ES2273320T3 - Procedimiento para asegurar la seguridad de una aeronave que vuela horizontalmente. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento para asegurar la seguridad de una aeronave (1) que vuela horizontalmente a poca velocidad, cerca de la velocidad mínima VLS autorizada para la configuración actual de las superficies aerodinámicas móviles de sus alas, siendo el mando en balanceo de dicha aeronave (1) obtenido por acción del piloto sobre los timones de profundidad (9) articulados en el empenaje horizontal (7) de dicha aeronave, caracterizado porque: - se predetermina un umbral inferior de velocidad (S) para la aeronave; - se mide la velocidad actual (V) de dicha aeronave; y - se compara dicha velocidad actual (V) con dicho umbral (S) y, cuando dicha velocidad actual (V) alcance decreciendo dicho umbral (S), se limita el mando de picado de dicha aeronave (1) a un factor de carga (fg) superior a Og.
Description
Procedimiento para asegurar la seguridad de una
aeronave que vuela horizontalmente.
La presente invención se refiere a un
procedimiento para asegurar la seguridad de una aeronave que vuela
horizontalmente a poca velocidad, cercana a la velocidad mínima VLS
( Lower Selectable Speed en inglés) autorizada
para la configuración actual de las superficies aerodinámicas
móviles (picos de borde de ataque y/o alerones de borde de fuga) de
sus alas.
La patente FR2747204 describe un procedimiento
para asegurar la seguridad de una aeronave que vuela
horizontalmente, en particular a poca velocidad cercana a la
velocidad mínima autorizada para la configuración actual de las
superficies aerodinámicas móviles de sus alas, obteniéndose el mando
en balanceo de dicha aeronave por la acción del piloto en los
timones de profundidad articulados en el empenaje horizontal de
dicha aeronave.
Es sabido que, en dicha fase de vuelo
estabilizado a poca velocidad, la fuerza de sustentación que sus
alas y dichas superficies aerodinámicas móviles proporcionan a la
aeronave debe ser elevada, de modo que esta fuerza de sustentación
elevada (eventualmente reforzada por el control por inyección de
aire de las alas por las hélices de los motores y eventualmente
ayudada por la fuerza de tracción de estos últimos) genera un
momento de picado elevado en relación con el centro de gravedad de
la aeronave.
Para equilibrar la aeronave, el piloto desplaza
en encabritamiento los timones de profundidad de dicha aeronave, de
modo que éstos generen, en relación con dicho centro de gravedad de
la aeronave, un momento de encabritamiento apto para contrarrestar
dicho momento de picado elevado.
Sin embargo, si durante dicha fase de vuelo
estabilizado a poca velocidad, la aeronave debiera evitar
bruscamente otra aeronave por debajo para escapar a una colisión, el
piloto accionará bruscamente los timones de profundidad
completamente en picado. A continuación, tras la evitación, los
timones de profundidad son llevados de nuevo, desde su posición
completamente en picado, a una posición de encabritamiento que
permita que la aeronave efectúe un enderezamiento.
Se comprenderá fácilmente que el éxito de dicha
maniobra exige un dimensionado importante de dichos timones de
profundidad y de sus medios de accionado, generalmente
hidráulicos.
La presente invención tiene por objeto remediar
este inconveniente.
Con este fin, según la invención, el
procedimiento para asegurar la seguridad de una aeronave que vuela
horizontalmente a poca velocidad, cercana a la velocidad mínima VLS
autorizada para la configuración actual de las superficies
aerodinámicas móviles de sus alas, siendo el mando en balanceo de
dicha aeronave obtenido de modo usual por la acción del piloto sobre
los timones de profundidad articulados con el empenaje horizontal de
dicha aeronave, es notable
porque:
porque:
- -
- se predetermina un umbral inferior de velocidad para la aeronave;
- -
- se mide la velocidad actual de dicha aeronave; y
- -
- se compara dicha velocidad actual con dicho umbral y, cuando dicha velocidad actual alcance, decreciendo, dicho umbral, se limita el mando de picado de dicha aeronave a un factor de carga superior a Og.
La presente invención está basada en la
observación de que, en particular debido a la inercia de la
aeronave, no es necesario, para conseguir la maniobra de evitación
mencionada más arriba, alcanzar factores de carga cercanos a Og
(total autoridad para picado), sino que basta con accionar unos
factores de carga más grandes, por ejemplo comprendidos entre 0,3 g
y 0,7 g, de preferencia 0,5 g.
Gracias a dicha limitación de factor de carga,
puede así evitarse el sobredimensionar los timones de profundidad y
sus medios de accionamiento.
Por otra parte, es sabido que algunas aeronaves
comportan un empenaje horizontal estabilizador, regulable en
inclinación. Dicho empenaje horizontal regulable es designado en la
técnica por una u otra de las abreviaturas PHR (por Plan
Horizontal Réglable) o THS (por
Trimmable Horizontal Stabiliser). En
este caso, los timones de profundidad forman el borde de fuga de
dicho empenaje horizontal regulable y están articulados al
mismo.
Un empenaje horizontal regulable puede
desplazarse en el sentido de encabritamiento o en el sentido de
picado y es utilizado, entre otras aplicaciones, para equilibrar la
aeronave en vuelo estabilizado (estando los timones de profundidad
generalmente en la prolongación aerodinámica de dicho empenaje
horizontal regulable) generando un momento de encabritamiento que
contrarresta el momento de picado, debido principalmente a la fuerza
de sustentación (como se ha señalado más arriba).
En la fase de vuelo a poca velocidad a la que se
refiere la presente invención, este momento de encabritamiento de
equilibrado debe por lo tanto ser elevado, de modo que la incidencia
local sobre dicho empenaje horizontal regulable sea muy negativa.
Resulta que, durante la maniobra de evitación por debajo mencionada
más arriba, la incidencia local de dicho empenaje horizontal
regulable corre el riesgo de sobrepasar la incidencia de entrada en
pérdida de este último, de modo que, en el momento en que el piloto
quiera parar la maniobra y accione los timones de profundidad en
encabritamiento, el empenaje horizontal regulable podría haber
perdido su eficacia: la aeronave será entonces incapaz de iniciar el
enderezamiento y de esto podría resultar la pérdida de la aeronave.
Aquí de nuevo, debido a la maniobra de evitación mencionada más
arriba, el dimensionado de dicho empenaje horizontal regulable debe
ser mayor que lo estrictamente necesario para las demás fases de
vuelo de la
aeronave.
aeronave.
Para evitar dicho sobredimensionado, según la
invención y además de la limitación del factor de carga en picado
mencionada más arriba, se bloquea la inclinación de encabritamiento
de dicho empenaje horizontal regulable al valor existente en el
momento en que dicha velocidad actual de la aeronave alcance,
decreciendo, dicho umbral inferior de velocidad.
Así, durante la fase de vuelo estabilizado a
poca velocidad, el equilibrado horizontal de la aeronave pone
igualmente en acción los timones de profundidad en el sentido de
encabritamiento, en cuanto se alcance el umbral inferior de
velocidad. La incidencia local en el empenaje horizontal regulable
es, por tanto, menos negativa, de modo que existe un mayor margen en
la entrada en pérdida de este último durante la maniobra de
evitación.
Tras el bloqueo de la inclinación de
encabritamiento de dicho empenaje horizontal regulable, es ventajoso
que este último pueda ser libremente accionado en el sentido de
picado, si fuera necesario.
Ventajosamente, puede elegirse dicho umbral
inferior de velocidad igual a dicha velocidad mínima VLS.
Las figuras del dibujo adjunto harán comprender
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 es una vista lateral, en vuelo, de
un avión al cual puede aplicarse la presente invención.
La figura 2 es una vista en planta del avión de
la figura 1.
La figura 3 es un esquema sinóptico simplificado
de los mandos del empenaje horizontal regulable y de los timones de
profundidad del avión de las figuras 1 y 2.
La figura 4 es un diagrama esquemático que
indica la variación del factor de carga al cual está sometido el
avión de las figuras 1 y 2 en función de la orden de pilotaje en
balanceo.
La figura 5 ilustra las posiciones del empenaje
horizontal regulable y de los timones de profundidad en vuelo
estabilizado usual del avión de las figuras
1 y 2.
1 y 2.
La figura 6 ilustra las posiciones del empenaje
horizontal regulable y de los timones de profundidad en vuelo
estabilizado según la invención, tras alcanzar el umbral inferior de
velocidad.
El avión de transporte 1, representado
esquemáticamente en las figuras 1 y 2, presenta un eje longitudinal
X-X y comporta dos alas simétricas 2 que llevan cada
una dos motores 3 con hélice 4. Los bordes de fuga de las alas 2
están provistos de alerones articulados 5.
En su parte trasera, el avión 1 está dotado de
un empenaje vertical 6 que presenta, en su extremidad superior, un
empenaje horizontal 7, regulable en inclinación tal como se ilustra
por la doble flecha 8 de la figura 1. El borde de fuga del empenaje
horizontal regulable 7 está constituido por unos timones de
profundidad 9, articulados a este último.
Como se ilustra esquemáticamente en la figura 3,
el desplazamiento de los timones de profundidad 9 es accionado por
un dispositivo de mando 10 que recibe una orden de mando \deltam
de un sistema de palanca 11, a la disposición del piloto del avión
1, mientras que el desplazamiento del empenaje horizontal regulable
7 es accionado por un ordenador de vuelo 12, que, aunque no se ha
representado, recibe igualmente la orden de mando \deltam.
El factor de carga FC aplicado al avión en
función de la orden de mando \deltam (ver la figura 4) comporta de
modo usual una parte de encabritamiento C, para la cual el factor de
carga FC varía entre 1 g y ng (con n del orden de 2 ó 3) para una
variación de \deltam comprendida entre 0 y un máximo -\deltammax
y una parte de picado P, para la cual dicho factor de carga FC varía
entre 1 g y Og para una variación de \deltam comprendida entre 0 y
un máximo +\deltammax. En la figura 4, la parte usual de picado P
está representada parcialmente en línea continua (desde el punto 0,1
g al punto +\deltam1, fg) y parcialmente en línea discontinua
(desde el punto +\deltam1, fg al punto +\deltammax, Og).
En vuelo estabilizado, el momento de picado
ejercido por la fuerza de sustentación L de las alas 2,
eventualmente reforzada por otras fuerzas, en relación con el centro
de gravedad CG es equilibrado por el momento de encabritamiento
generado por el descentrado D del empenaje horizontal regulable 7 en
relación con dicho centro de gravedad CG. En este caso, como se
ilustra en la figura 5, dicho empenaje horizontal regulable 7 está
inclinado en encabritamiento con un ángulo iH en relación con el eje
X-X y los timones de profundidad 9 están
ventajosamente en prolongación aerodinámica de dicho empenaje
horizontal regulable 7.
El dispositivo de mando 10 comporta, además de
los elementos 10, 11 y 12 ya descritos, un dispositivo de
comparación 13 que recibe la velocidad actual V del avión 1 y un
umbral inferior de velocidad S, por ejemplo igual a VLS.
Naturalmente, el dispositivo de comparación 13, aunque representado
separado del dispositivo de mando 10 y del ordenador de vuelo 12,
podría estar incorporado en uno u otro de estos dos últimos
dispositivos. Asimismo, huelga decir que el dispositivo de mando 10
y el ordenador de vuelo 12 pueden estar reagrupados en un solo y
único ordenador.
Mientras la velocidad actual V sea superior al
umbral S, el dispositivo de comparación 13 no tiene ningún efecto
sobre el dispositivo de mando 10, ni sobre el ordenador de vuelo 12
y el empenaje horizontal regulable 7 y los timones de profundidad 9
se encuentran en la posición de la figura 5.
Por el contrario, en cuanto la velocidad actual
V alcance decreciendo el umbral S, el dispositivo de comparación
13:
- -
- por una parte, por medio del ordenador de vuelo 12, bloqueará en encabritamiento el empenaje horizontal regulable 7, estando el ángulo de inclinación iH de encabritamiento congelado en el valor que presentaba en el instante en que la velocidad actual V se haya vuelto igual al umbral S, de modo que a partir de este instante, el equilibrado del avión 1 estará asegurado igualmente por los timones de profundidad 9 (como se representa en la figura 6) que ayudan a contrarrestar el momento de picado debido a la fuerza de sustentación L; y
- -
- por otra parte, por medio del dispositivo de mando 10, limitará el factor de carga FC de picado del avión 1 a una fracción f de g, estando f comprendido entre 0,3 y 0,7, por ejemplo igual a 0,5, de modo que, como muestra la figura 4, el factor de carga FC sea igual a fg entre la orden de picado +\deltam1 (que corresponde a fg) y la orden de picado máxima +\deltammax. Así, cuando el piloto accione el picado total en el sistema de palanca 11 para una evitación brusca por debajo, los timones de profundidad pivotarán en el sentido de picado -como se simboliza en la figura 6 por la flecha 14-evitando imponer al avión 1 un factor de carga nulo (0 g) o cercano a cero.
Como se ha mencionado más arriba, gracias a las
medidas que acaban de ser descritas, se evita tener que
sobredimensionar el empenaje horizontal regulable 7 y los timones de
profundidad 9 para la sola maniobra de evitación por debajo, a poca
velocidad.
Claims (6)
1. Procedimiento para asegurar la seguridad de
una aeronave (1) que vuela horizontalmente a poca velocidad, cerca
de la velocidad mínima VLS autorizada para la configuración actual
de las superficies aerodinámicas móviles de sus alas, siendo el
mando en balanceo de dicha aeronave (1) obtenido por acción del
piloto sobre los timones de profundidad (9) articulados en el
empenaje horizontal (7) de dicha aeronave,
caracterizado porque:
- -
- se predetermina un umbral inferior de velocidad (S) para la aeronave;
- -
- se mide la velocidad actual (V) de dicha aeronave; y
- -
- se compara dicha velocidad actual (V) con dicho umbral (S) y, cuando dicha velocidad actual (V) alcance decreciendo dicho umbral (S), se limita el mando de picado de dicha aeronave (1) a un factor de carga (fg) superior a Og.
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque el factor de carga
(fg) resultante de la limitación de mando de picado está comprendido
entre 0,3 g y 0,7 g.
3. Procedimiento según la reivindicación 2,
caracterizado porque el factor de carga
(fg) resultante de la limitación de mando de picado es del orden de
0,5 g.
4. Procedimiento según una de las
reivindicaciones 1 a 3, para una aeronave en la cual dicho empenaje
horizontal es regulable en inclinación,
caracterizado porque se bloquea la
inclinación de encabritamiento de dicho empenaje horizontal
regulable al valor existente en el instante en el cual dicha
velocidad actual alcanza decreciendo dicho umbral inferior de
velocidad.
5. Procedimiento según la reivindicación 4,
caracterizado porque, tras el bloqueo de
la inclinación en encabritamiento de dicho empenaje horizontal
regulable, este último puede ser libremente accionado en el sentido
de picado.
6. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 5,
caracterizado porque se elige dicho
umbral de velocidad igual a dicha velocidad mínima VLS.
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