ES2278285T3 - Procedimiento y dispositivo de pilotaje de una aeronave. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de pilotaje de una aeronave (A) que se desplaza por tierra, caracterizado porque, de modo automático: a) se determina una consigna de rotación de la aeronave (A); b) se determina un momento global que deba ser aplicado a la aeronave (A) según el eje de balanceo para que dicha aeronave (A) realice dicha consigna de rotación; c) se distribuye dicho momento global en una suma de momentos elementales, cada uno de los cuales corresponde al efecto generado en la aeronave (A) respectivamente por uno de una pluralidad de timones (3A, 3B, 3C, 3D), representando cada uno sobre el movimiento de balanceo de la aeronave y que es accionado por al menos un accionador (4A, 4B, 4C, 4D); y d) para cada uno de dichos timones (3A, 3B, 3C, 3D), se calcula una consigna a aplicar al accionador (4A, 4B, 4C, 4D) del timón correspondiente, de modo que este último genere el momento elemental asociado.
Description
Procedimiento y dispositivo de pilotaje de una
aeronave.
La presente invención se refiere a un
procedimiento y un dispositivo de pilotaje de una aeronave, en
particular de un avión de transporte civil, que se desplaza por
tierra.
En el ámbito de la presente invención se
entiende por desplazamiento por tierra cualquier tipo de
desplazamiento posible de una aeronave, tal como el desplazamiento
por una pista de aterrizaje en el curso de fases de aterrizaje y de
despegue, el desplazamiento en vías de circulación o el
desplazamiento en áreas de maniobras, en particular.
Cuando una aeronave, en particular un avión, se
desplaza por tierra en una pista con pilotaje manual, el piloto
acciona la orientación de las ruedas del tren de aterrizaje
delantero y del timón de dirección de la deriva para seguir
sustancialmente la trayectoria deseada. Esta trayectoria puede ser
rectilínea o curva y corresponder en este caso a una maniobra de la
aeronave, por ejemplo para entrar en un carril de salida. Para ello,
el piloto actúa en unos órganos de mando (pedales de la palanca de
pedales, volante de mando de la orientación de las ruedas del tren
de aterrizaje delantero), cuyas señales de salida (u órdenes) son
(directamente) enviadas como consignas a los accionadores del tren
de aterrizaje delantero y del timón de dirección de la deriva.
En la práctica, dichas señales de salida de los
órganos de mando son, en general, simplemente configuradas antes de
ser enviadas como consignas, por unos bloques funcionales
apropiados, que sólo aplican una ganancia variable a dichas señales
de consigna: por ejemplo una gama neutra alrededor de la posición de
reposo, a continuación un primer valor de ganancia y a continuación
un segundo valor de ganancia superior al primero.
Dicho modo de funcionamiento presenta
inconvenientes. En particular, constituye una carga de trabajo
importante para el piloto que, con ocasión del desplazamiento por
tierra, debe actuar permanentemente sobre los órganos de mando de
la orientación de las ruedas del tren delantero y del timón de
dirección de la deriva, con el fin de seguir la trayectoria
deseada. Este inconveniente resulta ser mayor cuando la trayectoria
deseada es curva. A veces, el piloto es llevado a actuar
simultáneamente en una pluralidad de dichos órganos de mando con el
fin de seguir esta trayectoria lo mejor posible, sin dejar de
gestionar el tiempo de respuesta de los timones a una orden dada
por medio de dichos órganos de mando, lo que representa naturalmente
una atención constante por parte del piloto, que es particularmente
fatigoso.
Además, cuando el desplazamiento por tierra se
efectúa con la ayuda de un piloto automático, por ejemplo con
ocasión del desplazamiento en el aterrizaje, una ley de
desplazamiento controla los accionadores de los diferentes timones,
en función del error de posición de la aeronave en relación con el
eje de la pista, que se determina utilizando al menos uno entre los
diferentes medios usuales de localización (ILS, MLS, GLS, DGPS,
...), ver por ejemplo la patente
US-A-5 000 825. Esta ley de
desplazamiento presenta el inconveniente que su puesta a punto
resulta delicada y que es específica para el modelo de aeronave
considerada.
La presente invención tiene por objeto un
procedimiento de pilotaje de una aeronave que se desplaza por
tierra, que permite remediar dichos inconvenientes.
A este efecto, dicho procedimiento de pilotaje
es notable según la invención porque, de modo automático:
- a)
- se determina una consigna de rotación de la aeronave;
- b)
- se determina un momento global que deba ser aplicado a la aeronave según el eje de balanceo para que dicha aeronave realice dicha consigna de rotación;
- c)
- se distribuye dicho momento global en una suma de momentos elementales, correspondiendo cada uno de ellos al efecto generado en la aeronave respectivamente por una de una pluralidad de timones, representando cada uno de dichos timones un medio particular que es susceptible de actuar en el movimiento de balanceo de la aeronave y que es accionado por al menos un accionador; y
- d)
- para cada uno de dichos timones, se calcula una consigna a aplicar al accionador del timón correspondiente de modo que este último genere el momento elemental asociado.
Así, gracias a la distribución automática del
momento global como suma de momentos elementales y al cálculo de
las consignas correspondientes que son a continuación aplicadas a
los accionadores de los diferentes timones, puede elegirse en cada
instante la distribución (entre los diferentes timones) más
apropiada (en particular la más eficaz), lo que permite mejorar el
control lateral de la aeronave según el eje de balanceo.
En un modo de realización particular, cuando la
aeronave está en pilotaje manual, se determina en la etapa a) dicha
consigna de rotación (velocidad de balanceo de la aeronave, ángulo
de orientación del vector velocidad de la
aeronave, ...) a partir de las órdenes generadas por al menos un órgano de mando de la aeronave (por ejemplo la palanca de pedales o el volante de mando de la orientación de las ruedas del tren de aterrizaje delantero), que es susceptible de ser accionado por un piloto de dicha aeronave.
aeronave, ...) a partir de las órdenes generadas por al menos un órgano de mando de la aeronave (por ejemplo la palanca de pedales o el volante de mando de la orientación de las ruedas del tren de aterrizaje delantero), que es susceptible de ser accionado por un piloto de dicha aeronave.
Así, el piloto puede introducir las consignas
que correspondan al control lateral deseado de la aeronave, sin
preocuparse del modo de realizar este control por medio de los
diferentes timones aptos para ponerla en práctica. El piloto
acciona entonces una rotación global de la aeronave, en lugar de una
pluralidad de movimientos individuales diferentes de los
timones.
Por otra parte, de modo ventajoso, cuando la
aeronave está en pilotaje automático, se determina en la etapa a)
dicha consigna de rotación, a partir de la diferencia eventual entre
la posición de la aeronave en una pista en tierra y el eje de esta
pista. La ley de pilotaje que permite determinar dicha consigna de
rotación es mucho más fácil de elaborar que una ley de
desplazamiento del tipo anteriormente citado.
De preferencia, en la etapa a), la consigna de
rotación es una consigna de velocidad de balanceo.
En un modo de realización particular que
corresponde a un pilotaje manual, de modo ventajoso, la aeronave
comporta, como órganos de mando, al menos una palanca de pedales y
un volante de mando de orientación del tren de aterrizaje delantero
de dicha aeronave, y en la etapa a):
- -
- se traduce la orden generada por la palanca de pedales directamente en una primera consigna de velocidad de balanceo;
- -
- se traduce la orden generada por el volante en una consigna intermedia de ángulo de orientación del vector velocidad del tren de aterrizaje delantero, que se convierte en una segunda consigna de velocidad de balanceo; y
- -
- se hace la suma de dichas primera y segunda consignas de velocidad de balanceo de manera que se obtenga una velocidad global de balanceo que represente dicha consigna de rotación de la aeronave.
En una variante de este modo de realización
particular, se multiplica dicha consigna intermedia de ángulo de
orientación del vector velocidad, por un coeficiente de limitación
que depende de la velocidad longitudinal de la aeronave, siendo el
resultado obtenido convertido en dicha segunda consigna de velocidad
de balanceo.
Esta última variante permite la realización de
maniobras precisas (desplazamiento de las ruedas del tren de
aterrizaje delantero a baja velocidad para el seguimiento de curvas,
o la introducción en vías de circulación), así como el seguimiento
de un eje de pista, por ejemplo en fase de despegue o de aterrizaje
(con una utilización de la orientación del timón de dirección de la
deriva cuando la velocidad es elevada, no siendo el desplazamiento
de las ruedas del tren delantero con velocidad elevada recomendado
para el seguimiento de un eje de pista con ocasión del
desplazamiento en el despegue y en el aterrizaje).
En el marco de la presente invención, se
entiende por timón cualquier medio que permita modificar el
movimiento lateral de la aeronave. Así, de modo ventajoso, pueden
utilizarse como timones:
- -
- el timón de dirección de la deriva de la aeronave, cuya orientación se controla y el tren de aterrizaje delantero cuya orientación se controla igualmente; y/o
- -
- al menos dos trenes de aterrizaje diferentes de la aeronave, cuyo frenado se accione de modo disimétrico; y/o
- -
- al menos dos motores de la aeronave, dispuestos a ambos lados del eje longitudinal de dicha aeronave, cuyo empuje se accione de modo disimétrico.
En un modo de realización preferido, en la etapa
c), para distribuir dicho momento global en una suma de momentos
elementales asociados respectivamente a diferentes timones, se tiene
en cuenta al menos uno de los criterios siguientes, relativos a
dichos timones:
- -
- la jerarquía de los timones;
- -
- la disponibilidad de los timones;
- -
- la eficacia de los timones; y
- -
- el nivel de autoridad de los timones.
Por otra parte, en un modo de realización
particular, se utiliza como timón al menos el tren de aterrizaje
delantero de la aeronave, cuya orientación se acciona, y en la etapa
c), se distribuye el momento global en función al menos de la
velocidad longitudinal de la aeronave.
En este caso, ventajosamente:
\newpage
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal de la aeronave es inferior a una primera velocidad predeterminada, la distribución es máxima en dicho tren de aterrizaje delantero;
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal de la aeronave es superior a una segunda velocidad predeterminada que es superior a dicha primera velocidad predeterminada, la distribución es mínima en dicho tren de aterrizaje delantero; y
- -
- dicha distribución es decreciente respecto de dicho tren de aterrizaje delantero entre dichas primera y segunda velocidades predeterminadas.
Este modo de realización permite la realización
de maniobras precisas, así como el seguimiento de un eje de pista,
por ejemplo en fase de despegue o de aterrizaje.
En una variante de realización:
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal de la aeronave es inferior a una primera velocidad predeterminada, se desactiva el modo de mando por distribución y se realiza un accionamiento directo del tren de aterrizaje delantero;
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal de la aeronave es superior a una segunda velocidad predeterminada, que es superior a dicha primera velocidad predeterminada, se desactiva el mando directo y se realiza únicamente un modo de mando por distribución; y
- -
- entre dichas primera y segunda velocidades predeterminadas, se pasa progresivamente del mando directo al modo de mando por distribución.
Por otra parte, en un modo de realización
preferido, se utiliza como timón el tren de aterrizaje delantero de
la aeronave, cuya orientación se acciona, y la consigna a aplicar al
accionador correspondiente es la suma de una primera consigna de
orientación del tren de aterrizaje delantero, determinada en la
etapa d) y una segunda consigna de orientación del tren de
aterrizaje delantero, generada por un bucle abierto específico.
La presente invención se refiere igualmente a un
dispositivo de pilotaje de una aeronave que se desplaza por
tierra.
Según la invención, dicho dispositivo de
pilotaje del tipo que comporta:
- -
- unos medios para generar las órdenes de mando;
- -
- unos timones que representan cada uno un medio particular que es susceptible de actuar en el movimiento de balanceo de la aeronave y que es accionado por al menos un accionador; y
- -
- una unidad central que determina, a partir de dichas órdenes de mando, unas consignas a aplicar a los accionadores de dichos timones,
es notable porque dicha unidad central
comporta:
- -
- unos medios para determinar una consigna de rotación de la aeronave, a partir de dichas órdenes de mando;
- -
- unos medios para determinar un momento global que deba ser aplicado a la aeronave según el eje de balanceo para que dicha aeronave realice dicha consigna de rotación;
- -
- unos medios para distribuir dicho momento global en una suma de momentos elementales, cada uno de los cuales corresponde al efecto generado en la aeronave respectivamente por dichos timones; y
- -
- unos medios para calcular, para cada uno de dichos timones, la consigna a aplicar al accionador del timón correspondiente de modo que este último genere el momento elemental asociado.
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
dispositivo según la invención.
La figura 2 muestra esquemáticamente un modo de
realización particular de medios de un dispositivo según la
invención.
Las figuras 3 y 4 son gráficas que permiten
explicar diferentes modos de realización de la invención.
La figura 5 es el esquema sinóptico de un modo
de realización particular de un dispositivo según la invención.
La figura 6 muestra esquemáticamente un avión al
cual se aplica la presente invención.
El dispositivo 1 según la invención y
representado esquemáticamente en la figura 1 es un dispositivo de
pilotaje de una aeronave A, en particular de un avión de transporte
civil, que se desplaza por tierra.
Dicho dispositivo 1 es del tipo que
comporta:
- -
- unos medios 2A, 2B para generar las órdenes de mando;
- -
- unos timones 3A, 3B, 3C, 3D que representan cada uno un medio particular que es susceptible de actuar en el movimiento de cabeceo de la aeronave A y que es accionado por al menos un accionador 4A, 4B, 4C, 4D; y
- -
- una unidad central UC que determina, a partir de dichas órdenes de mando recibidas de los medios 2A, 2B unas consignas a aplicar a los accionadores 4A, 4B, 4C, 4D de dichos timones 3A, 3B, 3C, 3D.
Según la invención, dicha unidad central UC
comporta:
- -
- unos medios 5A, 5B para determinar una consigna de rotación rc de la aeronave A, a partir de dichas órdenes de mando;
- -
- unos medios 6 para determinar un momento global Mc que deba ser aplicado a la aeronave A según el eje de balanceo, para que dicha aeronave A realice dicha consigna de rotación; y
- -
- unos medios 7:
- \bullet
- Para distribuir dicho momento global Mc en una suma de momentos elementales Mi, correspondiendo cada uno de ellos al efecto generado en la aeronave A respectivamente por dichos diferentes timones; y
- \bullet
- Para calcular, para cada uno de dichos timones 3A, 3B, 3C, 3D, la consigna a aplicar al accionador del timón correspondiente de modo que este último genere el momento elemental asociado.
Así, gracias a la distribución automática del
momento global MC en una suma de momentos elementales Mi y al
cálculo de las consignas correspondientes que son a continuación
aplicadas a los accionadores 4A, 4B, 4C, 4D de los diferentes
timones 3A, 3B, 3C, 3D, la unidad central UC permite elegir en cada
instante la distribución (entre los diferentes timones) más
apropiada (en particular la más eficaz), lo que permite mejorar el
control lateral de la aeronave A según el eje de balanceo.
En un modo de realización particular, cuando la
aeronave A está en modo de pilotaje manual, los medios 2A comportan
al menos un órgano de mando 8, 9 que es susceptible de ser accionado
por un piloto de la aeronave A y transmiten las órdenes generadas
por dicho órgano de mando 8, 9 a los medios 5A que deducen de ellos
una consigna de rotación de la aeronave A (velocidad de balanceo de
la aeronave, ángulo de orientación del vector velocidad de la
aeronave, ...)
En un modo de realización preferido, dichos
medios 2A comportan, como órganos de mando, en el caso de un avión
A tal como se representa por ejemplo en la figura 6:
- -
- una palanca de pedales 8 de tipo usual; y
- -
- un volante 9 de tipo ordinario, de mando de la orientación de las ruedas del tren de aterrizaje delantero 10 de la aeronave A.
Este modo de realización permite que al piloto
introducir unas consignas correspondientes al control lateral
deseado de la aeronave A, sin preocuparse del modo de realizar este
control por medio de los diferentes timones 3A, 3B, 3C, 3D aptos
para ponerlo en práctica: el piloto acciona una rotación global de
la aeronave A en lugar de un movimiento individual de cada uno de
los timones 3A, 3B, 3C, 3D. Así, una rotación de la aeronave A con
ocasión del desplazamiento por tierra (pistas, vías de circulación,
áreas para maniobras, ...) se pone en práctica cuando el piloto
actúa sobre un órgano de mando 8, 9 mientras que esta aeronave A
continúa desplazándose todo recto cuando el piloto ya no actúa
sobre dichos órganos de mando 8, 9. Puede entonces considerarse que
las consignas son introducidas bajo forma de objetivo a alcanzar.
Resulta de ello, por una parte, una mejora de la ergonomía del
pilotaje debido a la disminución de la carga de trabajo del piloto,
y por otra parte, una mejora del control de la aeronave A a lo
largo de la trayectoria deseada.
En otro modo de realización, cuando la aeronave
A está en modo de pilotaje automático, dichos medios 2B determinan
de modo usual el eje de la pista por la cual se desplaza la aeronave
A, utilizando por ejemplo las informaciones procedentes de sistemas
conocidos (ILS, MLS, GLS, DGPS,...) así como la diferencia eventual
(o el error eventual) entre la posición efectiva de la aeronave A
sobre esta pista en tierra y dicho eje de esta pista.
Además, dichos medios 5B comprenden una ley de
guiado para calcular una consigna de rotación de la aeronave
(velocidad de balanceo de la aeronave, ángulo de orientación del
vector velocidad de la aeronave, ...) que permite anular llegado el
caso dicho error de posición de la aeronave A. Resulta fácil
elaborar dicha ley de guiado.
En este caso, en un modo de realización
particular, en modo de pilotaje automático, el dispositivo 1 puede
comportar un sumador 11 que hace la suma de las consignas de
rotación recibidas respectivamente de dichos medios 5A y 5B y la
transmite a los medios 6.
Por el contrario, en modo de pilotaje manual,
sólo las consignas de rotación procedentes de dichos medios 5A son
transmitidas a los medios 6. Para ello, el dispositivo 1 comporta,
además, un conmutador 12 que está previsto entre los medios 5B y el
sumador 11 y que es llevado a un valor "0" con ocasión de un
pilotaje manual de la aeronave A.
Se observará que dichos medios 6 y 7 son comunes
a los modos de pilotaje manual y automático. Esto presenta la
ventaja de una homogeneidad de las leyes de mando en estos dos modos
de pilotaje, así como una puesta a punto y un mantenimiento más
fáciles y menos costosos. Las etapas que ponen en práctica estos
medios 6 y 7 permiten realizar una subordinación en rotación de la
aeronave A.
En un modo de realización particular
correspondiente a un pilotaje manual, los medios 5A comportan, como
se representa en la figura 2:
- -
- unos medios 13 que traducen la orden \deltapal generada por la palanca de pedales 8 directamente en una primera consigna de velocidad de balanceo rcpal;
- -
- unos medios 14 que traducen la orden \deltavol generada por el volante 9 en una consigna intermedia \betaAV de ángulo de orientación del vector velocidad del tren de aterrizaje delantero 10, que es convertida por unos medios 15 en una segunda consigna de velocidad de balanceo rcvol; y
- -
- unos medios 16 que hacen la suma de dichas primera y segunda consignas de velocidad de balanceo rcpal y rcvol para obtener una consigna global de velocidad de balanceo rcglobal que represente dicha consigna de rotación rc de la aeronave A.
En una variante de este modo de realización
particular, los medios 5A comportan, además, unos medios 17
(representados en trazos interrumpidos) que multiplican dicha
consigna intermedia \betaAV de ángulo de orientación del vector
velocidad del tren delantero 10, por un coeficiente de limitación k,
que está comprendido entre 0 y 1 y que depende de la velocidad
longitudinal V (recibida por una conexión 18) de la aeronave A,
siendo el resultado obtenido \betaAVeff convertido en dicha
segunda consigna de velocidad de balanceo rcvol por los medios
15.
Para valores reducidos de velocidad longitudinal
V, (k = 1) la consigna efectiva \betaAVeff de ángulo de
orientación del vector velocidad del tren delantero 10 corresponde
al valor \betaAV determinado del modo indicado anteriormente,
mientras que para unos valores de velocidad elevados (k = 0) la
consigna efectiva \betaAVeff de ángulo de orientación del vector
velocidad del tren delantero 10 es nula. Dicho modo de
funcionamiento permite la realización de maniobras precisas
(desplazamiento de las ruedas del tren delantero 10 a baja velocidad
para el seguimiento de curvas, entrada en vías de circulación), así
como el seguimiento de un eje de pista, por ejemplo en fase de
despegue o de aterrizaje (no recomendándose la utilización de la
orientación del timón de dirección de la deriva cuando la velocidad
es elevada, el desplazamiento de las ruedas del tren delantero 10
con velocidad elevada, para el seguimiento de un eje de pista con
ocasión del desplazamiento en el despegue y en el aterrizaje).
En el marco de la presente invención, se
entiende por timón 3A, 3B, 3C, 3D cualquier medio que permita
modificar el movimiento lateral (movimiento de balanceo) de la
aeronave A. Así, de modo ventajoso, pueden utilizarse como timones
3A, 3B, 3C, 3D:
- -
- el timón de dirección (no representado) de la deriva de la aeronave A, cuya orientación se acciona, y el tren de aterrizaje delantero 10, cuya orientación se acciona igualmente; y/o
- -
- al menos dos trenes de aterrizaje diferentes 19A, 19B (figura 6) de la aeronave A, en particular los trenes principales derecho e izquierdo, cuyo frenado se acciona de modo disimétrico; y/o
- -
- al menos dos motores 20A, 20B, 20C, 20D (figura 6) de la aeronave A, dispuestos a ambos lados del eje longitudinal 21 de dicha aeronave A, cuyo empuje se acciona de modo disimétrico.
En un modo de realización preferido, para
distribuir dicho momento global MC en una suma de momentos
elementales Mi asociados respectivamente a diferentes timones, los
medios 7 tienen en cuenta al menos uno de los criterios siguientes,
relativos a dichos timones 3A, 3B, 3C, 3D:
- -
- la jerarquía de los timones 3A, 3B, 3C, 3D. Se definen unos niveles de prioridad de los diferentes timones 3A, 3B, 3C, 3D y se actúa de preferencia en los que presenten la prioridad más elevada. Puede también distribuirse el momento global MC entre estos diferentes timones proporcionalmente a sus niveles de prioridad respectivos;
- -
- la disponibilidad de los timones 3A, 3B, 3C, 3D. Para distribuir el momento global Mc, se tiene en cuenta la disponibilidad (averías, ...) de los diferentes timones. Se compensa así la indisponibilidad de algunos de ellos actuando en los otros;
- -
- la eficacia de los timones 3A, 3B, 3C, 3D. Según el punto de funcionamiento, algunos timones son más eficaces que otros (por ejemplo, la eficacia de la deriva crece con el cuadrado de la velocidad de la aeronave). Se utilizan entonces, de preferencia, los timones 3A, 3B, 3C, 3D que tengan la mayor eficacia en el punto de funcionamiento considerado; y
- -
- el nivel de autoridad de los timones 3A, 3B, 3C, 3D. Según el punto de funcionamiento, puede ser necesario limitar la utilización de algunos timones. Por ejemplo, para una velocidad de la aeronave A superior a un valor predeterminado, se limita el ángulo de desplazamiento de las ruedas del tren delantero 10 a 6º.
En los modos de realización en los cuales la
orientación de las ruedas del tren delantero 10 está afectada por
dicha distribución de los momentos aplicados a la aeronave A según
el eje de balanceo, de modo ventajoso, esta distribución es
particularmente en función de la velocidad longitudinal V de la
aeronave A. En un modo de realización preferido, esta distribución
es máxima sobre la orientación de dichas ruedas del tren delantero
10 cuando la velocidad longitudinal V es menor a un primer valor de
velocidad predeterminado V1A, y a continuación decrece cuando varía
la velocidad V entre este primer valor de velocidad predeterminado
V1A y un segundo valor de velocidad predeterminado V2A, y es mínima
cuando la velocidad V es superior a este segundo valor de velocidad
predeterminado V2A.
Por ejemplo, cuando la distribución global R de
los momentos aplicados a la aeronave A según el eje de balanceo se
refiere a la orientación del timón de dirección de la deriva (parte
R2 en la figura 3) y la orientación de las ruedas del tren
delantero 10 (parte R1 en la figura 3), la distribución entre las
partes R1 y R2 en función de la velocidad longitudinal V de la
aeronave A puede corresponder a la representada en la figura 3.
Así:
- -
- para una velocidad V baja, menor al primer valor V1A, el guiado lateral de la aeronave A sólo depende de la orientación de las ruedas del tren de delantero 10;
- -
- para una velocidad comprendida entre el primer valor V1A y el segundo valor V2A, la acción de la orientación de dichas ruedas es degresiva a favor de la orientación del timón de dirección de la deriva; y
- -
- para una velocidad V superior al valor V2A, el control lateral de la aeronave A sólo depende de la orientación del timón de dirección de la deriva.
Este modo de realización permite la realización
de maniobras precisas (desplazamiento de las ruedas del tren
delantero 10 a baja velocidad para el seguimiento de curvas, o la
entrada en vías de circulación, ...) así como el seguimiento de un
eje de pista, por ejemplo en fase de despegue o de aterrizaje
(orientación del timón de dirección de la deriva cuando la
velocidad es elevada, siendo el seguimiento de un eje de pista
difícil de realizar utilizando el desplazamiento de las ruedas del
tren delantero 10 a velocidad elevada).
En un modo de realización particular
correspondiente al caso precedente, cuando la velocidad longitudinal
V de la aeronave A es menor a un valor de umbral predeterminado
V1B, se desactiva el modo de mando de la orientación de las ruedas
del tren delantero 10 según la invención (modo de mando por
distribución MCR) y se vuelve a un mando directo CD de esta
orientación por medio del volante 9. Dicho modo de funcionamiento es
ventajoso, porque cuando la velocidad V de la aeronave A es muy
baja en particular cerca de cero o nula, la ley de mando por
distribución según la invención tiene tendencia a inducir un efecto
desestabilizante y a provocar un desplazamiento máximo de dichas
ruedas para intentar realizar la subordinación en velocidad de
balanceo descrita anteriormente. Pero ocurre que, según el valor de
la consigna de velocidad de balanceo, dicha subordinación sólo puede
ser realizada con éxito cuando la velocidad de la aeronave es nula
o muy cercana a cero.
En el ejemplo representado en la figura 4, la
elección del modo de mando MC entre un modo de mando por
distribución MCR según la invención y un mando directo CD depende,
según la invención, del valor de la velocidad longitudinal V de la
aeronave A en relación con unos valores de velocidad predeterminados
V1B, V2B. Así:
- -
- cuando la velocidad longitudinal V de la aeronave A es menor a una primera velocidad predeterminada V1B, se desactiva el modo de mando por distribución MCR y se realiza únicamente una orden directa CD del tren de aterrizaje delantero 10;
- -
- cuando la velocidad longitudinal V de la aeronave A es superior a una segunda velocidad predeterminada V2B, que es superior a dicha primera velocidad predeterminada V1B, se desactiva el mando directo CD y se realiza únicamente un modo de mando por distribución MCR; y
- -
- entre dichas primera y segunda velocidades predeterminadas V1B y V2B se pasa progresivamente del mando directo CD al modo de mando por distribución MCR.
Por otra parte, en un modo de realización
particular representado en la figura 5, los medios 5A comportan:
- -
- dichos medios 14 que traducen la orden \deltavol generada por el volante 9 en una consigna \betaAV1 de ángulo de orientación del vector velocidad del tren de aterrizaje delantero 10;
- -
- dichos medios 13 que traducen la orden \deltapal generada por la palanca de pedales 8 en una consigna \betaAV2 de ángulo de orientación del vector velocidad del tren de aterrizaje delantero 10. Esta consigna \betaAV2 es transmitida al sumador 11;
- -
- unos medios 23 dispuestos a la salida del sumador 11 que transforman las informaciones recibidas en una consigna \betaAV3;
- -
- un sumador 24 que hace la suma de dichas consignas \betaAV1 y \betaAV3 de manera que se obtenga una consigna \betaAVc; y
- -
- unos medios 25 para convertir esta consigna \betaAVc en una consigna de velocidad de balanceo rc que es transmitida a los medios 6. Además, dichos medios 7 comportan:
- -
- una primera unidad 7A que determina:
- \bullet
- la consigna que es aplicada al accionador 4A del timón de dirección 3A de la aeronave; y
- \bullet
- una consigna \betaRA; y
- -
- una segunda unidad 7B que calcula una consigna k\betaA-Vc a partir de la consigna \betaAVc procedente del sumador 24, multiplicándola por el coeficiente k.
Las consignas \betaRA y K\betaAvc son
sumadas por un sumador 26 antes de ser aplicadas al accionador
(accionador 4B en la figura 5) del tren de aterrizaje delantero 10
(timón 3B en la figura 5) de la aeronave A.
En la figura 6, se ha representado el vector
velocidad VO del tren de aterrizaje delantero 10 de la aeronave A,
el eje 22 de dicho tren de aterrizaje delantero 10, así como el eje
longitudinal 21 de la aeronave A, que permiten poner en
evidencia:
- -
- un ángulo \alpha1 que ilustra dicha consigna k\betaAVc; y
- -
- un ángulo \alpha2 que ilustra dicha consigna \betaRA.
Este último modo de realización consiste en
generar en bucle abierto, una consigna k\betaAVc de orientación
de las ruedas del tren delantero 10 de la aeronave A, que es sumada
a una consigna \betaRA de orientación procedente de la
subordinación en balanceo. Estas dos consignas de orientación de las
ruedas del tren de aterrizaje delantero 10 son tales que, cuando la
rotación de la aeronave A se estabiliza alrededor de la consigna de
rotación solicitada por el piloto (a través de pedales de la palanca
de pedales 8 y/o del volante 9), el resultado de esta suma es
equivalente a la consigna de orientación de las ruedas definida en
el modo de realización anterior: la consigna en bucle abierto
corresponde entonces teóricamente al ángulo de orientación \alpha1
del vector velocidad VO del tren delantero 10 de la aeronave A y la
consigna de orientación de las ruedas procedente de la
subordinación de la velocidad de balanceo corresponde teóricamente
al opuesto del ángulo de derrape \alpha2 formado entre el vector
velocidad VO y el eje 22 de las ruedas del tren delantero 10. Dicho
modo de realización permite, para velocidades nulas o muy pequeñas,
prescindir de la transición hacia una ley directa presentada
anteriormente (a estas velocidades, se anula la salida \betaRA de
la subordinación en balanceo y sólo queda entonces la consigna
k\betaAVc de orientación de las ruedas del tren delantero 10 de
la aeronave A, calculada en bucle abierto).
Claims (15)
1. Procedimiento de pilotaje de una aeronave (A)
que se desplaza por tierra, caracterizado porque, de modo
automático:
- a)
- se determina una consigna de rotación de la aeronave (A);
- b)
- se determina un momento global que deba ser aplicado a la aeronave (A) según el eje de balanceo para que dicha aeronave (A) realice dicha consigna de rotación;
- c)
- se distribuye dicho momento global en una suma de momentos elementales, cada uno de los cuales corresponde al efecto generado en la aeronave (A) respectivamente por uno de una pluralidad de timones (3A, 3B, 3C, 3D), representando cada uno sobre el movimiento de balanceo de la aeronave y que es accionado por al menos un accionador (4A, 4B, 4C, 4D); y
- d)
- para cada uno de dichos timones (3A, 3B, 3C, 3D), se calcula una consigna a aplicar al accionador (4A, 4B, 4C, 4D) del timón correspondiente, de modo que este último genere el momento elemental asociado.
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque, cuando la aeronave
(A) está en pilotaje manual, se determina en la etapa a) dicha
consigna de rotación, a partir de las órdenes generadas por al
menos un órgano de mando (8, 9) de la aeronave (A), que es
susceptible de ser accionado por un piloto de dicha aeronave
(A).
3. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque, cuando la aeronave
(A) está en pilotaje automático, se determina en la etapa a) dicha
consigna de rotación, a partir de la diferencia eventual entre la
posición de la aeronave (A) en una pista en tierra y el eje de esta
pista.
4. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores,
caracterizado porque en la etapa a),
dicha consigna de rotación es una consigna de velocidad de balanceo
de la aeronave (A).
5. Procedimiento según la reivindicación 2,
caracterizado porque la aeronave (A)
comporta, como órganos de mando, al menos una palanca de pedales (8)
y un volante (9) de mando de orientación del tren de aterrizaje
delantero (10) de dicha aeronave (A) y porque en la etapa a):
- -
- se traduce la orden generada por la palanca de pedales (8) directamente en una primera consigna de velocidad de balanceo;
- -
- se traduce el orden generado por el volante (9) en una consigna intermedia de ángulo de orientación del vector velocidad del tren de aterrizaje delantero (10), que se convierte en una segunda consigna de velocidad de balanceo, y
- -
- se suman dichas primera y segunda consignas de velocidad de balanceo de manera que se obtenga una velocidad global de balanceo que represente dicha consigna de rotación de la aeronave (A).
6. Procedimiento según la reivindicación 5,
caracterizado porque se multiplica dicha
consigna intermedia de ángulo de orientación del vector velocidad,
por un coeficiente de limitación que depende de la velocidad
longitudinal de la aeronave (A), convirtiéndose el resultado
obtenido en dicha segunda consigna de velocidad de balanceo.
7. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores,
caracterizado porque se utiliza, como
timón, al menos el timón de dirección de la deriva de la aeronave
(A), cuya orientación se acciona y el tren de aterrizaje delantero
(10), cuya orientación se acciona igualmente.
8. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones que anteceden,
caracterizado porque se utilizan, como
timones, al menos dos trenes de aterrizaje diferentes (19A, 19B) de
la aeronave (A), cuyo frenado se acciona de modo disimétrico.
9. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores,
caracterizado porque se utiliza, como
timones, al menos dos motores (20A, 20B, 20C, 20D) de la aeronave
(A), dispuestos a ambos lados del eje longitudinal (21) de dicha
aeronave (A), cuyo empuje se acciona de forma disimétrica.
10. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones que anteceden,
caracterizado porque en la etapa c), para
distribuir dicho momento global en una suma de momentos elementales
asociados respectivamente a diferentes timones (3A, 3B, 3C, 3D), se
tiene en cuenta al menos uno de los criterios siguientes, relativos
a dichos timones:
- -
- la jerarquía de los timones;
- -
- la disponibilidad de los timones;
- -
- la eficacia de los timones; y
- -
- el nivel de autoridad de los timones.
11. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores,
caracterizado porque se utiliza, como
timón, al menos el tren de aterrizaje delantero (10) de la aeronave
(A), cuya orientación se acciona, y porque en la etapa c), se
distribuye el momento global en función al menos de la velocidad
longitudinal (V) de la aeronave (A).
12. Procedimiento según la reivindicación
11,
caracterizado porque:
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal (V) de la aeronave (A) es menor a una primera velocidad predeterminada (V1A), la distribución es máxima en dicho tren de aterrizaje delantero (10);
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal (V) de la aeronave (A) es superior a una segunda velocidad predeterminada (V2A) que es superior a dicha primera velocidad predeterminada (V1A), la distribución es mínima sobre dicho tren de aterrizaje delantero (10); y
- -
- dicha distribución es decreciente respecto de dicho tren de aterrizaje delantero (10) entre dichas primera y segunda velocidades predeterminadas (V1A, V2A).
13. Procedimiento según la reivindicación
11,
caracterizado porque:
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal (V) de la aeronave (A) es inferior a una primera velocidad predeterminada (V1 B), se desactiva el modo de mando por distribución (MCR) y se realiza un mando directo (CD) del tren de aterrizaje delantero (10);
- -
- cuando dicha velocidad longitudinal (V) de la aeronave (A) es superior a una segunda velocidad predeterminada (V2B), que es superior a dicha primera velocidad predeterminada (V1B), se desactiva el mando directo (CD) y se realiza únicamente un modo de mando por distribución (MCR); y
- -
- entre dichas primera y segunda velocidades predeterminadas (V1B, V2B), se pasa progresivamente del mando directo (CD) al modo de mando por distribución (MCR).
14. Procedimiento según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores,
caracterizado porque se utiliza, como
timón, el tren de aterrizaje delantero (10) de la aeronave (A), cuya
orientación se acciona, y porque la consigna a aplicar al
accionador correspondiente es la suma de una primera consigna de
orientación del tren de aterrizaje delantero (10) determinada en la
etapa d), y de una segunda consigna de orientación del tren de
aterrizaje delantero (10), generada por un bucle abierto
específico.
15. Dispositivo de pilotaje de una aeronave que
se desplaza en tierra, comportando dicho dispositivo (1):
- -
- unos medios (2A, 2B) para generar unas órdenes de mando;
- -
- unos timones (3A, 3B, 3C, 3D) que representan cada uno un medio particular que es susceptible de actuar en el movimiento de balanceo de la aeronave (A) y que es accionado por al menos un accionador (4A, 4B, 4C, 4D); y
- -
- una unidad central (UC) que determina, a partir de dichas órdenes de mando, unas consignas a aplicar a los accionadores (4A, 4B, 4C, 4D) de dichos timones (3A, 3B, 3C, 3D),
caracterizado porque dicha unidad central
(UC) comporta:
- -
- unos medios (5A, 5B) para determinar una consigna de rotación de la aeronave (A), a partir de dichas órdenes de mando;
- -
- unos medios (6) para determinar un momento global que deba ser aplicado a la aeronave (A) según el eje de balanceo para que dicha aeronave (A) realice dicha consigna de rotación;
- -
- unos medios (7) para distribuir dicho momento global en una suma de momentos elementales, en los que cada uno corresponde al efecto generado en la aeronave (A), respectivamente por dichos timones (3A, 3B, 3C, 3D); y
- -
- unos medios (7) para calcular, para cada uno de dichos timones (3A, 3B, 3C, 3D), la consigna a aplicar al accionador (4A, 4B, 4C, 4D) del timón correspondiente de modo que este último genere el momento elemental asociado.
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