ES2216925T3 - Sistema actuador para funciones y controles aeroespaciales. - Google Patents

Abstract

Un sistema de accionamiento para uso en un sistema de control de un avión que cuenta con una superficie de control de vuelo, que comprende: - medios de control (12) que actúan en respuesta a una entrada para generar una señal de control, y caracterizados por la combinación de: - un accionador eléctrico (20) que responde a la señal de control, cuyo accionador eléctrico comprende un motor eléctrico lineal dispuesto para accionar la superficie de control; y - medios (24; 124) para la ayuda aerodinámica al motor eléctrico lineal en el accionamiento de la superficie de control, para reducir así la carga sobre dicho motor eléctrico lineal durante el uso.

Description

Sistema actuador para funciones y controles aeroespaciales.

La presente invención se refiere a sistemas de accionamiento para controles aeroespaciales y otras funciones aeroespaciales. En particular, la invención se refiere a un sistema de accionamiento para accionar las superficies de control aerodinámico de un avión, tales como los alerones, los flaps y slats (aletas y aletillas de hipersustentación) del borde anterior y del borde posterior del ala, es decir, los flaperones, los elevadores, los reductores de sustentación, y el timón de dirección. El sistema de accionamiento de la presente invención puede ser empleado también para controlar, en general, los frenos neumáticos, el gancho de detención, la sonda de reabastecimiento de combustible en vuelo, los bastidores o plataformas del tren de aterrizaje, y las puertas y cerraduras.

Son bien conocidos los sistemas de accionamiento para accionar superficies de control del avión y efectuar otras funciones aeroespaciales. Inicialmente, dicho sistemas eran en forma de articulaciones mecánicas y disposiciones de palanca, accionados manualmente por medio de una columna de control o barra del timón, mediante lo cual el piloto podía ajustar directamente, por ejemplo, la deflexión de las superficies de control aerodinámico.

Después, a medida que aumentaba el tamaño y velocidad de los aviones, se requería una fuerza adicional para accionar las superficies de control aerodinámico, lo que dio lugar a varios desarrollos.

El primero de éstos requería el montaje de dispositivos conocidos como aletas compensadoras de control sobre las propias superficies de control aerodinámico. Dichas aletas tenían la forma de pequeñas superficies de control auxiliares accionadas por el piloto y dispuestas para generar automáticamente durante el uso una fuerza aerodinámica diseñada para ayudar al movimiento de la superficie de control principal en la forma deseada. De este modo, dichas aletas de control servían para amplificar aerodinámicamente el esfuerzo del piloto para su aplicación a la superficie de control principal, o servían para reducir la resistencia al movimiento de dicha superficie de control principal en situación o aviones en las que el accionamiento directo por el piloto no fuese posible de otro modo.

Había, no obstante, un cierto número de desventajas en el uso de las aletas de control, siendo las más significativas los riesgos potenciales de la vibración a frecuencias resonantes, y los problemas potenciales de onda de choque a velocidades del avión próximas a condiciones sónicas. La vibración surge de la in-
teracción estructural entre el fuselaje del avión y la superficie de control, de lo que resulta un movimiento oscilatorio relativo entre ellos, que aumenta mucho a medida que se aproximan a frecuencias resonantes.

En consecuencia, se desarrollaron sistemas de accionamiento alternativos para permitir que el piloto moviese las superficies de control, que consistían en sistemas de control asistidos o sistemas de control de accionamiento mecánico. En ambos casos, la energía era proporcionada por accionadores mecánicos, que comprendían bombas accionadas desde el motor o motores principales del avión, o gatos hidráulicos o disposiciones de cilindro y pistón conectados mediante conductos de fluido a las bombas correspondientes. En un sistema de control asistido, el piloto emplea aún una columna de control o barra del timón para el accionamiento de la superficie de control, y los gatos hidráulicos están dispuestos de tal modo que ayuden en los esfuerzos de aquél. En los sistemas de control de accionamiento mecánico, el piloto actúa simplemente sobre válvulas y conmutadores, para accionar los gatos hidráulicos, los cuales actúan sobre las superficies de control.

Los accionadores hidráulicos empleados en dichos sistemas de control asistidos y accionados mecánicamente son capaces de producir fuerzas altas, y los necesarios momentos de charnela para desviar las superficies de control pueden ser generados fácilmente con requerimientos de espacio relativamente pequeños. Sin embargo, los sistemas hidráulicos son propicios a fugas y desgastes, y asegurar que permanezcan en todo momento en condiciones de trabajo satisfactorias requiere un alto nivel de mantenimiento.

Esto ha conducido a intentos para producir sistemas de actuación accionados eléctricamente. Un cierto número de propuestas ha sido puesto en práctica, que son empleadas en aplicaciones limitadas, pero hasta ahora no se han producido sistemas de actuación accionados eléctricamente que sean satisfactorios.

Una disposición eléctrica existente en la actualidad se caracteriza por un accionador electrohidráulico, que comprende una fuente de energía eléctrica accionada desde el motor o motores de propulsión principales del avión, y un accionador hidráulico dispuesto para ser accionado por la fuente de energía eléctrica, para desviar las superficies de control. Este sistema padece todas las desventajas de los sistemas de accionamiento hidráulico conocidos, junto con los problemas adicionales de que la fuente de energía tiene una masa alta, es de producción costosa, y requiere una cuantía sustancial de espacio en el avión.

En un artículo de Ken Thomson titulado "El control eléctrico en aeroplanos grandes", publicado en las actas del IEE (Instituto de Ingenieros Eléctricos) de la 987 NATIONAL AEROSPACE AND ELECTRONICS CONFERENCE (NAECON) DE 1987, vol. 2, 18 al 22 de Mayo de 1987, págs. 595 a 601, XP002141645 Dayton, USA., se describe otra disposición electrohidráulica en la que un accionador hidráulico primario para la superficie de control principal del avión está reforzado por un accionador eléctrico convencional secundario.

Otra disposición eléctrica disponible en la actualidad se caracteriza por un motor eléctrico convencional accionado desde el motor o motores de propulsión principales del avión, junto con una caja de engranajes/tornillo de bolas y una articulación mecánica, para proporcionar la fuerza requerida y la carrera para el accionamiento de las superficies de control. Dichas disposiciones presentan problemas de desgaste y tendencia al acuñamiento, lo que constituye una desventaja significativa habida cuenta de los requerimientos de seguridad en el vuelo de un avión.

El documento US-2568719 describe un piloto automático para un avión que tiene una superficie de control principal y una superficie de control auxiliar o aleta compensadora clásica, accionadas por un sistema servoeléctrico. De acuerdo con esta patente, se dispone de un primer motor eléctrico para el accionamiento de la primera superficie de control principal, y de un segundo motor eléctrico menor para el accionamiento de la aleta compensadora.

Otros sistemas de accionamiento se describen en los documentos EP-A-0807573 y US-A-5224667.

Otra dificultad en el empleo de sistemas de accionamiento eléctricos para superficies de control de un avión, corresponde a la disipación del calor, en particular en cuanto a dispositivos de carga alta y de ciclo de trabajo intenso, en especial en las clases que han de trabajar en un medio ambiental en las que se requiere que funcionen muchos de los accionadores. Por ejemplo, los accionadores de flaperones de un reactor rápido estarán situados típicamente en una ala sin acondicionar, en la que la temperatura ambiental es del orden de 90ºC. En los accionadores hidráulicos, el aceite empleado para su accionamiento puede ser utilizado también con fines refrigerantes, y la misma canalización puede servir para ambas funciones. La mayor parte del calor generado es retirado así por el fluido hidráulico en circulación, y es enfriado simplemente por medio de un enfriador de aceite adicional enfriado por el combustible. Por el contrario, un accionador eléctrico requiere un sistema de enfriamiento separado, que incluye tuberías y fluido enfriador separados, así como un refrigerador, todo lo cual se añade al volumen del sistema de accionamien-
to.

Los esfuerzos actuales para introducir sistemas de accionamiento eléctrico de superficies de control de aviones, se han basado en gran parte simplemente en el reemplazo de los accionadores hidráulicos existentes por accionadores eléctricos. Sin embargo y como antes se ha dicho, esto conduce a un nuevo conjunto de problemas. Para un ciclo de trabajo y energía similar, un cambio del accionamiento hidráulico al eléctrico da por resultado lo siguiente:

- Aumento significativo de los problemas de refrigeración del accionador.

- Aumento en los requerimientos de espacio.

- Aumento de la masa del accionador.

- Aumento del coste del accionador.

Otro problema se refiere a los requerimientos de energía para los accionadores eléctricos propuestos y disponibles en la actualidad. Un accionador como los citados, cuando es empleado para accionar los flaperones de un reactor rápido moderno, requiere típicamente un suministro de energía del orden de 270 voltios de CC, con corrientes de pico de entre 100 y 150 amperios. Esto presenta un riesgo significativo en cuanto a la seguridad, en aplicaciones de aviones de pasajeros.

Un objetivo de la presente invención es proporcionar un sistema de accionamiento que evite los problemas expuestos.

Es también un objeto de la presente invención proporcionar un sistema de accionamiento que emplee un accionador eléctrico que sea compacto y fiable, y cuyos requerimientos de enfriamiento y de consumo de energía se reduzcan.

De acuerdo con la presente invención, se proporciona un sistema de accionamiento para uso en un sistema de control de un avión que cuente con una superficie de control de vuelo, que comprende: medios de control accionables en respuesta a una entrada para generar una señal de control, y caracterizado por la combinación de: un accionador eléctrico que responde a la señal de control, cuyo accionador eléctrico comprende un motor eléctrico lineal dispuesto para accionar la superficie de control, y medios para ayudar aerodinámicamente al motor eléctrico lineal en el accionamiento de la superficie de control, con lo que se reduce así la carga sobre el motor eléctrico lineal en uso.

En una forma preferida de la invención que se describe seguidamente, los medios para ayudar aerodinámicamente al accionador eléctrico comprenden una aleta de control incorporada a, o montada sobre la superficie de control.

Como se ha descrito, el motor eléctrico lineal puede estar montado dentro del fuselaje del avión, es decir, dentro de dicho fuselaje o de un ala, o puede estar montado en la propia aleta de control. El motor eléctrico lineal puede estar dispuesto para desviar la aleta de control directamente, o por medio de un mecanismo articulado, o puede estar dispuesto para desviar las servoaletas montadas sobre la aleta de control, de nuevo ya sea directamente o a través de un mecanismo articulado.

Ventajosamente, los medios de control están dispuestos para recibir señales de realimentación, relativas por ejemplo a la posición de la superficie de control y la aceleración, para generar una señal de control apropiada para el control de la aceleración de aleta. Dichas señales de realimentación pueden representar también la posición de recorrido del motor eléctrico lineal.

La presente invención combina las ventajas de un accionador eléctrico con alimentación de energía relativamente baja, con amplificación aerodinámica de, o reducción aerodinámica en la resistencia a la fuerza requerida para accionar la superficie de control del avión u otro aparato.

Potencialmente, esto puede permitir una reducción significativa en la masa y tamaño del accionador, así como en los requerimientos de refrigeración y de consumo de energía.

La tecnología del motor eléctrico lineal ofrece simplicidad, bajo desgaste, bajo mantenimiento y alta precisión. En particular, los motores eléctricos lineales son capaces de largas carreras, tiempos de respuesta rápidos, y alto grado de precisión en la posición, en comparación con los accionadores de avión existentes. Aunque las fuerzas de salida que se consiguen en comparación con las técnicas de actuación conocidas, son relativamente bajas, esto se compensa mediante el uso de la amplificación aerodinámica u otra ayuda aerodinámica, por ejemplo en forma de aletas de control.

Seguidamente se describe la presente invención, a título de ejemplo, y con referencia a los dibujos que se acompañan, en los que:

- la fig. 1 es un esquema de una primera realización de un sistema de accionamiento de acuerdo con la presente invención;

- la fig. 2 es un esquema de una segunda realización de un sistema de accionamiento; y

- la fig. 3 es un esquema de una tercera realización del sistema de accionamiento.

Con referencia inicialmente a la fig. 1, en ella se muestra un sistema de accionamiento 10 de acuerdo con la presente invención, para accionar una superficie de control de un avión, tal como los alerones, los flaps y slats del borde anterior y del borde posterior del ala, o flaperones, los elevadores, los reductores de sustentación, o el timón de dirección. En el caso presente, la superficie de control es un alerón o un flaperón.

Como se muestra, el sistema de accionamiento 10 comprende un controlador 12, que puede ser una parte del ordenador de control de vuelo o una parte de otro sistema del avión. El controlador 12 está situado dentro del fuselaje del avión, para el accionamiento de una superficie de control 14 unida por un pivote principal 16 a un ala 18 del avión. Dicho pivote 16 está situado apropiadamente con relación a la superficie de control 14, para proporcionar un montaje equilibrado a la superficie 14.

El controlador 12 está conectado a un accionador eléctrico 20 en forma de motor eléctrico lineal, en el que el árbol y la armadura comprenden un deslizador o carrillo móvil que discurre sobre un entrehierro encima de un estator plano. El accionador eléctrico 20 está conectado por medio de un mecanismo articulado 22 a una aleta de control 24 montada pivotablemente mediante una bisagra 26 a la superficie de control 14.

El controlador 12 está dispuesto para recibir una señal de entrada procedente del piloto, cuya señal tiene forma de una demanda de posición que proporciona un instrucción para la detección de la superficie de control 14 en una nueva posición. En respuesta a dicha entrada, el controlador 12 está dispuesto para generar una correspondiente señal de control de posición, para activar el accionador eléctrico 20. El controlador 12 está dispuesto también para recibir como señales de entrada, señales de realimentación que indican el movimiento de la superficie de control 14 y de la aleta de control 24, para generar una señal de control de vibración, como se describe más adelante. Más particularmente, un sensor de posición 28 montado entre el ala 18 del avión y la superficie de control 14, está dispuesto para suministrar señales al controlador 12, que representan la posición actual de dicha superficie de control 14, y los acelerómetros 30, 32 montados sobre la superficie de control 14 y la aleta de control 24 respectivamente, están dispuestos para suministrar al controlador 12 señales que representan la aceleración actual de la superficie de control 14 y de la aleta de control 24. Finalmente, un sensor de posición adicional (no mostrado) dentro del accionador eléctrico 20, está dispuesto para suministrar al controlador 12 una señal que representa la posición del recorrido lineal del accionador eléctrico 20. Los sensores de posición y los acelerómetros aquí empleados son todos de un tipo conocido en general como transformadores diferenciales variables rotatorios o lineales. No obstante, en su lugar pueden ser utilizados potenciómetros o dispositivos de efecto Hall.

El funcionamiento del sistema accionador es como sigue: a la recepción de una señal de entrada procedente del piloto, el controlador 12 comprueba las señales de posición y aceleración procedentes del sensor de posición 28, los acelerómetros 30, 32, y el sensor de posición dentro del accionador eléctrico 20, y genera una señal de control de posición que representa una nueva posición en la carrera del accionador eléctrico 20. Dicho accionador eléctrico 20 responde, lo que hace que el mecanismo articulado 22 ajuste la posición de la aleta de control 24. Dicha aleta de control 24 se mueve así a una nueva posición en la que las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la aleta de control 24 generan la correspondiente fuerza de ajuste aerodinámico, que actúa sobre la superficie de control 14.

Se apreciará que el efecto combinado de la fuerza aplicada por el accionador eléctrico 20, y la fuerza aerodinámica aplicada por la aleta controlada 24, sirven juntas para generar una fuerza suficiente para desviar la superficie de control 14, incluso en un avión de pasajeros o un avión reactor de alta velocidad. Dicho en otros términos, la aleta de control 12 sirve en su uso como un amplificador aerodinámico de la fuerza suministrada por el accionador eléctrico 20, para asegurar que es generado un momento suficiente sobre la superficie de control 14, para desviarla sobre su bisagra 16 en la cuantía requerida. En consecuencia, puede ser empleado un accionador eléctrico 20 que tenga una salida relativamente baja, lo que reduce así la masa del accionador, sus requerimientos de espacio, sus necesidades de refrigeración, y su consumo de energía.

Al aumentar las velocidades del avión, y en particular al aproximarse a velocidades sónicas, el ala 18 de dicho avión, la superficie de control 14, y la aleta de control 24, pueden ser sometidas a ondas de choque. En algunas velocidades en las que la frecuencia resonante de la superficie de control se aproxima a la frecuencia de excitación aerodinámica, puede producirse también la vibración de dicha superficie de control. Para contrarrestar estos efectos se han adoptado dos acciones en el presente sistema de accionamiento 10:

La primera es que la rigidez de la superficie de control 14, incluida también la rigidez de la fijación de dicha superficie de control 14 al ala 18, son hechas tan altas como resulta posible. De igual modo, la rigidez de la aleta de control 24 y su fijación a la superficie de control 14, así como la impedancia del accionador, se hacen tal altas como es posible. Con esto se obtiene el efecto de asegurar que las condiciones en las que se produce la resonancia surgen sólo a velocidades por encima del margen normal de ellas en el avión, de modo que la vibración de la superficie de control se reduce al mínimo.

La segunda es que la vibración de la superficie de control es detectada por medio de los acelerómetros 30 y 32, y es compensada activamente por medio del controlador 12. Dicho controlador 12 está dispuesto para controlar continuamente las salidas procedentes de los acelerómetros 30, 32, y para generar una salida de control de vibración de acuerdo con el accionador eléctrico 20, para la supresión de dicha vibración.

Mediante el empleo de un accionador eléctrico 20 en forma de motor eléctrico lineal, dicho accionador 20 tendrá una anchura de banda suficientemente alta/ancha y un alto rendimiento, para poder responder a dichas señales de control de la vibración procedentes del controlador 12, con objeto de conseguir un ajuste activo y supresión de la oscilación de la superficie de control. Si es necesario, para aumentar la anchura de banda del accionador eléctrico 20, una pluralidad de motores eléctricos lineales pueden ser conectados en paralelo a la aleta de control 24. Esto ofrece la ventaja adicional de proporcionar redundancia a los fallos y una regulación de la seguridad mejorada. Alternativamente, puede ser empleado un motor eléctrico lineal multicanal en lugar de aumentar la anchura de banda.

Pasando ahora a la fig. 2, en ella se muestra un sistema accionador mejorado 100 que trabaja sobre un principio similar al del sistema accionador 10 mostrado en la fig. 1. Las partes similares se indican con las mismas referencias numéricas. Sólo se describirán las diferencias en el diseño y en el funcionamiento.

El sistema accionador 100 comprende un controlador 12 como el anterior para accionar una superficie de control 14 montada sobre un ala 18 de un avión. La superficie de control 14 y su montaje sobre el ala 18 son idénticas a la disposición mostrada en la fig. 1, aunque algunos de los detalles han sido omitidos en la fig. 2.

En el caso presente, la aleta de control 24 es reemplazada por una aleta de control 124, montada sobre la superficie de control 14 por medio de una bisagra 126. Dicha aleta de control 124 es una aleta compuesta, que comprende una aleta principal 128 y un par de servoaletas 130 conectadas abisagradamente a las superficies superior e inferior de la aleta principal 128.

Otra modificación es que el accionador eléctrico 20 y el mecanismo articulado 22 están ahora alojados dentro de la aleta principal 128 de la aleta de control 124, en vez de estar dentro del fuselaje del avión, y el mecanismo articulado 22 está conectado a las servoaletas 130.

El funcionamiento del sistema accionador 100 es similar al del sistema accionador 10, excepto en que el accionador 20 y el mecanismo articulado 22 están dispuestos para desviar las servoaletas 130, en vez de la aleta de control 124 como un todo. Dicha desviación genera así una fuerza aerodinámica para desviar la aleta de control principal 128, y en consecuencia la superficie de control 14.

La supresión activa de la vibración se logra del mismo modo que en el sistema accionador 10, mediante el empleo de las señales procedentes de los acelerómetros 30, 32, y la generación de una salida compensatoria apropiada procedente del controlador 12.

En la fig. 3 se muestra otra modificación de la invención, que ilustra un sistema accionador 200 que trabaja según un principio similar al del sistema accionador 10 mostrado en la fig. 1, y al del sistema accionador 100 mostrado en la fig. 2. Las mismas partes se designan con iguales referencias numéricas, y sólo se describirán las diferencias.

El sistema accionador 200 comprende de nuevo un controlador 12 para accionar una superficie de control 14, y una aleta compuesta 124 está montada sobre la superficie de control 14 por medio de la bisagra 126. Como en el caso de la realización de la fig. 2, la aleta compuesta 124 comprende una aleta de control principal 128 y un par de servoaletas 130 abisagradas sobre las superficies superior e inferior de la aleta de control principal 128.

En la realización de la fig. 3, el accionador eléctrico 29 está montado también dentro de la aleta compuesta 124, pero en este caso, el mecanismo articulado 22 es omitido del todo. En su lugar, el accionador eléctrico 20 está dispuesto para accionar las servoaletas 130 directamente, con la finalidad de generar una fuerza aerodinámica que desvíe, primero la aleta de control principal 128, y subsiguientemente la superficie de control 14.

En otros aspectos, incluida la disposición de la supresión activa de la vibración, el sistema accionador 200 trabaja de modo idéntico al sistema accionador 100 de la fig. 2.

Dentro del alcance de la invención son posibles varias modificaciones. Por ejemplo, los sistemas accionadores descritos pueden ser empleados para accionar otras superficies de control del avión distintas a las descritas, o incluso otras funciones del avión, incluido el funcionamiento de aparatos de dicho avión tales como los bastidores o plataformas del tren de aterrizaje.

Cuando se emplean para accionar superficies de control del avión, el sistema accionador puede comprender formas alternativas de aleta de control, por ejemplo, una aleta de control que sea parte integral de dicha superficie de control y que resulte efectiva debido a que la superficie de control cuente con un pivote principal desplazado. Medios alternativos distintos a una aleta de control pueden ser empleados también para la amplificación aerodinámica de la salida del accionador eléctrico lineal.

Todas las realizaciones descritas se caracterizan por un accionador eléctrico lineal dispuesto para accionar las aletas de control o servoaletas. No obstante, por razones de redundancia o seguridad, el mismo accionador eléctrico lineal u otro adicional, pueden ser empleados también para accionar la propia superficie de control.

Otra posibilidad es que el accionador eléctrico lineal descrito actúe sobre la superficie de control directamente, mientras que un mecanismo entre la superficie de control y la aleta de control acciona ésta.

La presente invención ofrece un avance significativo en el control de un avión, en términos de flexibilidad, fiabilidad, y rendimiento. La necesidad de mantenimiento se reduce probablemente de modo significativo, en comparación con los accionadores hidráulicos conocidos, y está previsto que los costes de producción y funcionamiento resulten altamente ventajosos.

Claims (11)

1. Un sistema de accionamiento para uso en un sistema de control de un avión que cuenta con una superficie de control de vuelo, que comprende:

- medios de control (12) que actúan en respuesta a una entrada para generar una señal de control, y caracterizados por la combinación de:

- un accionador eléctrico (20) que responde a la señal de control, cuyo accionador eléctrico comprende un motor eléctrico lineal dispuesto para accionar la superficie de control; y

- medios (24; 124) para la ayuda aerodinámica al motor eléctrico lineal en el accionamiento de la superficie de control, para reducir así la carga sobre dicho motor eléctrico lineal durante el uso.

2. Un sistema de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque los medios de ayuda aerodinámica comprenden una aleta de control que forma una parte de la superficie de control, y se obtienen mediante el montaje de la superficie de control sobre una sección asociada del avión por medio de una bisagra desplazada.

3. Un sistema de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque los medios de ayuda aerodinámica comprenden una aleta de control (24; 124) montada sobre la superficie de control.

4. Un sistema de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 3, caracterizado porque la aleta de control comprende una aleta de control compuesta (124) que tiene una aleta principal (128) conectada por medio de una bisagra (126) a la superficie de control, y una o más servoaletas (130) conectadas pivotablemente a la aleta principal.

5. Un sistema de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 4, caracterizado porque el accionador eléctrico está conectado a la aleta de control para accionar la superficie de control.

6. Un sistema de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 5, caracterizado porque el, u otro accionador eléctrico, está conectado a la superficie de control para el accionamiento de ésta.

7. Un sistema de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 6, caracterizado porque el motor eléctrico lineal está montado dentro de la aleta de control.

8. Un sistema de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 7, caracterizado además por unos medios de realimentación (28, 30, 32) para generar unas señales que representan la posición de accionamiento en ese momento, o condición de la superficie de control, para proporcionar una entrada a los medios de control.

9. Un sistema de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 8, caracterizado porque los medios de realimentación comprenden un sensor de posición (28) asociado a la superficie de control, y/o un acelerómetro (30, 32) asociado a una, al menos, de la superficie de control y la aleta de control.

10. Un sistema de accionamiento de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 9, caracterizado además por unos medios (12, 30, 32) para suprimir la oscilación de la superficie de control, cuyos medios de supresión de la oscilación comprenden medios para generar señales que representan el movimiento de dicha superficie de control.

11. Un avión que incluye un sistema de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes.