ES2254890T3 - Procedimiento y sistema de mando de un timon de aeronave. - Google Patents
Procedimiento y sistema de mando de un timon de aeronave.Info
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Abstract
Procedimiento de mando de un timón (2) de una aeronave (3), el cual está montado sobre un elemento estabilizador (4) de dicha aeronave (3), comportando dicho timón (2) al menos dos elementos de timón accionables (14, 15, 16), estando cada uno de dichos elementos de timón (14, 15, 16) montado rotativo alrededor de un eje (Z-Z) para poder tomar cualquier ángulo de desviación dentro de un margen de desplazamientos, según un mando, y siendo dichos elementos de timón (14, 15, 16) susceptibles de ser accionados de modo diferenciado, caracterizado porque, para al menos una fase de vuelo particular de la aeronave (3), se acciona en prioridad un primero de dichos elementos de timón (14, 15, 16) que genere un esfuerzo en dicho elemento estabilizador (4) que sea más reducido que el esfuerzo generado por el segundo elemento de timón para un mismo ángulo de desviación de dichos primer y segundo elementos de timón.
Description
Procedimiento y sistema de mando de un timón de
aeronave.
La presente invención se refiere a un
procedimiento y un sistema de mando de un timón de una aeronave, en
particular de un avión de transporte, estando dicho timón montado en
un elemento estabilizador de dicha aeronave.
Con el fin de mejorar las prestaciones (consumo
de carburante, nivel de ruido, ...) de una aeronave, sin disminuir
la carga útil transportada, los constructores se ven obligados a
disminuir lo máximo posible la masa de la aeronave, es decir la
masa de la estructura, de los órganos, de los equipos, ... de dicha
aeronave. A este efecto, puede ser interesante disminuir la masa de
elementos estabilizadores tales como la deriva, un estabilizador
horizontal o un conjunto de alas por ejemplo.
Es sabido que un elemento estabilizador de una
aeronave está dimensionado teniendo en cuenta los esfuerzos máximos
a los que es susceptible de estar sometida con ocasión de las
diferentes configuraciones de vuelo de esta aeronave. Por
consiguiente, para limitar la masa de un tal elemento estabilizador
y por lo tanto igualmente la masa de la aeronave, una solución
consiste en reducir los esfuerzos a los que este elemento
estabilizador es susceptible de estar sometido en el curso de un
vuelo.
A este efecto, se conoce por ejemplo por la
patente FR-2 809 373 de la solicitante, un sistema
de mando eléctrico para un timón de dirección de una aeronave,
gracias al cual es posible limitar las cargas laterales aplicadas
en maniobra en dicho timón de dirección y por lo tanto reducir el
dimensionado y la masa de este último, sin por ello reducir la
calidad del vuelo de la aeronave o la seguridad del vue-
lo.
lo.
Para esto, dicho sistema de mando comporta:
- -
- un pedal de mando accionado por el piloto y asociado a un transductor que emite una orden eléctrica de pilotaje representativa de la acción del piloto sobre dicho pedal de mando;
- -
- un accionador que recibe una orden de mando derivada de dicha orden de pilotaje y que desplaza dicho timón de dirección alrededor de su eje de rotación; y
- -
- entre dicho pedal de mando y dicho accionador, unos medios de filtraje del tipo paso bajo que reciben dicha orden de pilotaje de dicho transductor y que generan dicha orden de mando para dicho accionador, siendo la constante de tiempo de dichos medios de filtraje por lo tanto mayor ya que la amplitud de dicha orden de pilotaje corresponde a una fracción mayor del valor máximo de desplazamiento del timón de dirección.
Así, este sistema de mando conocido introduce, en
las órdenes de pilotaje al pedal de mando, un filtrado no lineal
que depende del desplazamiento disponible para el timón de
dirección, siendo este filtrado más importante cuanto más se
acerque dicho timón de dirección a unos topes que limitan el
desplazamiento máximo, lo que limita las cargas aplicadas a dicho
timón y permite por lo tanto reducir el dimensionado y la masa de
este último.
Este sistema de mando conocido presenta sin
embargo un inconveniente importante, particularmente cuando es
aplicado a un avión de transporte de gran capacidad. En efecto, este
sistema conocido necesita un accionador potente y muy caro para
poder desplazar el timón, debido a las fuerzas muy elevadas a las
que este último está sometida particularmente en un avión
pesado.
La presente invención tiene por objeto remediar
estos inconvenientes. Se refiere a un procedimiento para accionar
un timón de una aeronave de manera que reduzca los esfuerzos
inducidos a los cuales está sometido un elemento estabilizador de
dicha aeronave, en la cual está montado dicho timón.
Es conocido un procedimiento destinado a reducir
los esfuerzos en una ala de avión por la patente
US-A-4796192. El procedimiento
difiere de la presente invención porque se reduce el ángulo de
desvío del elemento de timón que crea el mayor esfuerzo con ocasión
de una fase particular de la aeronave para la cual un umbral límite
de los esfuerzos en el ala es susceptible de ser sobrepasado.
El procedimiento según la invención es notable
porque se constituye dicho timón bajo la forma de al menos dos
elementos de timón, accionables, estando cada uno de dichos
elementos de timón montado rotativo alrededor de un eje para poder
adoptar cualquier ángulo de desviación dentro de un margen de
desplazamientos, de conformidad con un mando, y porque dichos
elementos de timón son susceptibles de ser accionados de modo
diferenciado.
Como se prevé al menos así dos accionadores para
desplazar el timón (un accionador por elemento de dicho timón), se
pueden utilizar unos accionadores menos potentes y por lo tanto
menos voluminosos, menos pesados y sobre todo menos costosos.
Para al menos una fase de vuelo particular de la
aeronave, se acciona en prioridad uno primero de dichos elementos
de timón que genere un esfuerzo en dicho elemento estabilizador que
sea más reducido que el esfuerzo generado por el segundo elemento de
timón para un mismo ángulo de desviación de dichos primero y segundo
elementos de timón.
Así, gracias a la invención, se accionan el
elemento de timón que permite generar el esfuerzo más reducido en
el elemento estabilizador, y esto al menos en dicha fase de vuelo
particular. De preferencia, dicha fase de vuelo particular de la
aeronave es una fase de vuelo para la cual el esfuerzo aplicado en
dicho elemento estabilizador es muy elevado y es superior a un
umbral de esfuerzo que corresponde a un porcentaje predeterminado
de un esfuerzo máximo de dicho elemento estabilizador. Así, gracias
a la presente invención, se reducen los grandes esfuerzos (máximos)
que son susceptibles de ser aplicados al elemento estabilizador, lo
que permite reducir el dimensionado y la masa de este último.
En una variante de realización, se acciona con
retardo un segundo de dichos elementos de timón que genere un
esfuerzo en dicho estabilizador que sea mayor que el esfuerzo
generado por un primer elemento de timón para un mismo ángulo de
desviación de dichos primer y segundo elementos de timón.
En un modo de realización preferido de la
presente invención, se definen:
- -
- un primer modo de mando, para el cual se accionan de manera idéntica los (al menos) dos elementos de timón; y
- -
- un segundo modo de mando, para el cual se accionan de manera diferenciada los (al menos) dos elementos de timón,
y, durante todo el vuelo de la
aeronave, se pone en práctica dicho primer modo de mando, con la
excepción de dicha fase de vuelo particular para la cual se pone en
práctica dicho segundo modo de
mando.
Este modo de realización preferido permite:
- -
- por una parte, limitar los esfuerzos aplicados al elemento estabilizador, poniendo en práctica, cuando sea necesario, dicho segundo modo de mando, para el cual se acciona esencialmente, o incluso exclusivamente, según las situaciones, el elemento de timón que genere el esfuerzo más reducido en dicho elemento estabilizador; y
- -
- por otra parte, reducir la fatiga y el envejecimiento de dichos elementos de timón, poniendo en práctica siempre, en funcionamiento normal y habitual, (por lo tanto excepto en la fase de vuelo particular antes citada y explicitada a continuación a partir de ejemplos de realización particulares de la invención) dicho primer modo de mando, para el cual los elementos de timón son accionados de manera idéntica, lo que permite distribuir, en el conjunto de dichos elementos de timón, los diferentes esfuerzos y así, reducir la fatiga correspondiente.
En un modo de realización, para un elemento
estabilizador correspondiente a un estabilizador horizontal, y un
timón que comporte al menos un elemento de timón interno y un
elemento de timón externo (en relación con el eje longitudinal de
la aeronave), se pone en práctica dicho segundo modo de mando para
el cual se acciona en prioridad dicho elemento de timón interno,
cuando se presente uno de los casos A y B siguientes:
- A/
- la aeronave está centrada hacia delante y el timón está desviado hacia arriba;
- B/
- la aeronave está centrada hacia atrás y se observan simultáneamente las condiciones siguientes:
- a)
- el sentido de desviación deseado del timón se opone al movimiento de la aeronave;
- b)
- el valor absoluto del factor de carga de la aeronave es superior a un valor predeterminado; y
- c)
- la aeronave está en configuración lisa.
En una variante de la invención, dicho caso A se
presenta cuando, además de las condiciones anteriormente citadas, se
observa la condición siguiente \alpha: la aeronave está en
configuración lisa.
En otra variante de la invención, se presenta
dicho caso A cuando, además de las condiciones citadas, se observa
la condición siguiente \beta: la velocidad de desplazamiento de un
órgano de mando de la aeronave, por ejemplo un minimango, sea
superior a un valor predeterminado. Este valor predeterminado puede,
por ejemplo, ser elegido igual a la mitad de la velocidad máxima de
desplazamiento del órgano de mando. El hecho de añadir esta
condición \beta permite no impactar el ámbito de vuelo corriente
de la aeronave por la activación del segundo modo de mando del
timón. En efecto, un valor elevado de dicha velocidad de
desplazamiento del órgano de mando corresponde generalmente a los
esfuerzos elevados en el timón, que se deseen reducir mediante la
activación de dicho segundo modo de mando.
Además, en una variante, dicho caso A se presenta
cuando, además de las condiciones citadas en primer lugar (la
aeronave está centrada hacia delante y el timón está desviado hacia
arriba), se observan igualmente las anteriores condiciones \alpha
y \beta (simultáneamente).
Por otra parte, en dicho caso B,
ventajosamente:
- -
- se observa la condición a) cuando el signo del producto del factor de carga vertical y del ángulo de desviación es positivo; y/o
- -
- se observa la condición b), de preferencia, cuando el factor de carga vertical es superior a +1,5 g o inferior a -0,5 g, siendo g la aceleración de la gravedad; y/o
- -
- se observa la condición c), cuando ningún dispositivo sustentador usual de la aeronave está activado.
Por otra parte, en otro modo de realización, para
un elemento estabilizador correspondiente a una deriva, y un timón
que comporta al menos un elemento de timón superior y un elemento de
timón inferior, se pone en práctica dicho segundo modo de mando para
el cual se acciona en prioridad dicho elemento de timón inferior,
cuando el producto F\delta.F\beta es inferior a cero, siendo
F\delta y F\beta las fuerzas aerodinámicas que se ejercen en
dicha deriva debido, respectivamente, a la desviación del timón y
del derrapaje.
Además, como variante o complemento, para un
elemento estabilizador correspondiente a una deriva, y un timón que
comporte al menos un elemento de timón superior y un elemento de
timón inferior, se pone en práctica dicho segundo modo de mando para
el cual se acciona en prioridad dicho elemento de timón superior,
cuando se observen las dos condiciones siguientes,
simultáneamente:
- -
- el producto F\delta.F\beta es superior a cero, siendo F\delta y F\beta las fuerzas aerodinámicas que son ejercidas en dicha deriva debido respectivamente a la desviación del timón y del derrapaje; y
- -
- el valor absoluto del ángulo de derrapaje es superior a un valor predeterminado, por ejemplo la mitad del valor absoluto del ángulo de desviación del timón.
Por otra parte, en un modo de realización
particular, se realiza dicho timón bajo forma de al menos tres
elementos de timón accionables y se accionan dichos elementos de
timón por grupos de prioridad, comportando cada uno de dichos
grupos de prioridad cada vez al menos un elemento de timón.
Según la invención, todos los tipos de mando son
posibles en este caso: por ejemplo accionar todos los elementos de
timón separadamente según una orden de prioridad particular,
accionar únicamente un elemento de timón en dicho segundo modo de
mando, o accionar dos de ellos, ...
Por otra parte, ventajosamente, se aplican unos
filtrajes a los mandos de dichos elementos de timón y se aplican
unos filtrajes diferentes a los mandos respectivamente de dichos
diversos elementos de timón.
La presente invención se refiere igualmente a un
sistema de mando eléctrico de un timón de aeronave, del tipo que
comporta:
- -
- una unidad de mando que comprende al menos un órgano de mando susceptible de ser accionado por un piloto y que emite una orden de desviación global representativa al menos de la acción ejercida por el piloto en dicho órgano de mando; y
- -
- un accionador que desplaza dicho timón en función de una orden de desviación recibida.
Según la invención, dicho sistema es notable
porque:
- -
- dicho timón comporta al menos dos elementos de timón, estando cada uno de dichos elementos de timón montado rotativo alrededor de un eje para poder adoptar cualquier ángulo de desviación dentro de un margen de desplazamientos;
- -
- dicho accionador comporta al menos dos medios de accionamiento, estando cada uno de dichos medios de accionamiento asociado a uno de dichos elementos de timón y siendo susceptible de desplazar dicho elemento de timón asociado en función de una orden de desviación individual recibida; y
- -
- dicho sistema comporta además:
- \bullet
- unos primeros medios para determinar una fase de vuelo particular de la aeronave; y
- \bullet
- unos segundos medios que están dispuestos entre dicha unidad de mando y dichos medios de accionamiento y que, cuando dicha fase de vuelo particular esté determinada por dichos primeros medios, generan, en función de la orden de desviación global recibida de la unidad de mando, unas órdenes de desviación individuales diferenciadas para dichos medios de accionamiento, por ejemplo, de manera que accione en prioridad el elemento de timón que genera el esfuerzo más reducido en dicho elemento estabilizador.
De modo ventajoso, dichos primeros medios
comportan unos sensores para medir los valores de diferentes
parámetros, y una unidad de cálculo para determinar, a partir de los
valores medidos por dichos sensores, dicha fase de vuelo
particular. Como dichos sensores ya existen, en general, en la
mayoría de las aeronaves, y particularmente en los aviones de
transporte, el sistema según la invención es fácil de realizar y
económico.
Las figuras del dibujo adjunto harán comprender
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas, designan elementos semejantes.
La figura 1 es el esquema sinóptico de un sistema
de mando según la invención.
La figura 2 muestra un avión de transporte al
cual se aplica, a título de ejemplo, un sistema de mando según la
invención.
La figura 3 muestra un timón de dirección montado
en una deriva y realizado según un modo de realización particular
de la invención.
La figura 4 muestra unos timones montados en
estabilizadores horizontales y realizados según un modo de
realización particular de la invención.
La figura 5 es una vista ampliada de una parte de
la figura 4 que muestra un timón montado en un estabilizador
horizontal.
El sistema de mando eléctrico 1, según la
presente invención y representado en la figura 1, está destinado al
accionamiento de un timón 2 de una aeronave 3, que está montada en
un elemento estabilizador 4 de dicha aeronave 3 representado
parcialmente.
Como puede verse en el ejemplo de un avión de
transporte 3 representado en la figura 2, dicho timón 2 puede ser,
en el marco de la presente invención, particularmente:
- -
- un timón de dirección 2A que esté montado en una deriva 4A (elemento estabilizador);
- -
- uno de los timones de profundidad 2B, 2C que estén montados en estabilizadores horizontales 4B, 4C (elementos estabilizadores) previstos en la parte trasera del avión 3 al nivel de la cola 5; y
- -
- uno de los timones laterales 2D, 2E que están previstos en las alas 4D, 4E (elementos estabilizadores) del avión 3, provistos de motores 7.
Dicho sistema de mando eléctrico 1 es del tipo
conocido, que comporta:
- -
- una unidad de mando 9 que comprende:
- \bullet
- un órgano de mando 10, por ejemplo un pedal de mando o un minimango, que es susceptible de ser accionado por un piloto de la aeronave, y que está asociado a un transductor 11 que emite una orden eléctrica de mando (relativa a la desviación del timón 2) representativa del accionamiento de dicho órgano de mando 10; y
- \bullet
- un medio de cálculo 12 que está unido por una conexión 8 a dicho transductor 11 y que emite una orden de desviación global representativa, al menos, de la acción ejercida por el piloto en dicho órgano de mando 10; y
- -
- un accionador 13 que desplaza dicho timón 2, en función de una orden de desviación recibida.
Según la invención:
- -
- dicho timón 2 comporta al menos dos elementos de timón 14, 15, 16, estando cada uno de dichos elementos de timón 14, 15, 16 montado rotativo en los dos sentidos alrededor de un eje Z-Z en el modo simbolizado por una doble flecha F para poder tomar cualquier ángulo de desviación en el interior de un margen de desplazamiento. Como se ilustra por trazos discontinuos entre los elementos de timón 15 y 16 en la figura 1, dicho timón 2 puede tomar según la invención un número n cualquiera (dos, tres, cuatro, ...) de elementos de timón, siendo n un entero superior o igual a 2;
- -
- dicho accionador 13 comporta al menos dos medios de accionamiento 17, 18, 19, estando cada uno de dichos medios de accionamiento 17, 18 19, asociado a uno de dichos elementos de timón 14, 15, 16 y siendo susceptible de desplazar dicho elemento de timón asociado en función de una orden de desviación individual recibida; y
- -
- dicho sistema 1 comporta además:
- \bullet
- unos medios 20 para determinar al menos una fase de vuelo particular de la aeronave, descrita a continuación; y
- \bullet
- unos medios 21 que están unidos por unas conexiones 22 y 23 respectivamente a dicha unidad de mando 9 y a dichos medios 20 y que, cuando dicha fase de vuelo particular es determinada por dichos medios 20, generan, en función de la orden de desviación global recibida de la unidad de mando 9, unas órdenes de desviación individuales diferenciadas para dichos medios de accionamiento 17, 18, 19.
En una primera variante de realización preferida,
dichos medios 21 generan órdenes de desviación individuales
diferenciadas de manera que accionen en prioridad el elemento de
timón que genere en dicho elemento estabilizador 4 el esfuerzo más
reducido. Dichos medios 21 están conectados, a este efecto, por una
conexión 24 múltiple, a dichos medios de accionamiento 17, 18,
19.
Según la invención, dicha fase de vuelo
particular de la aeronave 3, determinada por los medios 20, es una
fase de vuelo (caso de vuelo, centrado, maniobra,...) para la cual
el esfuerzo Eeff aplicado a dicho elemento estabilizador 4 es
superior a un umbral de esfuerzo Elim que corresponde a un
porcentaje predeterminado, por ejemplo 90%, de un esfuerzo máximo
Emax conocido de dicho elemento estabilizador
4.
4.
Así, como gracias a la invención, se acciona (al
menos) en dicha fase de vuelo particular el elemento de timón que
permita generar el esfuerzo más reducido en el elemento
estabilizador 4, se limitan los esfuerzos máximos que son aplicados
a dicho elemento estabilizador 4, lo que permite reducir el
dimensionamiento y la masa de este último.
Además, como se prevén al menos dos accionadores
17, 18, 19 para desplazar el timón 2 (un accionador 17, 18, 19 por
elemento de timón 14, 15, 16 de dicho timón 2), se pueden utilizar
unos accionadores 17, 18, 19 menos potentes, y por lo tanto menos
voluminosos, menos pesados y sobre todo menos costosos.
En una segunda variante de realización, el
sistema de mando 1 según la invención acciona con retardo, un
segundo de dichos elementos de timón que genera un esfuerzo en dicho
elemento estabilizador 4 que es más elevado que el esfuerzo generado
por un primer elemento de timón (accionado en primer lugar) para un
mismo ángulo de desviación de dichos primer y segundo elementos de
timón.
En un modo de realización preferido, se
prevén:
- -
- un primer modo de mando, para el cual los medios 21 accionen de manera idéntica los (al menos) dos elementos de timón 14, 15, 16, a través de dichos accionadores 17, 18, 19; y
- -
- un segundo modo de mando, para el cual los medios 21 accionen de modanera diferenciada los (al menos) dos elementos de timón 14, 15, 16 a través de dichos accionadores 17, 18, 19.
Además, dichos medios 21 ponen en práctica dicho
primer modo de mando durante todo el vuelo de la aeronave 3,
exceptuando dicha fase de vuelo particular para la cual ponen en
práctica dicho segundo modo de mando.
Este modo de realización preferido permite:
- -
- por una parte, limitar los esfuerzos aplicados al elemento estabilizador 4, poniendo en práctica, cuando sea necesario, dicho segundo modo de mando, para el cual se acciona prioritariamente (es decir esencialmente, o incluso exclusivamente según las situaciones), entre dichos elementos de timón 14, 15, 16, el elemento de timón que genere el esfuerzo más reducido en dicho elemento estabilizador 4; y
- -
- por otra parte, reducir la fatiga y el envejecimiento de dichos elementos de timón 14, 15, 16, poniendo en práctica siempre, en funcionamiento normal y habitual (por lo tanto excepto la fase de vuelo particular antes citada y explicitada a continuación a partir de ejemplos de realización particulares de la invención) dicho primer modo de mando, para el cual los elementos de timón 14, 15, 16 son accionados de manera idéntica, lo que permite repartir en el conjunto de dichos elementos de timón 14, 15, 16 los diferentes esfuerzos y así reducir la fatiga y el desgaste de estos elementos de timón 14, 15, 16.
Por otra parte, dichos medios 20 comportan:
- -
- un conjunto de sensores C1, ..., Cp, siendo p un entero para medir los valores de diferentes parámetros descritos a continuación; y
- -
- una unidad de cálculo 25 que está conectada por unas conexiones \ell1, ..., \ellp respectivamente a dichos sensores C1, ..., Cp para determinar, a partir de los valores medidos por dichos sensores C1, ..., Cp, dicha fase de vuelo particular.
Se observará que los diferentes elementos de
timón 14, 15, 16 de un timón 2 pueden estar dispuestos de manera que
giren alrededor de un único y mismo eje Z-Z, como se
representa en la figura 1. Pero es naturalmente también posible que
cada elemento de timón gire alrededor de un eje particular diferente
de los ejes de los otros elementos de timón.
Además, según la invención, cuando el timón 2
comporta al menos tres elementos de timón 14, 15, 16 (como se
representa por ejemplo en la figura 2 para los timones laterales 2D
y 2E que comprenden cada uno los tres elementos de timón 14D, 15D,
16D y 14E, 15E, 16E, respectivamente), todos los tipos de mando
posibles son factibles.
Con referencia ahora al modo de realización
particular representado parcialmente en la figura 3, para el cual
el elemento estabilizador correspondiente a la deriva 4A, y al timón
2A comporta un elemento de timón superior 14A y un elemento de timón
inferior 15A, dispuestos verticalmente el uno encima del
otro.
otro.
En este modo de realización, aparecen dos fases
de vuelo particulares, para las cuales el sistema 1 pone en
práctica dicho segundo modo de accionamiento, es decir para las
cuales los elementos de timón 14A, 15A son accionados de modo
diferenciado y el elemento de timón que genera el esfuerzo más
reducido en la deriva 4A es accionado en prioridad. La desviación
diferenciada de los dos elementos de timón 14A, 15A debe permitir
modificar el brazo del esfuerzo resultante en la deriva 4A y reducir
así el momento de flexión y por lo tanto la envoltura de las cargas
en flexión. Pero ocurre que en este modo de realización, el elemento
de timón prioritario no es el mismo para las dos fases de vuelo
particulares.
En efecto, en primer lugar, según la invención,
el sistema 1 pone en práctica dicho segundo modo de mando para el
cual se acciona en prioridad el elemento de timón inferior 15A (para
disminuir la flexión de la deriva 4A), cuando el producto
F\delta.F\beta sea inferior a cero, siendo F\delta y F\beta
las fuerzas aerodinámicas que se ejercen en dicha deriva 4A debido
respectivamente a la desviación del timón y del derrapaje.
Naturalmente, los medios 20 comportan dos sensores Ci y Ci + 1 (no
representados específicamente) para medir el derrapaje \beta y la
desviación \delta y la unidad de cálculo 25 calcula, a partir de
estos valores, el signo del producto F\delta.F\beta y lo compara
con cero, para determinar dicha fase de vuelo particular.
En segundo lugar, según la invención, el sistema
1 pone en práctica dicho segundo modo de mando para el cual se
acciona en prioridad el elemento de timón superior 14A, cuando se
observan las dos condiciones siguientes simultáneamente:
- -
- el producto F\delta.F\beta sea superior a cero, siendo F\delta y F\beta las fuerzas aerodinámicas que son ejercidas en dicha deriva 4A debido respectivamente a la desviación del timón y del derrapaje; y
- -
- el valor absoluto del ángulo de derrapaje sea superior a un valor predeterminado, por ejemplo la mitad del valor absoluto del ángulo de desviación del timón.
Por otra parte, el modo de realización particular
representado en las figuras 4 y 5 prevé, como elemento
estabilizador, el estabilizador horizontal 4B y un timón 2B que
comporta dos elementos de timón 14B, 15B, a saber, un elemento de
timón interno 14B (en relación con el eje longitudinal de la
aeronave 3) y un elemento de timón externo 15B.
Según la invención, dicho sistema 1 pone en
práctica dicho segundo modo de mando para el cual se acciona en
prioridad el elemento de timón interno 14B que genere el esfuerzo
más reducido en dicho estabilizador horizontal 4B, cuando se
presente uno de los casos A/ y B/ siguientes:
- A/
- la aeronave 3 está centrada hacia delante y el timón 2B está desviado hacia arriba;
- B/
- la aeronave 3 está centrada hacia atrás y se observan las condiciones siguientes, simultáneamente:
- a)
- el sentido de desviación deseado del timón 2B se opone al movimiento de la aeronave 3;
- b)
- el valor absoluto del factor de carga de la aeronave 3 es superior a un valor predeterminado; y
- c)
- la aeronave 3 está en configuración lisa.
En una primera variante de la invención, dicho
caso A se presenta cuando, además de las condiciones previamente
citadas, se observa igualmente la condición siguiente \alpha: la
aeronave 3 está en configuración lisa.
En una segunda variante de la invención, dicho
caso A se presenta cuando, además de las condiciones antes citadas,
se observa igualmente la condición siguiente \beta: la velocidad
de desplazamiento del órgano de mando 10 de la aeronave 3, por
ejemplo un minimango, sea superior a un valor predeterminado. Este
valor predeterminado puede, por ejemplo, ser escogido igual a la
mitad de la velocidad máxima de desplazamiento del órgano de mando
10. El hecho de añadir esta condición \beta permite no impactar el
ámbito de vuelo corriente de la aeronave 3 por la activación del
segundo modo de mando del timón 2B. En efecto, un valor elevado de
dicha velocidad de desplazamiento del órgano de mando 10 corresponde
generalmente a unos esfuerzos elevados en el timón 2B, que se desea
reducir por la activación de dicho segundo modo de mando.
Además, en una tercera variante, dicho caso A se
presenta cuando, además de las condiciones citadas en primer lugar
(la aeronave 3 esté centrada hacia delante y el timón 2B esté
desviado hacia arriba), se observan igualmente las anteriores
condiciones \alpha y \beta (simultáneamente).
Por otra parte, según la invención, para dicho
caso B:
- -
- se observa la condición a), cuando el signo del producto del factor de carga vertical y del ángulo de desviación es positivo;
- -
- se observa la condición b), cuando el factor de carga vertical es superior a +1,5 g o inferior a -0,5 g, siendo g la aceleración de la gravedad; y
- -
- se observa la condición c), cuando ningún dispositivo sustentador usual, no representado, de la aeronave esté activado.
Los medios 20 comportan unos sensores apropiados
para medir los parámetros precedentes.
Además, se utiliza el valor del ángulo de blocaje
del estabilizador horizontal 4B (ángulo formado entre el eje
longitudinal de la aeronave 3 y dicho estabilizador horizontal 4B)
para discriminar los casos de "centrado delantero" de los casos
de "centrado trasero". Este blocaje, cuando la aeronave 3 está
en vuelo en altura constante estabilizado, es representativo del
centrado de la aeronave 3. Por ejemplo, se puede decir que para unos
ángulos de blocaje inferiores a -1,5º, se tiene un centrado
delantero y, para unos ángulos de blocaje superiores a -1,5º, se
tiene un centrado trasero. El signo de este ángulo es tal que, para
un estabilizador horizontal 4B cuya parte delantera esté dirigida
hacia abajo, el ángulo de blocaje es negativo, y si la parte
delantera está dirigida hacia arriba, el ángulo de blocaje es
positivo. Con ocasión de un centrado delantero, el centro de
gravedad de la aeronave 3 está situado hacia la parte delantera de
la aeronave 3 mientras que, con ocasión de un centrado trasero, el
centro de gravedad de la aeronave 3 está situado en la parte trasera
de esta aeronave 3.
Se observará que la utilización del elemento de
timón interno 14B permite disminuir el brazo de palanca aplicado al
esfuerzo aerodinámico soportado por el estabilizador horizontal 4B y
así disminuir el momento de flexión.
Por otra parte, se aplican unos filtrajes a los
mandos de dichos elementos de timón 14, 15, 16 y se aplican unos
filtrajes diferentes a los mandos respectivamente de dichos
diferentes elementos de timón 14, 15, 16.
Claims (17)
1. Procedimiento de mando de un timón (2) de una
aeronave (3), el cual está montado sobre un elemento estabilizador
(4) de dicha aeronave (3), comportando dicho timón (2) al menos dos
elementos de timón accionables (14, 15, 16), estando cada uno de
dichos elementos de timón (14, 15, 16) montado rotativo alrededor de
un eje (Z-Z) para poder tomar cualquier ángulo de
desviación dentro de un margen de desplazamientos, según un mando, y
siendo dichos elementos de timón (14, 15, 16) susceptibles de ser
accionados de modo diferenciado, caracterizado porque, para
al menos una fase de vuelo particular de la aeronave (3), se acciona
en prioridad un primero de dichos elementos de timón (14, 15, 16)
que genere un esfuerzo en dicho elemento estabilizador (4) que sea
más reducido que el esfuerzo generado por el segundo elemento de
timón para un mismo ángulo de desviación de dichos primer y segundo
elementos de timón.
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque dicha fase de vuelo
particular de la aeronave (3) es una fase de vuelo para la cual el
esfuerzo aplicado en dicho elemento estabilizador (4) es superior a
un umbral de esfuerzo que corresponda a un porcentaje predeterminado
de un esfuerzo máximo de dicho elemento estabilizador (4).
3. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 1 a 2,
caracterizado porque se definen:
- -
- un primer modo de mando, para el cual se accionan de manera idéntica los dos elementos de timón (14, 15, 16); y
- -
- un segundo modo de mando, para el cual se accionan de manera diferenciada los dos elementos de timón (14, 15, 16),
y porque, durante todo el vuelo de
la aeronave (3), se aplica dicho primer modo de mando, con la
excepción de dicha fase de vuelo particular para la cual se aplica
dicho segundo modo de
mando.
4. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque se acciona con
retardo un segundo de dichos elementos de timón (14, 15, 16) que
genera un esfuerzo en dicho elemento estabilizador (4) el cual es
más elevado que el esfuerzo generado por un primer elemento de timón
para un mismo ángulo de desviación de dichos primer y segundo
elementos de timón.
5. Procedimiento según la reivindicación 3,
caracterizado porque, para un elemento
estabilizador que corresponda a un estabilizador horizontal (4B) y
un timón (2B) que comporte al menos un elemento de timón interno
(14B) y un elemento de timón externo (15B), se pone en práctica
dicho segundo modo de mando para el cual se acciona en prioridad
dicho elemento de timón interno (14B), cuando se presente uno de los
casos siguientes A y B:
- A/
- la aeronave (3) está centrada hacia delante y el timón (2B) está desviado hacia arriba;
- B/
- la aeronave (3) está centrada hacia atrás y se observan las condiciones siguientes simultáneamente:
- a)
- el sentido de desviación deseado del timón (2B) se opone al movimiento de la aeronave (3);
- b)
- el valor absoluto del factor de carga de la aeronave (3) es superior a un valor predeterminado; y
- c)
- la aeronave (3) está en configuración lisa.
6. Procedimiento según la reivindicación 5,
caracterizado porque se presenta dicho
caso A cuando se observa además la condición siguiente: la aeronave
(3) está en configuración lisa.
7. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 5 y 6,
caracterizado porque se presenta dicho
caso A cuando se observa además la condición siguiente: la velocidad
de desplazamiento de un órgano de mando (10) de la aeronave (3) es
superior a un valor predeterminado.
8. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 5 a 7,
caracterizado porque se observa dicha
condición a), cuando el signo del producto del factor de carga
vertical y del ángulo de desviación es positivo.
9. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 5 a 8,
caracterizado porque se verifica dicha
condición b), cuando el factor de carga vertical observa una de las
condiciones siguientes:
- -
- ser superior a +1,5 g,
- -
- ser inferior a -0,5 g,
siendo g la aceleración de la
gravedad.
10. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 5 a 9,
caracterizado porque se observa dicha
condición c) cuando ningún dispositivo sustentador de la aeronave
(3) está activado.
11. Procedimiento según la reivindicación 3,
caracterizado porque, para un elemento
estabilizador que corresponda a una deriva (4A), y un timón (2A) que
comporte al menos un elemento de timón superior (14A) y un elemento
de timón inferior (15A), se pone en práctica dicho segundo modo de
accionamiento para el cual se acciona en prioridad dicho elemento de
timón inferior (15A), cuando el producto F\delta.F\beta sea
inferior a cero, siendo F\delta y F\beta las fuerzas
aerodinámicas que son ejercidas en dicha deriva (4A) debido
respectivamente a la desviación del timón (2A) y al derrapaje.
12. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 3 y 11,
caracterizado porque, para un elemento
estabilizador que corresponda a una deriva (4A) y un timón (2A) que
comporte al menos un elemento de timón superior (14A) y un elemento
de timón inferior (15A), se pone en práctica dicho segundo modo de
accionamiento para el cual se acciona en prioridad el elemento de
timón superior (14A), cuando se observen las dos condiciones
siguientes simultá-
neamente:
neamente:
- -
- el producto F\delta.F\beta es superior a cero, siendo F\delta y F\beta las fuerzas aerodinámicas que son ejercidas en dicha deriva (4A) debido respectivamente a la desviación del timón (2A) y del derrapaje; y
- -
- el valor absoluto del ángulo de derrapaje es superior a un valor predeterminado.
13. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones que anteceden,
caracterizado porque se constituye dicho
timón (2) bajo forma de al menos tres elementos de timón accionables
(14, 15, 16) y porque se accionan dichos elementos de timón (14, 15,
16) por grupos de prioridad, comportando cada uno de dichos grupos
de prioridad cada vez al menos un elemento de timón.
14. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones que anteceden,
caracterizado porque se constituye unos
filtrajes a los mandos de dichos elementos de timón (14, 15, 16) y
porque se aplican unos filtrajes diferentes a los mandos
respectivamente de dichos diferentes elementos de timón (14, 15,
16).
15. Sistema de mando eléctrico de un
accionamiento de aeronave, que comporta:
- -
- una unidad de mando (9) que comprende al menos un órgano de mando (10) susceptible de ser accionado por un piloto y que emite una orden de desviación global representativa al menos de la acción ejercida por el piloto en dicho órgano de mando (10);
- -
- un accionador (13) que desplaza dicho timón (2) en función de una orden de desviación recibida, comportando dicho timón (2) al menos dos elementos de timón (14, 15, 16), estando cada uno de dichos elementos de timón (14, 15, 16) montado rotativo alrededor de un eje (Z-Z) para poder tomar cualquier ángulo de desviación dentro de un margen de desplazamientos; y
- -
- unos primeros medios (20) para determinar una fase de vuelo particular de la aeronave,
caracterizado porque:
- -
- dicho accionador (13) comporta al menos dos medios de accionamiento (17, 18, 19), estando cada uno de dichos medios de accionamiento (17, 18, 19) asociado a uno de dichos elementos de timón (14, 15, 16) y siendo susceptible de desplazar dicho elemento de timón asociado (14, 15, 16) en función de una orden de desviación individual recibida; y
- -
- dicho sistema (1) comporta además unos segundos medios (21) los cuales están dispuestos entre dicha unidad de mando (9) y dichos medios de accionamiento (17, 18, 19) y que, cuando dicha fase de vuelo particular está determinada por dichos primeros medios (20), generan, en función de la orden de desviación global recibida de la unidad de mando (9), las órdenes de desviación individuales diferenciadas para dichos medios de accionamiento (17, 18, 19) de manera que se accione en prioridad un primero de dichos elementos de timón (14, 15, 16) que genere un esfuerzo en dicho elemento estabilizador (4) que sea más reducido que el esfuerzo generado por el segundo elemento de timón para un mismo ángulo de desviación de dichos primer y segundo elementos de timón.
16. Sistema según la reivindicación 15,
caracterizado porque dichos primeros
medios (20) comportan unos sensores (C1, Cp) para medir los valores
de diferentes parámetros y una unidad de cálculo (25) para
determinar, a partir de los valores medidos por dichos sensores (C1,
Cp), dicha fase de vuelo particular.
17. Aeronave,
caracterizada porque comporta un sistema
de mando (1) tal como el especificado según una de las
reivindicaciones 15 y 16.
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