humedad, por citar las más relevan-tes).
12
El estándar MIL-STD-810H Test
Method Standard 3 define secuen-cias
de estrés ambiental, con dura-ción
y niveles de ciclos de vida, que
el equipo puede soportar mediante
la creación de métodos de prueba en
sala que reproducen los efectos del
medio ambiente. Adicionalmente, se
realizan pruebas EMI/EMC (Electro-magnetic
Interference/Electromagne-tic
Compatibility) a fin de garantizar
que no hay efectos de acoplamiento
electromagnético entre el equipo ya
montado y el avión, pudiendo ser de
aplicación la norma MIL-STD-461G
Requirements for the Control of Elec-tromagnetic
Interference Characteris-tics
of Subsystems and Equipment 4,
la cual proporciona procedimientos
de prueba a nivel de componente
mientras que la MIL-STD-464D Elec-tromagnetic
Environmental Effects
Requirements for Systems 5 lo hace
a nivel de sistemas completos y pla-taformas.
La integración estructural y aerodiná-mica
busca conocer cómo el nuevo
pod afecta a las actuaciones y cua-lidades
de vuelo de la plataforma,
delimitando las maniobras y límites
de cargas dentro de una envolvente
segura, previniendo la aparición de
efectos aeroelásticos indeseados
que degraden las características de
estabilidad y control de la aeronave.
Se pueden emplear diversos ensayos
para apoyar el proceso, como suelta
en foso, pruebas estáticas, GVT
(Ground Vibration Test),
seguimiento
de cargas en vuelo, vuelos de fla-meo
y dinámica estructural o lanza-mientos
en puntos característicos
de la envolvente, entre otros. Para
ello, puede tenerse en cuenta prin-cipalmente,
entre otra documenta-ción
técnica existente, el estándar
MIL-STD-1797B Flying Qualities of
Piloted Aircraft 6 (el cual incluye la
mayoría de los requerimientos de la
MIL-F8785 Flying Qualities of Pilo-ted
Airplanes) para determinar las
características de estabilidad y con-trol
del avión, mientras que la norma
MIL-A-8861B Aircraft Strength and
Rigidity Flight Loads 7 dictamina
las maniobras y límites de aplica-ción
de cargas. El flameo y dinámica
también
se realizan ensayos de inte-ración
software, a nivel de subsis-ema,
g
t
de todo el sistema en conjunto
y
de no regresión. Estos últimos ase-uran
g
n
f
e
l
S
A
P
t
d
y
p
S
t
e
y
que la modificación introducida
o añade efectos desfavorables a las
uncionalidades no alteradas. Para
fectuar este análisis puede aplicarse
a norma MIL-STD-8591H Airborne
tores, Suspension Equipment and
ircraft-Store Interface (Carriage
hase) 10, que proporciona requisi-os
para el diseño, análisis y prueba
el nuevo equipo o carga a instalar
el interfaz de la aeronave. Por otra
arte, la MIL-STD-1760E Aircraft/
tore Electrical Interconnection Sys-em
11 define las características
léctricas de las señales de audio
video en el interfaz, así como la
asignación de conectores y pines
de todas las señales utilizadas. La
MIL-STD-1760E trabaja con cinco
grandes grupos de señales:
– MIL-STD-704F Aircraft Electrical
Power Characteristics 12 que
define un interfaz de potencia es-tandarizado
entre una aeronave y
sus equipos y cargas, definiendo
voltaje, frecuencia, fase, factor de
potencia, corriente máxima, ruido
eléctrico, sobretensión y subten-sión,
tanto para sistemas de co-rriente
alterna como de corriente
continua.
– MIL-STD-1553C Digital Time Divi-sion
Command/Response Multiplex