, manuales y normas de los entes reguladores nacionales y mundiales, cibergrafía y consultas con personal experto y personal docente. 3.4 POBLACIÓN Y MUESTRA No Aplica 3.5 HIPÓTESIS Este estudio de requerimientos técnicos para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia será una ayuda en el área se navegación para conocer qué sistemas y equipos son necesarios en las aeronaves y en tierra para 147

158 realizar un nuevo método de navegación en Colombia, de tal manera que mejore la navegación aérea, el espacio aéreo se descongestione, y los vuelos sean más directos, ahorrando en promedio un minuto de vuelo en cada uno de los trayectos, esto implica una reducción de alrededor del 2% de emisiones de ruido y de CO2 de los aviones y reduciendo el combustible por trayecto, multiplicado por toda la flota de la compañía, por todos los trayectos, por todas las compañías, es un ahorro colosal. 3.6 VARIABLES Variables Independientes. Es la cantidad de vuelos que diariamente se realizan en todo el espacio aéreo colombiano y la gran congestión en el espacio aéreo y la necesidad de avanzar a la par de la tecnología Variables Dependientes. Son los instrumentos tanto en tierra como a bordo de navegación que se necesitan para realizar el método de navegación RNAV, al igual que la implementación de procedimientos de navegación y regulaciones correspondientes. 148

159 4 DESARROLLO INGENIERIL 4.1 APÉNDICE 1 La vulnerabilidad más notable de los GNSS es la posibilidad de ser interferida la señal. Las señales de los sistemas GNSS son vulnerables debido a la potencia relativamente baja de la señal recibida, pues provienen de satélites y cada señal cubre una fracción significativamente grande de la superficie terrestre. En aviación, las normas y métodos recomendados (SARPS) de la OACI para los GNSS exigen un nivel de rendimiento específico en presencia de niveles de interferencia definidos por la máscara de interferencia del receptor. Estos niveles de interferencia son generalmente acordes al reglamento de la Unión Internacional de Telecomunicaciones (UIT). La interferencia de niveles superiores a la máscara puede causar pérdida de servicio pero no se permite que tal interferencia resulte en información peligrosa o que induzca a error. Dado esto, es que a continuación se exponen l Requerimientos GPS. El proceso para obtener la aprobación para instalar y usar el equipo GPS en aeronaves categoría transporte es relativamente complicado. Los códigos de regulaciones federales son solo los documentos regulatorios que el equipo y la instalación deben cumplir, pero de acuerdo a este código, los operadores deben obtener una aprobación de aeronavegabilidad de la Aeronáutica Civil para instalar y operar el equipo GPS. Una regulación debe ser desarrollada para proporcionarles a los fabricantes y operadores la información necesaria para ayudar a obtener la aprobación de aeronavegabilidad. El primer paso para la autorización de equipos GPS está de acuerdo a TSO-129a, que proporciona unos estándares de performance mínimos operacionales requeridos para un sistema GPS o un sensor de determinada clase. Después que 149

160 el fabricante ha obtenido la autorización de la TSO, el proceso de aprobación de la instalación comienza, y la Aeronáutica Civil puede permitir la instalación del equipo que reúna los requisitos de la TSO-129a. En esta situación, el fabricante o el operador necesita mostrar que el equipo reúne los requerimientos equivalentes enumerados en la TSO-129a. El siguiente paso del proceso de aprobación, es la aprobación de aeronavegabilidad del equipo y la instalación, por parte de la Aeronáutica Civil. Los medios para obtener la aprobación de aeronavegabilidad se encuentran descritos en la Circular Informativa de la Aeronáutica Civil, la cual se encuentra publicada en la página web de la Aeronáutica Civil La circular enumera los requerimientos de performance, como pruebas de los requerimientos en tierra y en vuelo. La aprobación de aeronavegabilidad puede ser completada por los diferentes inspectores de la Aeronáutica Civil, dependiendo de la complejidad del equipo y su instalación. La FAA ha creado una clasificación de los diferentes tipos de equipos GPS. Esta clasificación consiste en una clase funcional y una clase operacional. La siguiente tabla muestra las diferentes clases funcionales y operacionales para GPS. Tabla 6. Clasificación de los Equipos GPS Clase Funcional A B C Información de sensor de GPS y capacidad de Navegación. Información de sensor de GPS a un sistema integrado de navegación (FMS) Información de sensor de GPS a un sistema integrado de navegación, el cual proporciona una guía mejorada al piloto automático, o flight director para reducir los errores técnicos de vuelo. 150

161 Clase Operacional 1 Utiliza RAIM para monitoreo integral. Aprobado para uso oceánico, en ruta, terminal y en operaciones de aproximación de no precisión. 2 Utiliza RAIM para monitoreo integral. Aprobado para uso oceánico, en ruta y en operaciones terminal. 3 Utiliza un sistema de navegación integrado que proporciona integridad equivalente al RAIM. Aprobado para uso oceánico, en ruta, terminal y en operaciones de aproximación de no precisión. No aplicable para equipos clase A. 4 Utiliza un sistema de navegación integrado que proporciona integridad equivalente al RAIM. Aprobado para uso oceánico, en ruta y en operaciones terminal. No aplicable para equipos clase A. 151

162 4.1.2 Ecuación y Algoritmo de navegación del GPS El algoritmo de posicionamiento del GPS utiliza las efemérides del satélite y correcciones de reloj para computar la posición de un receptor GPS. Se utilizan la seudo distancia del GPS y las medidas de la fase portadora para estimar la posición y el compensamiento del reloj del receptor, así como 15 coeficientes ionosféricos de un modelo ionosférico polinomial y las ambigüedades de la fase portadora. Los principales objetivos de este algoritmo son; 1. Proporcionar a 1 m (valor promedio) la posición absoluta y; 2. Proveer de 1 cm/s -1 (valor promedio) la velocidad absoluta. El algoritmo cuando el GPS funciona sólo, es un algoritmo cerrado que aprovecha la solución de las ecuaciones de tri relación de GPS y trabaja en presencia de la medida de seudo distancia para un número arbitrario de satélites en vista. Un algoritmo de dos pasos para la determinación de posición del GPS es derivado, el cual implica la solución de una regresión lineal y actualización de la solución basadas en la ecuación de medidas no lineales. En este algoritmo, solo dos de tres iteraciones son necesarias en lugar de cinco iteraciones que normalmente son requeridas en la norma de mínimos iterativos cuadrados, algoritmo actualmente utilizado. La solución del algoritmo basado en la derivada estocástica matemática para las ecuaciones de seudo distancia del GPS es también evaluada y comparada con el algoritmo convencional de los mínimos iterativos cuadrados. Una buena estimación del desempeño es logrado, incluso bajo condiciones de alta precisión de dilución geométrica. Un nuevo algoritmo de GPS diferencial, utiliza un enfoque de Sistema de Posicionamiento Global Cinemático. Se considera entonces una red de receptores móviles, uno de los cuales puede ser diseñado como la estación de referencia, la cual tiene conocimiento de la posición y velocidad al inicio del intervalo de tiempo 152

163 a ser examinado. La situación medida es propiamente modelada, y una estimación centralizada del procesamiento del algoritmo de varias épocas de datos es desarrollada. El efecto de la incertidumbre en la posición de referencia del receptor y el nivel de ruido del receptor son investigados. Se realizan entonces simulaciones para examinar la habilidad del algoritmo para estimar correctamente la posición de usuarios móviles sin referencia y la velocidad a pesar de los errores sustanciales del reloj del satélite y el ruido de la medida del receptor. En la arquitectura GPS, algunos datos son necesarios para el algoritmo del GPS: Marca de tiempo: esta puede ser suministrada a través de una red y representa un estimado del tiempo en el cual la captura de la señal de GPS es iniciada. Ubicación Aproximada: Esta es normalmente la ubicación de la estación base del cual se recibe la transmisión. La ubicación aproximada sirve como una estimación de la ubicación del receptor. Información de las efemérides: Esta es fácilmente obtenida a través de la red, y puede ser utilizada para computar ubicaciones de los satélites, velocidad y aceleración. Correcciones de reloj del satélite: Los relojes del satélite se alteran en el tiempo. En cualquier momento dado, una estimación del error del reloj puede ser obtenida a través de la red. Correcciones Diferenciales: esta información es obtenida de un receptor de referencia y aumenta la exactitud del sistema. Información de navegación: Esta es requerida para el procesamiento coherente de señales de larga duración. Con los algoritmos correctos, la transmisión de la información de la navegación de la estación base a un receptor puede aumentar la sensibilidad. En los algoritmos convencionales de GPS, los tiempos de transmisión de las señales son críticos para cálculos de la seudo distancia. Sin embargo, dando una 153

164 ubicación aproximada y una marca de tiempo, un algoritmo de GPS puede determinar las seudo distancias sin tener que acceder a los tiempos de las señales de transmisión. El algoritmo del GPS es entonces de la siguiente manera: Computar las posiciones de los satélites e identificar los satélites visibles o los satélites en vista. Basados en la información de las efemérides y la marca de tiempo, calcula las posiciones de todos los satélites. Identificar la colección de satélites visibles desde el receptor. Adquisición de señales. Cada satélite visible por el receptor, adquiere la señal para estimar el código de fase. Computa las seudo distancias de la siguiente forma: K i = [(t r i / c Ƭ i )10 3 ] donde t es la marca de tiempo; r i es la distancia entre la ubicación ECEF (Earth-centered Earth-fixed), y la ubicación del receptor; c es la velocidad de la luz; y Ƭ i es el código fase recibido en un momento t. luego se toma: y se computan las seudo distancias: t i = K i Ƭ i ρ i = (t - t i ) c 154

165 Triangulación: Hay dos fuentes de error en ρ i.; primero tenemos el error en la estimación del código de fase, y el segundo es el error en la marca de tiempo el cual es independiente por satélite. Este término puede ser corregido durante la triangulación de mínimos cuadrados. En particular, para computar la ubicación y el error de la marca de tiempo es: δ = t - t El algoritmo descrito se beneficia en gran medida de la disponibilidad de los datos de asistencia. Este no necesita decodificar los datos de navegación y esto mejora significativamente la sensibilidad. 155

166 El GPS navega en el espacio de acuerdo con la siguiente gráfica: Figura 54. Navegación GPS en base a 4 satélites Donde el receptor GPS se encuentra a bordo de la aeronave y la aeronave se encuentra en un espacio con coordenadas X, Y, y Z. Para poder determinar la posición de la aeronave es necesario tener los 4 satélites en vista, los cuales son denominados como S1, S2, S3 y S4. Cada uno de estos satélites tiene una 156

167 ubicación en el espacio en X, Y y Z, así como una distancia d con respecto al receptor o sea la aeronave: S1 (x1, y1, z1) S2 (x2, y2, z2) S3 (x3, y3, z3) S4 (x4, y4, z4) Nos resultan 4 ecuaciones con 4 incógnitas: (d1-e) 2 = (x0 x1) 2 + (y0 y1) 2 + (z0 z1) 2 (d2-e) 2 = (x0 x2) 2 + (y0 y2) 2 + (z0 z2) 2 (d3-e) 2 = (x0 x3) 2 + (y0 y3) 2 + (z0 z3) 2 (d4-e) 2 = (x0 x4) 2 + (y0 y4) 2 + (z0 z4) 2 Donde E es el error introducido en la medida de la seudo distancia que es generado por el reloj interno del satélite, así como también el error generado por el movimiento de la aeronave y por la demora en la propagación. 157

168 4.1.3 Pseudorange Step Detection La seudo distancia es la distancia entre el satélite GPS en algún momento de trasmisión, y el receptor en algún momento de recepción. Debido a que el tiempo de trasmisión y el tiempo de recepción son diferentes, es imposible medir el rango real del satélite y del receptor. La definición básica para la seudo distancia se definiría como: ρ = ρtrue + c( R r) donde rho (ρ) es la seudo distancia calculada a partir de la ecuación del tiempo y luz, y rho true es la diferencia de la posición del receptor en el momento de la recepción, menos la posición del satélite en el momento de trasmisión, y el resto de la ecuación representa los perjuicios creados por los errores de los relojes. La pérdida de la señal de bloqueo entre un satélite GPS y el receptor se conoce como ciclo de deslizamiento. Si la señal de bloqueo se restablece, una nueva ambigüedad existirá y debe ser resuelta por separado a partir de la ambigüedad original. El equipo GPS determina su posición por medio de una medida exacta de distancia de cinco satélites seleccionados dentro de un sistema de satélites de una ubicación conocida. La exactitud de la información de la posición de GPS puede ser afectada por las características del equipo y varios factores geométricos. Muchos de estos errores pueden ser reducidos o eliminados con modelos matemáticos sofisticados, mientras que otras fuentes de error no pueden ser corregidas. Las medidas de exactitud son afectadas por la geometría de satélite, frecuentemente modeladas por una dilución de posición geométrica, la cual traslada el efecto de los errores de la seudo distancia al dominio de la posición. 158

169 Las siguientes son fuentes de errores en la seudo distancia: La demora en la propagación atmosférica puede causar relativamente pequeños errores de medidas, típicamente menores que 100 pies. Ambas propagaciones troposféricas e ionosféricas pueden ser parcialmente corregidas por capacidades sofisticadas de corrección de errores. Exactitudes ligeras en relojes atómicos en los satélites pueden causar un error pequeño en la posición de aproximadamente 2 pies. El procesamiento del receptor (redondeo matemático, interferencia eléctrica, etc.) puede causar errores los cuales son muy pequeños (los cuales pueden añadir unos pocos pies de incertidumbre dentro de cada medida) o muy grande (los cuales son muy fácil de detectar). Los errores del receptor son típicamente en el orden de 4 pies. Las condiciones que causan reflexiones de la señal (multi senda) de la señal transmitida de los satélites al receptor pueden causar pequeños errores en la determinación de la posición o pérdida momentánea de la señal de GPS, mientras avanzadas técnicas en el procesamiento de la señal de un diseño sofisticado de la antena puedan ser utilizados para minimizar este problema, algunas incertidumbres pueden aún estar añadidas a la medida GPS. Los datos de las efemérides del satélite pueden contener unos errores pequeños de aproximadamente 4 pies. El equipo debe usar unos medios aceptables para detectar y excluir de la solución de navegación cualquier satélite que experimente una falla la cual provoca un cambio en la seudo distancia. Un cambio en la seudo distancia es un cambio repentino en la medida de la distancia al satélite. Esta puede ser escrita como: PS cambio = PR predicho PR medido 159

170 Donde PR predicho es la seudo distancia predicha en el momento de la medida, basada en medidas previas, y PR medido es la seudo distancia en el momento de la medida. El equipo debe detectar un error en el cambio de la seudo distancia mayor de 1000 metros, incluyendo medidas, las cuales causan pérdida de bloqueo por menos de 10 segundos. Si un cambio en la seudo distancia es detectado por un satélite, ese satélite debe ser excluido del algoritmo de navegación hasta que su integridad sea verificada, y la detección de fallas esté disponible. El fabricante es libre de elegir cualquier método para calcular la seudo distancia predicha. Sin embargo, cualquier método usado puede correctamente tener en cuenta los movimientos del satélite y las dinámicas de la aeronave hasta un ground speed de 750 nudos y aceleraciones de hasta 14.7 metros/segundo/segundo, es decir 1.5 gravedades. A continuación se ilustra el proceso del algoritmo del Pseudorange Step Detection: 160

171 Figura 55. Algoritmo del Pseudorange Step Detection 161

172 4.1.4 Navegación por seudo distancias La posición del receptor, es la intersección de las seudo distancias de un conjunto de satélites. La posición es determinada mediante la medida de múltiples seudo distancias en un instante determinado. Las medidas de las seudo distancias se utilizan conjuntamente con la posición estimada de los satélites basándose en los datos de corrección orbital (efemérides) que cada satélite envía. Estos datos orbitales permiten al receptor calcular la posición del satélite en tres dimensiones en el instante en que cada satélite envía sus respectivas señales. Se utilizan cuatro satélites para determinar una posición en tres dimensiones y tiempo. Las posiciones son calculadas en el receptor con origen en el centro de la tierra. Este sistema de coordenadas se conoce como coordenadas ECEF XYZ (Earth Centered, Earth Fixed XYZ). Mediante el uso de los datos de tiempo, se puede corregir el ajuste del reloj del receptor, permitiendo el uso y la fabricación de relojes económicos. La posición de cada satélite es calculada a partir de las seudo distancias, la corrección del reloj y los datos de efemérides. La posición del receptor es calculada a partir de la posición de los satélites, las medidas de las seudo distancias corregidas con los ajustes de reloj, retrasos ionosféricos, y efectos relativistas, y la posición estimada del receptor que normalmente es la última calculada. También pueden usarse tres satélites para determinar una posición de tres dimensiones mediante un receptor con un reloj altamente preciso. Se utilizan estos tres satélites para el cálculo de posiciones en dos dimensiones, los cálculos horizontales en latitud y longitud parten de una altura asumida. Esto se logra con el uso de altímetros. 162

173 Con cinco o más satélites se pueden calcular posición y tiempo redundantes. De esta manera se pueden obtener estimaciones de posición con mayor certeza y se pueden detectar señales con tolerancia desbordada bajo ciertas circunstancias. En un satélite receptor, el método de detección del cambio de seudo distancias, integra el régimen por seudo distancias para predecir cambios esperados en las seudo distancias de una medida a la siguiente. El régimen de seudo distancias está directamente medido como el portador del cambio Doppler. La seudo distancia y el régimen de la seudo distancia de la última medida de cada satélite y de una nueva medida, son utilizados para calcular la seudo distancia estimada. Esta estimación cuenta para la velocidad del vehículo y aceleraciones. La seudo distancia esperada es comparada con una nueva medida de la seudo distancia. Un cambio inadmisible en la seudo distancia es declarado cuando la diferencia excede un límite variable. Se pueden realizar pruebas en las medidas tomadas hasta de 10 segundos. Por ejemplo, utilizando un límite de 500 metros. La posición máxima de precisión es normalmente establecida en 12. Los satélites que manifiesten un cambio de la seudo distancia, son posteriormente excluidos de participar en las actividades de solución de la posición. Un método de la detección del cambio de la seudo distancia en un satélite de navegación receptor comprende: Recolectar nuevas medidas de una seudo distancia de un grupo de satélites en órbita. Comparar estas nuevas medidas con una seudo distancia prevista propagada de un código base de seudo distancia previa con un régimen promedio de la seudo distancia obtenida de la última y de la actual medida Doppler portadora. 163

174 Si la diferencia basada en las muestras consecutivas toma no más de 10 segundos y aparte es mayor que la distancia límite establecida, un cambio de la seudo distancia inadmisible es declarada y las medidas más lejanas de un satélite particular no son utilizadas en los cálculos de posición por al menos 10 minutos. 164

175 4.1.5 Health Word Checking. El chequeo de integridad de un satélite, es una función que indica si el satélite que se está usando para la determinación de la posición está corrupto o no y da un estatus del satélite. Todos los parámetros usados para la selección del satélite deben ser re evaluados por lo menos cada 5 minutos por cada satélite usado para determinar la posición. El status dado por el satélite proporciona un resultado gráfico y de texto del número de satélites operacionales en la constelación de GPS sobre un período de tiempo seleccionado. Este número es tomado del número total de satélites marcados como saludables o aptos para operación en el almanaque, menos cualquiera que esté marcado como no disponible por el NANUs (Notice Advisories to Navstar Users). El equipo GPS debe excluir, sin la acción del piloto, cualquier satélite designado como no saludable por cualquiera de los datos de navegación GPS. El satélite debe ser excluido dentro de 5 minutos siguientes de la designación de no saludable por el satélite. Este estatus puede ser fuera de servicio, próximamente fuera de servicio o datos de navegación erróneos. Esta información es una indicación de 6 bits, proporcionados por los bits 17 al 22 del árbol referente a la transmisión del satélite. El MSB da un resumen de la salud de la información de navegación, donde: 0 = toda la información de navegación esta OK 1= parte o toda la información de navegación esta errada o corrupta. Los cinco LSB s indican la salud de los componentes de la señal de acuerdo con los códigos mostrados en la Tabla expuesta más adelante. 165

176 La indicación de salud de los componentes de la señal es dada relativamente a las capacidades diseñadas de cada satélite. De acuerdo a esto, cualquier satélite que no tenga acertadamente la capacidad de proporcionar información de navegación, será marcado como no saludable, o si carece de esta capacidad y es inherente en su diseño o ha sido configurado dentro de un modo el cual es normal para el punto de vista de un usuario determinado o no requiere esa capacidad. Adicionalmente, la información de salud del satélite es dada en los sub cuadros 4 y 5. La información dada en el sub cuadro 1 puede diferir de lo mostrado en los sub cuadros 4 y/o 5 de los otros satélites, desde que este último pueda ser actualizado en un momento diferente. Los sub cuadros 4 y 5 contienen dos tipos de información de la salud del satélite: a) Cada una de las 32 páginas las cuales contienen la información de almanaque relacionada al reloj y las efemérides, proporcionan un estatus de salud del satélite en un término de 8 bits, con respecto al satélite, el cual lleva el almanaque de datos. b) Las 25 páginas del sub cuadro 4 y el sub cuadro 5, juntas contienen una información de 6 bits de la salud de hasta 32 satélites. Los 8 bits del estado de salud del satélite, ocupan desde el bit 17 hasta el bit 24 de un término de cinco en las 32 páginas que contengan información o datos del almanaque para satélites individuales. El término de status de salud de 6 bits ocupa 24 MSB s de cuatro términos a través de nueve términos en la página 25 del sub cuadro 5, más los bits del 19 al 24 del término 8, el bit MSB 24 del término 9 y el MSB 18 del término 10 de la página 25 del sub cuadro

177 Los tres términos de estados de salud de los MSB s, indican la salud de la información de navegación, de acuerdo con los códigos mostrados en la siguiente Tabla. Tabla 7. Bits en la página Indicadores de salud de la Información de Navegación Indicación TODOS LOS DATOS OK FALLA DE PARIDAD algunas o todas las paridades erróneas PROBLEMA DE FORMATO DEL TLM/HOW cualquier desviación de formato estándar CONTEO-Z EN EL HOW ERRÓNEO cualquier problema con el valor de conteo-z no refleja el código fase SUB CUADROS 1, 2, 3 uno o más elementos en el árbol de términos a través de 10 o más sub cuadros están erróneos SUB CUADROS 4, 5 uno o más elementos en el árbol de términos a través de 10 o más sub cuadros están erróneos TODA LA INFORMACIÓN CARGADA ERRÓNEA - uno o más elementos en el árbol de términos a través de 10 o cualquier otro (o más) sub cuadros están erróneos TODA LA INFORMACIÓN ERRÓNEA - el término TLM y/o el término HOW y uno o más elementos en cualquiera (o más) sub cuadros están erróneos. 167

178 Fuente: NAVSTAR GPS. Global Positioning System Standard Positioning Service signal Specification. Los términos de 6 bits proporcionan un resumen del estatus de salud de los datos de navegación en la posición MSB. Los cinco LSB s de ambos términos, el de 8 bits y el de 6 bits, proporcionan el estatus de salud de los componentes de la señal del satélite de acuerdo con la Tabla que se muestra a continuación. Tabla 8. Códigos para la salud de los componentes del satélite MSB LSB TODAS LAS SEÑALES OK SATÉLITE ESTÁ TEMPORALMENTE FUERA no utilice este satélite durante el paso actual SATÉLITE ESTARÁ TEMPORALMENTE FUERA utilícelo con precaución EVITAR SATÉLITE MÁS DE UNA COMBINACIÓN PUEDE SER REQUERIDA PARA DESCRIBIR LAS ANOMALÍAS, EXCEPTO PARA LAS MARCADAS CON ** Todas las demás combinaciones SATÉLITE EXPERIMENTA PROBLEMAS DE TRANSMISIÓN CON EL CÓDIGO DE MODULACIÓN Y/O CON EL NIVEL DE POTENCIA DE LA SEÑAL. Los datos de modulación de la señal son válidos, sin embargo el usuario 168

179 puede experimentar problemas intermitentes de seguimiento del satélite, si este es conseguido. Fuente: NAVSTAR GPS. Global Positioning System Standard Positioning Service signal Specification. La información predicha de salud es actualizada en el momento de la carga de la información. Los datos de salud transmitidos pueden no corresponder a la salud actual del satélite transmisor o de los otros satélites en la constelación. La información suministrada en los sub cuadros 1, 4 y 5 de los otros satélites, puede diferir en la forma en la que es mostrada en los sub cuadros 4 y/o 5 del satélite con el que se está trabajando, debido a que este último puede ser actualizado en un momento diferente. 169

180 4.2 APÉNDICE Integración del GPS/IRS Teniendo en cuenta el sistema de filtrado de GPS/IRS se compone de tres componentes: como es la unidad inercial, donde tenemos la unidad inercial más el sistema de referencia, así mismo lo conforma el un receptor GNSS el cual nos da las mediciones del GPS, y un proceso de integración como es el filtro Kalman. Figura 56. Arquitectura GPS/IRS Fuente: GPS/IRS Hybridization: Definition of Exclusion Radius using Solution Separation Method. El papel del filtro kalman es estimar los errores inerciales mediante la medición del GPS con el fin de corregir la posición de salida inercial. Como podemos observar en la imagen, el proceso de integración del filtro kalman recibe las entradas del IRS las cuales son actitud, posición, velocidad, aceleración y por el lado del GPS está recibiendo las coordenadas de la posición del satélite, las mediciones de la seudo distancia, para así hacer su proceso de integración y sacar la posición corregida. 170

181 Figura 57. Hibridización Open-Loop GPS/IRS Fuente: GPS/IRS Hybridization: Definition of Exclusion Radius using Solution Separation Method Para llegar a corregir la salida es mediante el open-loop o closed-loop, debido a que la evolución dinámica del sistema está dada por el modelo de ecuación de error inercial. La medición de vectores consiste en la diferencia entre dos seudo distancias de cada satélite. Como sabemos el filtro kalman sencillamente es un procedimiento en el cual combinan las salidas ruidosas o perturbaciones de los sensores con la finalidad de estimar los estados de un sistema como incertidumbres dinámicas. Estos ruidos provienen de los receptores GPS y el INS en los cuales pueden incluir lo que es acelerómetros, giróscopos, sensores de velocidad, altímetros, radioayudas. El filtro kalman utiliza dos tipos de variables uno para la estimación del vector de estado x; estas son conocidas como variables de interés y las variables indeseables; y la estimación de la incertidumbre estimada, modelada con la matriz de covarianza. En cuanto a la integración del GPS y el INS, el filtro Kalman va a estimar la posición, la velocidad, la actitud y sus respectivos errores a partir de las medidas proporcionadas por los datos del INS y el GPS. En las siguientes graficas vemos como los errores de posicionamiento velocidad y actitud cuando se simulan 171

182 las señales registradas por un giróscopo contaminado por el ruido, lo que provocará un error en la actitud ósea en el ángulo de pitch. Figura 58. Errores provocados por ruido en los Sensores Fuente: Estudio y Modelado de errores en Sistemas inerciales para navegación Terrestre. 172

183 Figura 59. Error en el Cálculo de Actitud Fuente: Estudio y Modelado de errores en Sistemas inerciales para navegación Terrestre En el siguiente diagrama de flujo podemos ver cómo se comporta el filtro Kalman para sistemas variantes en el tiempo donde tenemos como entradas al filtro y la parte de ganancia Kalman, las salidas de los sensores, la medida de sensibilidad, la covarianza de ruido dinámico entre otros. Donde entre ellas se hace el respectivo cálculo ya sea sumando o multiplicando estos datos para así llegar a una sola salida conocida con el nombre de estado estimado. Todo este proceso que vemos es lo que realmente se encuentra dentro de un FMS lo cual internamente computa y saca los cálculos dando la posición sin ninguna perturbación en la salida. 173

184 Figura 60. Filtro de Kalman para sistemas variantes en el Tiempo Fuente: Filtro Kalman. Ing. Andrés Rodríguez. Para tener un mejor entendimiento en cuanto a los cálculos del filtro Kalman se hace un ejemplo por medio del software MATLAB. 174

185 4.2.2 Ejemplo de Filtro kalman en MATLAB El ejemplo demuestra con MATLAB, la implementación del filtro de Kalman. Se diseña y simula un filtro de estado permanente, y un filtro variante en tiempo se diseña y simula al final. El desarrollo completo del programa se encuentra en el Anexo A de este documento. Se introdujeron una serie de variables aleatorias en matrices, que para nuestro caso real son las variables de posición de cada una de las fuentes del FMS, teniendo que estas variables pueden ser distancias o coordenadas, ordenadas matricialmente: A = [ , , , ] B = [ , , , ] C = [ , ] La finalidad es diseñar un filtro de Kalman para estimar la salidas y1 y y2, basadas en mediciones con ruido: yv[k] = C x[k] + v[k] Se diseña el filtro de Kalman de estado permanente usando la función KALMAN. Esta función determina el filtro de Kalman de estado permanente y su ganancia M basados en la matriz de covariancia Q del ruido del proceso y en la matriz de 175

186 covariancia de ruido del sensor R. Primero se especifica la planta más el modelo del ruido. Se ingresa la matriz de covariancia del ruido del proceso, con una matriz de segundo orden definida: Q = Luego, se da matriz de segundo orden positiva definida de covariancia del ruido del sensor: R = Posteriormente, se diseña el filtro de Kalman de estado permanente con ecuaciones. Las dos primeras salidas del filtro de Kalman son los estimados de las salidas [y_e1 y_e2]' = Cx[k k], y las restantes salidas son estimados del estado. Se conservan solamente las primeras salidas: y_e1 y y_e2. A partir de este punto, se notó cómo trabaja este filtro, generando algunos datos y comparando la respuesta filtrada con la verdadera respuesta de la planta. Para simular el sistema anterior, se puede generar la respuesta de cada parte separadamente o se pueden generar al mismo tiempo. Se realizó la simulación de comportamiento del filtro, y se generó un vector de entrada senoidal y otro cosenoidal conocidos, y por último se generaron vectores 176

187 de ruido del proceso y del sensor. A partir de estos cálculos, el sistema del filtro kalman, arroja unos resultados, los cuales para el caso del FMS son las salidas para cada uno de los sensores. Este es un ejemplo únicamente con dos sensores, en este caso aplicando DME y VOR, teniendo como resultado: Figura 61. Respuesta Verdadera vs. Respuesta Filtrada de la salida 1 En la gráfica anterior se puede observar la diferencia de la señal verdadera, color azul, y la señal que ha pasado por el filtro de Kalman, la de color verde. Se aprecia en la Salida 1, como la señal verde que ha pasado por el filtro es mucho menos fluctuante que la que no ha pasado por el filtro kalman, y en el Error 1 el error 177

188 tiende a cero o por lo menos se mantiene mucho más constante dentro de un rango menor de 0.5 que la señal que no está filtrada. Figura 62. Respuesta Verdadera vs. Respuesta Filtrada de la salida 2 La gráfica anterior, indica que el filtro de Kalman ha reducido el error de la respuesta verdadera menos el error de la respuesta filtrada, debido al ruido de medición, que se confirma comparando las covariancias de los errores, mostradas a continuación: 178

189 Covariancia del error antes del filtrado (error de medición): Covariancia del error después del filtrado (error de estimación): Luego de esto, realizamos el mismo procedimiento, pero en este caso se le agrega ruido (w) a la señal de entrada, se actualiza su medición, es decir se realiza el proceso iterativo, se actualiza en el tiempo y se compara nuevamente la respuesta real con la filtrada, dando como resultado: 179

190 Figura 63. Respuesta Verdadera Variante vs. Filtrada de la salida 1 El filtro variante también estima la covariancia de la salida durante la estimación. Se grafica para ver si nuestro filtro alcanza el estado permanente (como debe esperarse con entrada de ruido estacionario). 180

191 Figura 64. Error de covarianza de las señales Analizando la gráfica de covariancia, se nota que la covariancia de la salida alcanza el estado permanente en cerca de 20 muestras. A partir de entonces, nuestro filtro variante tiene el mismo rendimiento que la versión de estado permanente. Nuevamente son comparadas las covarianzas de los errores, teniendo: Covariancia del error antes del filtrado (error de medición): Covariancia del error después del filtrado (error de estimación): Los anteriores resultados nos confirman lo mostrado en la parte teórica de este documento, dado que procesó todas las medidas introducidas en este, mantuvo siempre la precisión de la medida y estimó el valor final que es el valor de interés, eliminando gran mayoría del error introducido en el ruido a la señal o al sensor. 181

192 A partir de este proceso, se toma como punto de inicio para nuevas estimaciones del valor, en este caso de la posición, realizando medidas predictivas a futuro en base al resultado inmediatamente actual, y luego tomando medidas correctivas del valor en base a las estadísticas de los resultados anteriores. 182

193 4.3 APÉNDICE Tipos de GPS en el mercado compatibles con RNAV En el mercado existen varios tipos de GPS que reúnen y cumplen los requisitos descritos en los apéndices 1 y 2 de este documento, entre los que se encuentran: BENDIX/KING KLN 900 GARMIN GPS 400 GARMIN GNS 430 GARMIN GNS 530 GARMIN G 1000 HONEYWELL FMX 2000 HONEYWELL GNS-XLS HONEYWELL HT-9100 UNIVERSAL UNS-1EW Se analizaron cada uno de estos equipos, y se expone acá el GNS 430 a profundidad, de acuerdo con los parámetros establecidos para cumplimiento del TSO-129a, teniendo como resultado las siguientes características y principio de funcionamiento: GARMIN GNS 430 El GNS 430 es una solución todo en uno de GPS/Nav/Comm. Certificado TSO para GPS, tiene una capacidad de 2280 canales en comm y 200 canales en ILS/VOR con localizador y glideslope. Su procesamiento de alta velocidad de 5 Hz 183

194 realiza cálculos de navegación y redibuja mapas cinco veces más rápido que otros navegadores. Tiene aprobado el uso GPS por el TSO-129a Clase A1, debido a que es un equipo que tiene la capacidad de navegación en ruta, terminal y de realizar aproximaciones de no precisión, dado que incorpora la capacidad de navegación y los sensores GPS, así como tiene disponibilidad del Receptor Autónomo de Monitoreo Integral, RAIM. Figura 65. Garmin GNS-430 Fuente: Garmin (online) disponible en citado el 15 de Noviembre de Este GPS opera con un receptor de 12 canales paralelos que simultáneamente utiliza y sigue hasta 12 satélites en órbita. Su tiempo de adquisición es de 12 segundos en caliente y 45 segundos en frío y su tasa de actualización es de 1 por cada segundo de forma continua. La exactitud de este GPS es de 15 metros (49 pies) valor promedio, de 1 a 5 metros con correcciones diferenciales y de 0.1 nudos valor promedio la velocidad en estado estable. Este GPS incorpora la detección y exclusión de fallas, FDE. La detección de fallas detecta la presencia de un error mayor en la seudo distancia inaceptable como 184

195 error de posición. Sobre la detección, la exclusión de fallas sigue y excluye la fuente del error mayor en la seudo distancia inaceptable, y así permitir que la navegación retorne a su desempeño normal sin una interrupción del servicio. Para mejorar la seguridad, el FDE funciona en las fases de vuelo de aproximaciones de no precisión, terminal y en ruta. Antes de la salida a vuelo, el operador debe utilizar el programa de predicción con el software para demostrar que no habrá cortes en la capacidad de navegar en la ruta especificada ya que el programa de predicción determina si la constelación GPS es lo suficientemente robusta para proporcionar una solución de navegación para la ruta. El RAIM de este GPS realiza un constante chequeo de todos los satélites que se siguen, y se asegura que la geometría de los satélites permita al receptor calcular una posición dentro de un límite especificado de 2 nm para ruta, 1 nm para terminal y 0.3 nm para aproximaciones de no precisión. Siempre estará disponible el 100% del tiempo de vuelo, pero en el caso que llegue a fallar aparecerá un mensaje que alerte al piloto que no está disponible, y si este caso se da durante una aproximación de no precisión se ejecutara el procedimiento de aproximación frustrada. 185

196 Figura 66. Página de Status de Satélite en el GNS 430 Fuente: Garmin GNS 430/430A Pliot s Guide and Reference. Con la función de predicción del RAIM, le permite al piloto conocer cuando el RAIM está disponible en determinada fecha y hora para una ubicación específica OPERACIÓN DEL GNS-430 PARA NAVEGACIÓN El GNS utiliza los algoritmos descritos anteriormente para asegurar la operación confiable del receptor GPS. El RAIM y el FDE son los dos algoritmos con los que trabaja el GPS. Iniciaremos con el RAIM: En la página de Utility del software de GPS aparece una opción Predicción RAIM. Esta predicción indica si la cobertura del GPS se encuentra disponible para la ubicación actual o un punto específico en una fecha y hora determinada. El RAIM realiza un chequeo para asegurarse que el equipo al que está instalado, en este caso el GNS 430 tendrá la geometría de los satélites adecuada durante el vuelo. La disponibilidad del RAIM está cerca del 100% para 186

197 vuelo en ruta y la fase terminal. Para aproximaciones de no precisión es necesaria una cobertura de los satélites mejor que con respecto a las otras fases, por requerimientos del TSO. El GNS 430 automáticamente monitorea el RAIM durante operaciones de aproximación y alerta al piloto si el RAIM no se encuentra disponible. En dado caso el sistema utiliza el receptor del VLOC del GNS 430 en vez de las aproximaciones almacenadas en la Jeppesen NavData Card. Esta predicción RAIM le ayuda al piloto a planear el vuelo para confirmar la operación del GPS durante una aproximación. En el caso en que la cobertura de los satélites sea insuficiente para iniciar el proceso del algoritmo RAIM, una indicación de INTEG es mostrada en la pantalla del GNS 430. Cuando esto ocurre, el receptor GPS continúa proporcionando información de navegación, pero no puede ser usado para guía de navegación principal. En este caso entra a operar el receptor del VLOC del GNS 430 o alguna otra fuente de navegación adecuada. Si la indicación de alerta aparece en la pantalla, la cobertura del GPS puede ser suficiente, pero el GNS 430 en ese caso ha detectado un error en la posición el cual excede los límites descritos anteriormente. En este caso toda la información de navegación GPS en el GNS 430 es deshabilitada, y nuevamente entra a operar el receptor del VLOC del GNS 430 o alguna otra fuente de navegación. El otro de las funciones es la de Detección y Exclusión de Fallas (FDE): Esta es incorporada en el GNS 430 con versiones de software del GPS 3.00 y superiores. El FDE no requiere interacción del piloto, pero para predecir la capacidad de la constelación GPS para proporcionar el servicio durante el vuelo es necesaria la acción del piloto antes del vuelo para la configuración de este. El FDE del GNS 430 consiste en dos partes distintas, la detección y la exclusión. La función de detección se refiere a la capacidad de detectar una falla de un 187

198 satélite el cual pueda afectar la navegación. Sobre la detección, la función de exclusión, excluye como su nombre lo dice, uno o más satélites y previene el uso de ellos durante la navegación. Esto permite al receptor GPS regresar al desempeño normal sin interrupciones de señal ni de navegación. El proceso es enteramente automatizado debido que nunca se requiere la acción del piloto durante el vuelo. En la página de estatus de los satélites en el GNS 430, el piloto puede ver la información relacionada a la operación del FDE. Para mejorar la seguridad, la funcionalidad del FDE es proporcionada para otras fases de vuelo tales como aproximaciones de no precisión, terminal y en ruta. Cuando existe una exclusión de un satélite, no se muestra un mensaje notificando al piloto la exclusión de éste, pero si se muestra un diagrama de los satélites trabajando para el GPS y los satélites que han sido excluidos por el FDE. Dentro de la página de estatus en el GPS GNS 430, son mostrados 3 valores: Estimación de Error de la Posición (EPE): Es una medida de la calidad de la geometría de los satélites y factores adicionales, expresada como el error en la posición horizontal en pies o metros. Dilución de la Posición (DOP): Es una medida de la calidad de la geometría de los satélites en la escala de 1 a 10, siendo 1 la mejor y 10 la peor). Nivel Horizontal de Incertidumbre: (HUL): Muestra un 99% de nivel de confianza de la posición del avión dentro de un circulo con un radio de valor mostrado ahí mismo en el HUL. Teniendo en cuenta lo anterior, cada satélite tiene 30 segundos de transmisión de datos los cuales deben ser recolectados antes de que el satélite pueda ser usado para la navegación. Una vez que el receptor GPS tiene determinada la posición 188

199 actual, el GNS 430 indica la posición, trayectoria, y ground speed en las demás páginas. El campo del estatus del receptor GPS también muestra los mensajes de Searching Sky, Acquiring Sat, 2D navigation, 3D Navigation, Poor Coverg, Rcvr Not Usbl, AutoLocate. La página de estatus del satélite también indica la exactitud de la posición de un punto, utilizando la estimación de error de la posición (EPE), la dilución de la precisión (DOP) y el nivel horizontal de incertidumbre (HUL). El DOP mide la calidad de la geometría del satélite, por ejemplo el número de satélites recibidos y donde estos están relacionados con los otros, es una escala de 1 a 10. El EPE utiliza el DOP y otros factores para calcular el error en la posición horizontal, en pies o metros. Cuando el DOP es mayor de 4.0, la exactitud de la posición del GPS ha sido degradada y el RAIM no está disponible. Un chequeo adicional utilizando otras fuentes de navegación es necesario para verificar la integridad de la posición del GPS. En resumen el GNS 430 para los efectos de la detección en el cambio de la seudo distancia efectúa una identificación de los satélites en vista. Cada uno de los satélites en vista envía al GNS 430 la información del código fase y del estatus de cada uno de los satélites. Este estatus es la integridad de cada satélite y la posibilidad de mantener la exactitud de la información de navegación de la posición para la aeronave. El satélite que se encuentre corrupto o no se encuentre disponible para proporcionar los datos de navegación será automáticamente excluido de la constelación de los satélites de navegación. Este chequeo se realiza constantemente cada 5 minutos durante todo el proceso de navegación. Igualmente, si existe algún error de navegación considerable, el satélite será igualmente excluido de la navegación. Mínimo el GNS 430 deberá trabajar con 5 satélites en vista de una constelación de 24 satélites. Posterior a la identificación de los 5 satélites como mínimo y la exclusión de los que no operan como es debido, el GNS 430 realiza un cálculo de 189

200 las posiciones de los satélites, basado en la información de las efemérides y la marca de tiempo, de acuerdo a la ecuación de GPS descrita anteriormente. El GNS 430 inicia el cálculo de la seudo distancia teniendo la posición de los satélites en vista y habiendo calculado su posición. Esta seudo distancia debe ser menor de 1000 metros. Cuando el valor supera los 1000 metros ya es considerado un error en la seudo distancia y cuando esto se da, uno de los 5 satélites en vista, está proporcionando una información errónea de su posición, y ahí vuelve a entrar a operar el Health Word Check, detectando la integridad de los satélites, encontrando el satélite defectuoso y excluyéndolo del algoritmo de navegación. Nuevamente debe ser buscado otro satélite que reemplace el que ha sido excluido hasta que su integridad sea verificada, y siempre se deben mantener mínimo 5 satélites en vista para la operación adecuada de la navegación RNAV. Cuando un satélite es encontrado como defectuoso o no apto para la navegación, los propulsores del satélite se activan para corregir su posición, y cuando este se ha estabilizado dentro de su nueva órbita, se le quita la marca de defectuoso y puede volver a hacer parte de los cálculos de navegación del GPS. La aeronave que contiene el GNS 430 debe volar a máximo 750 nudos y a aceleraciones de hasta 14.7 metros/segundo cada segundo, o 1.5 gravedades. Valores superiores a estos no permitirán que la determinación de la posición del GNS 430 sea efectuada. Estas señales del Health Word Check y de la seudo distancia, están incluidas dentro del código HOW, código que se transmite dentro de los dos primeros sub cuadros del mensaje de navegación. Este proceso se torna iterativo y repetitivo durante todo el proceso de navegación para el GNS 430, durante las fases de ruta, terminal y aproximaciones de no precisión. 190

201 4.3.2 Tipos de FMS en el mercado compatibles con RNAV Considerando los requerimientos necesarios para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia, serán descritos varios equipos FMS que cumplen con dichos ítems y tomando como ejemplo un solo equipo FMS para profundizar de porque puede ser adquirido para la implementación en rutas y procedimientos RNAV. Según el estudio que se ha realizado encontramos que el Honeywell FMZ-2000, está disponible en dos configuraciones: un equipo de navegación de standalone, el NZ-2000 o como un computador integrado de aviónica de Honeywell IC-800. Para tener más claro estas dos configuraciones encontramos que el NZ-200 es un ligero y pequeño ordenador que sirve para la navegación independiente, y está diseñado para contener toda la memoria y el poder de procesamiento para hacer funcionar el FMS. Una de las características de este ordenador es full operación dual, 3 FMS en modo de espera, full misión junto a VNAV, software actualizable, gráficos de tiempo, WASS actualizable. En cuanto al Honeywell IC-800 como se mencionó anteriormente es un computador integrado de aviónica donde este va a incluir un EFIS, piloto automático, Autothrottle, computador de fallas y alertas. 191

202 Figura 67. Honeywell FMZ-2000 Fuente: Honeywell (online) disponible en citado el 20 de Noviembre de Ambas configuraciones son compatibles con el Avionics Standard Comunication Bus (ASCB) y el ARINC 429. Además este sistema proporciona una base de datos de navegación en todo el mundo incluyendo salidas y llegadas SID/STAR, procedimientos de aproximación. Contiene entradas de múltiples sensores, incluyendo GPS, IRS, posicionamiento DME/DME. El sistema también incluye, algoritmos patentados por Honeywell, SmartPerf. La función SmartPerf permite al equipo de navegación conocer el desempeño de una aeronave específica, también proporciona cálculos de rendimiento de tiempo, altitud en todos los waypoints, combustible entre otros. Otras de las características de este equipo son: capacidad de almacenamiento para 255 rutas pre programadas, 100 waypoints para cada plan de vuelo, y navegación vertical en ascenso y descenso. Este sistema está aprobado según la AC ya que cumple con los requerimientos descritos donde el FMZ-2000 está aprobado para navegar GPS, tiene la capacidad de usar el escaneo DME/DME/IRU, contiene una base de datos 192

203 integrada, está aprobado para volar RNAV en SID/STAR/ODP, también está aprobado para volar en rutas RNAV Q. El FMZ-2000 cumple con los requisitos RNAV, y esta aprobado por la FAA como un medio principal de navegación, y cumple con los requisitos nombrados en la TSO C115b y la TSO C129a clase C1. Para un FMZ-2000 FMS debe contener los siguientes elementos para su funcionamiento: Honeywell Navigation Computer NZ-2000 Honeywell Control Display Unit CD-810, CD-815, CD- 820 Honeywell Configuration Module IM-803 Honeywell Data Loader DL-900 También se requiere al menos unos de los siguientes Heading and Reference Equipment. Honeywell LaserNav II MSU Honeywell Laseref Litton LTN-92 Honeywell AH-800 AHRS Litef LCR-92 AHRS Así mismo el NZ-2000 tendrá en cuenta uno de los siguientes GPS. Honeywell GPS con RAIM Honeywell GPS 193

204 Para el escaneo del DME en necesario utilizar el equipo DME 42/442 ya que va a contar con un escaneo de 3 estaciones DME al mismo tiempo, a proporcionar una posición actualizada de la aeronave, identifica la estación de forma automática y proporciona una confirmación directa. También son compatibles con el ARINC 429 o con el Commercial Standard Data Bus (CSDB). Sabiendo cuales son las características necesarias para que este aprobado por el AC90-100, los siguientes equipos FMS que de la misma manera cumplan con dichos requisitos son marca Honeywell, series FMZ-920, Epic FMS, Primus 2000, Primus 1000 yht

205 4.4 APÉNDICE Costos para implementación de RNAV Mercado Para este estudio de requerimientos técnicos para la implementación de rutas y procedimientos RNAV en Colombia se ha escogido una flota de aeronaves y una aerolínea especifica. En este caso vamos a utilizar la flota de aeronaves Fokker 50 de Avianca, dando así un conocimiento claro de esta implementación para este tipo de aeronaves con más trayectoria en el país, y con una aerolínea que actualmente es líder a nivel nacional con una gran experiencia en este medio y que avanza rápidamente. Encontraremos que sistema se va a utilizar, cuantas horas-hombre se necesitarían, si se requiere alguna modificación estructural en la cabina o en la aeronave, que documentos serían necesarios para la certificación, y su respectivo costo de esta implementación. 195

206 Análisis de Costos Para la instalación de GPS para las 10 aeronaves Fokker 50 de Avianca, se escogió: GARMIN GNS 530W Descripción Cantidad Costo Unitario US Total La configuración estándar incluye: 10 16, ,950 GNS 430W Basemap: Worldwide Land Jeppesen datacard TAWS/Terrain datacard Manual del piloto en Inglés Guía de referencia rápida. Arreglos Estructurales Descripción Cantidad Costo Unitario US Total No se necesitara cambios a la estructura. N/A N/A N/A 196

207 Personal Responsable Descripción Cantidad Costo Unitario US Total Es recomendable tener 7 personas para la instalación, a razón de trabajo de 8 horas diarias por 6 días, durante dos meses y medio, dado que la meta es instalar un GPS por semana Herramientas Generales Descripción Cantidad Costo Unitario US Total Se necesitarán herramientas en general por lo que se asumirá el valor global. Indefinido

208 Hangar Descripción Cantidad Costo Unitario US Total Se necesitará un hangar para realizar dicha instalación por 2 meses y medio, dado que cada aeronave se tardará una semana en la instalación del GPS El gran total de la incorporación de los equipos necesarios para navegación RNAV y su instalación es de $ US. 198

209 4.4.2 Formato de solicitud para aprobación RNAV Dado que la Aeronáutica Civil aún no ha implementado ni creado los formularios de inscripción para aprobación de navegación RNAV para los operadores, hemos creado un formulario, basándonos en formatos y especificaciones de otros países que ya cuentan con navegación RNAV y adaptándolo al ámbito colombiano. Este formulario, se encuentra en el Anexo B de este documento. 199

210 4.4.3 Proceso de Aprobación del Operador Se identificaron los requerimientos operacionales para operaciones tipo RNAV 1 y RNAV 2. Teniendo esto, se deben cumplir ciertos requerimientos de rendimiento, sin embargo el proceso de aprobación depende de las reglas de operación para una operación en particular. Después que el solicitante complete los pasos mostrados a continuación, la secretaría de seguridad aérea, evaluará la aprobación operacional RNAV mediante una enmienda o revisión a las especificaciones de operación de la empresa aérea, las cuales deberán ser aprobadas por la autoridad competente antes de efectuar operaciones RNAV. Para operaciones con RNAV 2 y RNAV 1, los requisitos de rendimiento mostrados en la circular colombiana CI deben cumplirse. Sin embargo, el proceso de aprobación depende de la aplicabilidad de las normas, para una operación en particular, establecidas en el caso colombiano en el RAC, Parte Cuarta Capítulo V ó Parte Cuarta Capítulo VI. La solicitud del operador se debe hacer de forma escrita donde se solicite la autorización para efectuar operaciones RNAV, y se debe adjuntar la siguiente documentación: 1. Documentación que demuestre la elegibilidad de la aeronave para operar bajo RNAV. 2. Manuales de mantenimiento para operaciones RNAV o la incorporación de las instrucciones de mantenimiento requeridas por la operación RNAV a un programa de mantenimiento aprobado de la empresa. 200

211 3. Procedimientos de operación para los sistemas de navegación a ser usados y el proceso de actualización periódica de la base de datos de navegación del operador. 4. Un plan de entrenamiento inicial y recurrente de la tripulación y el personal técnico basado en los procedimientos del operador. 5. Si la aeronave fue alterada para ser equipada RNAV, toda la documentación de soporte de conformidad con lo estipulado en las normas y en los procedimientos definidos por la autoridad, con propuestas de cambios al MEL por la inclusión de equipos. 6. Evaluación de los cambios a los programas de confiabilidad vigentes. En la documentación para realizar operaciones RNAV, se deben tener en cuenta los siguientes aspectos: En la elegibilidad de la aeronave se debe incluir una descripción del equipo de la aeronave. El operador debe tener una lista de configuración detallando los componentes pertinentes y el equipo a ser usado para RNAV 2/RNAV1. En cuanto a los documentos de aeronavegabilidad, la documentación relevante aceptable para la autoridad debe estar disponible para establecer que la aeronave está equipada con sistemas RNAV que cumplen los requisitos de RNAV 2 y RNAV 1. Los fabricantes evalúan sus sistemas con respecto a estos criterios con base en una lista actualizada de los equipos que cumplen y son aplicables. Con respecto a la documentación de entrenamiento, los operadores deben tener un programa de entrenamiento dirigido a prácticas operacionales, procedimientos e ítems de entrenamiento, por ejemplo entrenamiento inicial, actualización o recurrentes para la tripulación, despachadores o personal de mantenimiento, etc. No es necesario establecer programas de entrenamiento de RNAV, si estos ya están integrados al programa aprobado por la autoridad competente. Los manuales de operación y las listas de chequeo para operadores aéreos deben orientarse como una guía informativa en los procedimientos de operación 201

212 estándar. Los manuales apropiados deben contener instrucciones operacionales de navegación y procedimientos de contingencia según sea aplicable. Los manuales y listas de chequeo deben ser sometidos a revisión como parte del proceso de aprobación. En cuanto a las consideraciones de mantenimiento, cualquier revisión del MEL necesaria para las operaciones RNAV deberá ser aprobada. Si una aprobación operacional de RNAV es concedida sobre la base de un procedimiento operacional específico (Ej: RNAV 1, RNAV 2, RNP 4, etc), los operadores deben modificar el MEL para reflejar detalladamente el procedimiento afectado, o su equivalente, y especificar las condiciones de despacho requeridas. 202

213 4.5 APÉNDICE Estado de la Aviónica de las Aerolíneas Colombianas Se realizó un estudio con las principales aerolíneas colombianas, de los principales sistemas de navegación que poseen cada una de las aeronaves de estas aerolíneas, definiendo según los requerimientos RNAV, el cumplimiento de cada uno de estos sistemas de navegación frente a las fases RNAV que se buscan implementar. Los resultados están organizados de acuerdo a los criterios de aprobación enunciados en la circular informativa de la Aerocivil CI , apéndices del 1 al 4: 1. Sistemas de navegación de área (RNAV) usando el equipo GNSS integrado con el FMS. 2. Sistemas de navegación de área (RNAV) usando DME y el sistema inercial de referencia IRS. Los resultados son mostrados en la siguiente tabla: 203

214 Tabla 9. Aviónica en las Aeronaves de las Aerolíneas Colombianas Aerolínea Aeronave Flota Sistema 1 2 F Bendix F50 Rubidium NMS No No F Honeywell F70/100 FMS No Si Avianca MD CMC Electronics CMA-900 FMS Si Si A Honeywell Pegasus A320 family FMS Si Si B Honeywell Pegasus B757/767 family FMS Si Si B Honeywell Pegasus B757/767 family FMS Si Si A Honeywell Pegasus A330/A340 FMS Si Si Aerorepública Aerosucre MD-83 4 CMC Electronics CMA-900 FMS Si Si E Honeywell Primus Epic FMS Si Si B N/A - Navegación Convencional No No B N/A - Navegación Convencional No No L.A.S. B Universal UNS-1C Si No Aires Dash-8 13 Universal UNS-1C Si No B B family U10 FMS Si Si Tampa B Honeywell Pegasus B757/767 family FMS Si Si Easyfly J-41 4 Honeywell GNS-XLS FMS No Si Lanco B Honeywell Pegasus B757/767 family FMS Si Si Satena E Honeywell Primus Epic FMS Si Si E Universal UNS-1K Si No D Honeywell Primus 2000 FMS Si Si Arkas ATR-42 1 Universal UNS-1M Si No Cosmos B Universal UNS-1C Si No ADA Searca J-32 5 Honeywell KLN-900 No No DHC-6 3 Universal UNS-1M No No Let Honeywell KLN-90B No No B Universal UNS-1C Si No B Rockwell Collins FMS-3000 Si No 204

215 Se deben tener en cuenta las siguientes directrices de acuerdo con los resultados mostrados: 1. Para equipos usando el equipo GNSS integrado con el FMS (columna 1) el pseudorange step detection y el healthword checking son requeridos, pero este debe estar integrado con otras fuentes de navegación como DME/DME o con el sistema de referencia inercial IRS. Cabe anotar que en el caso de un mal funcionamiento de los equipos receptores RNAV (GNSS) o efectos derivados de los errores o falta de exactitud, integridad, disponibilidad y continuidad de las emisiones satelitales, la autoridad reguladora, en este caso la Aeronáutica Civil de Colombia, no se hace responsable por estos hechos, y en el caso que esto ocurriera se estaría incumpliendo la norma internacional para navegación RNAV es decir el documento 9613 de la OACI. 2. Para equipos aprobados en base a sistemas de navegación de área (RNAV) usando DME y el sistema inercial de referencia IRS, una Unidad de Referencia Inercial o Sistema de Referencia Inercial (IRU/IRS) que satisfaga los criterios enunciados en la norma FAR 121, Apéndice G debe ser utilizada y adicionalmente es indispensable el uso de un FMS. Dentro de los criterios enunciados en la normal FAR 121, Apéndice G, sobresalen los siguientes: Cada INS debe reunir los siguientes requerimientos de exactitud; para vuelos, de hasta 10 horas de duración, un error circular no mayor a 2 NM por hora en el 95% de vuelo es permitido; para vuelos, de hasta 10 horas de duración, una tolerancia de +/- 20 millas crosstrack y +/- 25 millas along-track en el 95% de vuelo es permitido; La información de rumbo debe mantenerse en una exactitud de +/- 1 y la desviación total del sistema no debe exceder los

216 Los resultados de la tabla mostrada anteriormente, nos muestran que de un total de 150 aeronaves de las principales aerolíneas colombianas, solo algunas están completamente equipadas para volar bajo espacios RNAV, y que algunas cumplen solo con algunas de las características, pero no lograrían certificarse del todo para volar bajo el método de RNAV. La siguiente figura, ilustra el porcentaje de ocupación del total de las empresas aéreas colombianas, por aerolínea: Figura 68. Porcentaje de Flota Colombiana según Aerolínea Lanco 1% Cosmos 1% Arkas 1% Tampa 3% Satena 9% Easyfly 3% ADA 5% Aires 10% LAS 5% Searca 9% Avianca 39% Aerosucre 4% Aerorepública 10% La siguiente figura muestra el porcentaje de ocupación por flota de aeronaves: 206

217 Figura 69. Porcentaje de Flota Colombiana según Aeronave ATR-42 1% E-170 1% D-328 4% J-41 3% J-32 3% E-145 3% B-737 3% DHC-6Let-410 2% 6% Dash-8 9% B-727 8% B % F-50 7% F % E-190 7% MD-83 11% A-330 3% B-200 1% A-320 4% B-757 4% B-767 8% Las figuras mostradas a continuación, demuestran de acuerdo con los parámetros de aprobación de los equipos de navegación principales, el porcentaje de aprobados, frente a los que no Figura 70. Aeronaves con equipo GNSS integrado con el FMS No 7% Si 93% 207

218 Figura 71. Aeronaves usando DME e IRS No 48% Si 52% Los anteriores resultados, nos demuestran que solo algunas aeronaves están en la completa capacidad de volar RNAV, debido a que los demás equipos únicamente cumplen algunas de las características mostradas, teniendo como resultado final que un 44% del total de aeronaves de las aerolíneas colombianas, se encuentran habilitadas y listas para volar bajo espacios aéreos RNAV, como lo muestra la siguiente figura: Figura 72. Aeronaves listas para volar RNAV No 56% Si 44% CONCLUSIONES 208

219 La navegación RNAV ha sido utilizada por varios países de Europa y Estados Unidos, y su mayor obstáculo en este momento, es en las aeronaves antiguas, las cuales no cuentan con los equipos necesarios para dicha navegación. Se realizó este estudio para determinar que equipos son utilizables para las aeronaves que no cuentan con los equipos necesarios para la navegación RNAV, cuales son los equipos apropiados para este método de navegación teniendo en cuenta que las aeronaves modernas ya cuentan con un sistema GPS incorporado, lo que ayuda a facilitar estos procedimientos. Se aclararon los conceptos de RNAV, RNP y PBN, teniendo en cuenta que el RNP cambio a partir de marzo de 2007 a PBN, cancelando el documento 9613 de la OACI, convirtiéndose en el Performance Based Navigation Manual, todo esto como fue explicado en el Marco Referencial de este documento. En este proyecto, se identificaron, se explicaron y se entendieron los funcionamientos de los equipos FMS y GPS, así como el método de navegación GPS, de acuerdo a los algoritmos que se analizaron y explicaron del pseudorange step detection, determinados en el apéndice 1 de este documento. Se determinó también, en el apéndice 2, el papel del filtro kalman y su algoritmo en el funcionamiento para la integración de señales de navegación en el FMS, al igual que se diferenciaron las salidas de señales filtradas y no filtradas por el filtro kalman, con ejemplos que demuestran el funcionamiento y la reducción de error que el filtro induce en una señal. Se identificaron los requerimientos técnicos para el cumplimiento de las regulaciones aeronáuticas necesarias para volar bajo el método de navegación RNAV. Se determinaron que clase de equipos GPS y FMS disponibles en el mercado son compatibles con la navegación RNAV, para la adecuación de estos a aeronaves que actualmente no cuentan con los equipos básicos para navegar bajo el sistema 209

220 RNAV, y el análisis de dos de estos a profundidad que demuestran el porqué cumplen con los requisitos expuestos anteriormente. En el apéndice 4, se identificaron cuales deben ser los pasos para lograr que un operador pueda lograr la aprobación ante la autoridad aeronáutica de sus equipos en el sistema RNAV, al igual que se diseñó el formato para solicitar esta aprobación. Se realizó un análisis de costos para un operador nacional lograr esta aprobación. Finalmente, en el apéndice 5, se identificó el estado de la aviónica a bordo de las aeronaves de las principales aerolíneas comerciales colombianas, de acuerdo a los criterios de aprobación expuestos en la circular informativa de la Aeronáutica Civil CI , y se mostró de manera porcentual la capacidad de estas aeronaves de integrarse bajo el sistema RNAV en Colombia, y cuál es el porcentaje de flota colombiana que se encuentra lista para operar bajo el sistema RNAV. Con esta implementación se crea un ahorro de tiempo en los trayectos de los vuelos, de acuerdo a una estructura RNAV utilizada, y por consiguiente un ahorro de dinero en cada aerolínea. Así mismo se logra una optimización del uso del espacio aéreo Colombiano, agregando más rutas y, manteniendo un margen de seguridad establecido. Se mejoran los procedimientos de llegada y salida normalizada, así como las rutas de los sistemas de navegación Colombianos, y también se mantendrá a Colombia a la vanguardia de la tecnología aeronáutica, acá aplicada a la navegación aérea. 210

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225 CIBERGRAFÍA EUROCONTROL Navigation disponible en citado el 5 de Septiembre de FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM disponible en citado el 9 de Abril de GARMIN disponible en citado el 15 de Noviembre de GPS explained disponible en citado el 8 de abril de GPS overview disponible en citado el 6 de marzo de HONEYWELL disponible en citado el 25 de Abril de INERTIAL REFERENCE SYSTEM disponible en citado el 20 de Noviembre de

226 SISTEMA DE POSICIONAMIENTO GLOBAL, Wikipedia disponible en citado el 16 de Noviembre de SALAZAR, Dagoberto. Conceptos RNP/RNAV disponible en citado el 4 de Septiembre de SISTEMA GPS. Posición y hora de GPS disponible en citado el 13 de Noviembre de

227 ANEXOS Anexo A Desarrollo en MATLAB del Filtro Kalman El programa demuestra con MATLAB, la implementación del filtro de Kalman A = [ , , , ] B = [ , , , ] G = B; C = [ , ] D = zeros(2); Planta = ss(a,[b G],C,0,-1); Q=0.5*eye(2) 217

228 R=0.2*eye(2) [kalmf, L, P, M, Z] = kalman(planta, Q, R); a1 = A; b1 = [B G 0*B]; c1 = [C; C]; d1 = [zeros(2,6); zeros(2,4) eye(2)]; P1 = ss(a1,b1,c1,d1,-1); sys = parallel(p1,kalmf,[1:2],[1:2],[],[]); ModeloSim = feedback(sys,eye(2),[7:8],[3:4],1); %retro positiva ModeloSim = ModeloSim([ ],[ ]) % Eliminar yv1 yv2 de E/S t = [0: 100]'; u = [sin(t/5) 2*cos(t/4)]; w = (sqrt(q)*randn(2,length(t)))'; v = (sqrt(r)*randn(2,length(t)))'; 218

229 [out,x] = lsim(modelosim,[w,v,u]); y = out(:,1:2); % respuesta verdadera ye = out(:,3:4); % respuesta filtrada yv = y + v; % respuesta medida subplot(2,1,1), plot(t,y(:,1),'-',t,ye(:,1),'-'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('salida 1') title('respuesta del filtro de Kalman') subplot(2,1,2), plot(t,y(:,1)-yv(:,1),'-',t,y(:,1)-ye(:,1),'--'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('error 1') subplot(2,1,1), plot(t,y(:,2),'-',t,ye(:,2),'-'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('salida 2') title('respuesta del filtro de Kalman') subplot(2,1,2), plot(t,y(:,2)-yv(:,2),'-',t,y(:,2)-ye(:,2),'--'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('error 2') ErrMed = y - yv; CovErrMed = sum(errmed.*errmed)/length(errmed) ErrEst = y - ye; 219

230 CovErrEst = sum(errest.*errest)/length(errest) sys = ss(a,b,c,d,-1); y = lsim(sys,u+w); % w = ruido del proceso yv = y + v; % v = ruido de la medición P = 10*G*Q*G'; % covariancia inicial del error x = zeros(4,1); % condición inicial del estado ye = zeros(length(t),2); ycov = zeros(length(t),2); for i=1:length(t) Mn = P*C'/(C*P*C'+ R); x = x + Mn*(yv(i,:)' - C*x); % x[k k] P = (eye(4)-mn*c)*p; % P[k k] ye(i,:) = (C*x)'; errcov(i,:,:) = (C*P*C')'; x = A*x + B*u(i,:)'; % x[k+1 k] P = A*P*A' + G*Q*G'; % P[k+1 k] end 220

231 subplot(2,1,1), plot(t,y(:,1),'-',t,ye(:,1),'--'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('salida 1') title('respuesta con el filtro variante de Kalman') subplot(2,1,2), plot(t,y(:,1)-yv(:,1),'-',t,y(:,1)-ye(:,1),'--'), xlabel('no. de muestreos'), ylabel('error 1') subplot(2,1,1) plot(t, [errcov(:,1,1) errcov(:,2,2)]), ylabel('error Covar'), ErrMed = y - yv; CovErrMed = sum(errmed.*errmed)/length(errmed) ErrEst = y - ye; CovErrEst = sum(errest.*errest)/length(errest) M, Mn 221

232 Anexo B Solicitud para Aprobación RNAV SOLICITUD PARA APROBACIÓN RNAV APLICACIÓN Operaciones RNP-4 / RNP-10 de acuerdo con el Documento ICAO 7030/4 y la Orden FAA A. GENERALIDADES Operador: Departamento de Operaciones de Vuelo: Departamento de Entrenamiento: Departamento de Mantenimiento: de contacto: Fabricante tipo de Aeronave: Matrícula(s): ALCANCE Operaciones RNAV Solicitud Inicial Solicitud Adicional Operaciones RNAV IFR en ruta (RNP 5) Operaciones RNAV terminal (RNP 1) Operaciones de aproximación RNAV/GPS (RNP 0,3) Operaciones de Area RNP 4 Operaciones de Area RNP 10 AERONAVEGABILIDAD 222