ES2403049T3 - Procedimiento de control de un sistema de desescarchado eléctrico - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de control y de mando de por lo menoProcedimiento de control y de mando de por lo menos una resistencia calefactora (1) que pertenece a s una resistencia calefactora (1) que pertenece a unconjunto de desescarchado de una góndola de turbunconjunto de desescarchado de una góndola de turborreactor de un avión, caracterizado porque compreorreactor de un avión, caracterizado porque comprende lasetapas que prevén: - obtener de una unidad nde lasetapas que prevén: - obtener de una unidad central de control (6) del avión unos parámetros rcentral de control (6) del avión unos parámetros representativos de las condicionesexteriores de vueepresentativos de las condicionesexteriores de vuelo, - determinar un modelo térmico correspondientelo, - determinar un modelo térmico correspondiente a las condiciones de vuelo obtenidas, - en funció a las condiciones de vuelo obtenidas, - en función del modelo térmico, suministrar a la resistencian del modelo térmico, suministrar a la resistencia calefactora (1) la potencia (4) eléctricacorrespo calefactora (1) la potencia (4) eléctricacorrespondiente apropiada. ndiente apropiada.
Description
Procedimiento de control de un sistema de desescarchado eléctrico.
La presente invención se refiere a un procedimiento de desescarchado, en particular de un conjunto de labio de entrada de aire de una góndola de turborreactor.
Un avión se propulsa mediante uno o varios conjuntos propulsores que comprenden, cada uno, un turborreactor alojado en una góndola tubular. Cada conjunto propulsor está unido al avión por un mástil situado generalmente bajo un ala o a nivel del fuselaje.
Una góndola presenta generalmente una estructura que comprende una entrada de aire aguas arriba del motor, una sección media destinada a rodear una soplante del turborreactor, una sección aguas abajo que aloja unos medios de inversión de empuje y destinada a rodear la cámara de combustión del turborreactor, y se termina generalmente por una tobera de eyección cuya salida está situada aguas abajo del turborreactor.
La entrada de aire comprende, por una parte, un labio de entrada de aire adaptado para permitir la captación óptima hacia el turborreactor del aire necesario para la alimentación de la soplante y de los compresores internos del turborreactor, y por otro lado, una estructura aguas abajo sobre la que se aplica el labio y destinada a canalizar de manera conveniente el aire hacia los álabes de la soplante. El conjunto está unido aguas arriba de una carcasa de la soplante que pertenece a la sección aguas arriba de la góndola.
En vuelo, según las condiciones de temperatura y de humedad, se puede formar hielo en la góndola, en particular a nivel de la superficie externa del labio de entrada de aire. La presencia de hielo o de escarcha modifica las propiedades aerodinámicas de la entrada de aire y perturba el encaminamiento del aire hacia la soplante.
Una solución para desescarchar o deshelar la superficie externa consiste en evitar que se forme hielo en esta superficie externa manteniendo la superficie en cuestión a una temperatura suficiente.
De este modo, es conocido, por ejemplo a partir del documento US nº 4.688.757, extraer aire caliente a nivel del compresor del turborreactor y llevarlo a nivel del labio de entrada de aire con el fin de calentar las paredes. No obstante, un dispositivo de este tipo necesita un sistema de conductos de conducción de aire caliente entre el turborreactor y la entrada de aire, así como un sistema de evacuación del aire caliente a nivel del labio de entrada de aire. Esto aumenta la masa del conjunto propulsor, lo cual no es deseable.
Estos inconvenientes se han podido evitar recurriendo a sistemas de desescarchado eléctricos.
Se podrá citar en particular el documento EP 1 495 963 aunque otros numerosos documentos se refieren al desescarchado eléctrico y a sus desarrollos.
Con el fin de aligerar al máximo las estructuras utilizadas en la constitución de góndolas, y más generalmente, de equipamiento aeronáutico, se recurre cada vez más al empleo de materiales compuestos en estas estructuras. El labio de entrada de aire de una góndola puede estar realizado en particular en materiales compuestos.
La utilización de estos materiales plantea ciertos problemas en el marco de un dispositivo de desescarchado eléctrico.
En efecto, la temperatura de exposición de estos materiales generalmente no debe superar un umbral crítico so pena de desnaturalizar el material y por tanto dañar la estructura. Por tanto, conviene vigilar la temperatura del material compuesto con el fin de evitar cualquier sobrecalentamiento, en particular local, del material.
Una solución evidente es equipar la estructura de material compuesto con sensores de temperatura. No obstante, una solución de este tipo no permite evitar ciertos sobrecalentamientos locales entre los sensores a menos que se aumente de manera importante el número de sensores de temperatura utilizados. Una solución de este tipo implica asimismo la disposición de una red de transmisión de los datos medidos por el sensor, lo cual hace que la estructura sea más pesada y puede hacer que el dispositivo de desescarchado sea particularmente complejo y poco práctico en cuanto a su instalación y su puesta en práctica.
Por motivos de fiabilidad, podría asimismo ser necesario hacer que los sensores sean redundantes, lo cual tendría también un impacto en la masa de la estructura y aumentaría su complejidad.
Un objetivo de la presente invención es proporcionar un dispositivo de desescarchado eléctrico eficaz sin riesgo de dañar los materiales compuestos utilizados.
Para ello, la invención tiene como objeto un procedimiento de control y de regulación de por lo menos una resistencia calefactora que pertenece a un conjunto de desescarchado de una góndola de turborreactor de un avión,
caracterizado porque comprende las etapas que prevén:
- -
- obtener de una unidad central de control del avión unos parámetros representativos de las condiciones exteriores de vuelo,
- -
- determinar un modelo térmico para la estructura que se debe desescarchar correspondiente a las condiciones de vuelo obtenidas,
- -
- en función del modelo térmico, suministrar a la resistencia calefactora la potencia eléctrica correspondiente apropiada.
De este modo, utilizando un conjunto de datos representativos de las condiciones exteriores de vuelo, estando estos datos disponibles a nivel de un ordenador del avión, es posible optimizar el desescarchado de los diferentes elementos de la góndola. En efecto, las condiciones exteriores de temperatura, presión, velocidad, etc. son determinantes en cuanto a la formación de escarcha en una superficie de la góndola.
Estas condiciones exteriores de vuelo permiten situar el avión en el interior de una envolvente de vuelo, correspondiente a un modelo térmico predeterminado que asocia a dicha envolvente de vuelo unos valores de la potencia eléctrica necesaria para el desescarchado que se debe proporcionar a las resistencias calefactoras.
Preferentemente, la unidad central de control del avión es un FADEC (Full Authority Digital Engine Control: regulador digital de motor de autoridad plena). Esta unidad de control se puede designar asimismo con el acrónimo EEC (Electronic Engine Control: controlador electrónico del motor).
Ventajosamente, los parámetros representativos de las condiciones exteriores de vuelo se obtienen por medio de por lo menos una conexión de datos que utiliza un bus ARINC, siendo la conexión preferentemente redundante.
De manera preferida, los parámetros representativos de las condiciones exteriores de vuelo comprenden por lo menos uno de los parámetros siguientes: temperatura exterior, presión exterior, velocidad del avión, tasa de humedad.
Ventajosamente, el procedimiento según la invención controla una pluralidad de resistencias calefactoras. Ventajosamente además, las resistencias calefactoras están distribuidas en por lo menos dos esterillas de resistencias calefactoras, estando el procedimiento previsto para suministrar a cada esterilla una potencia eléctrica propia, diferente o no, en función del modelo térmico considerado y de la ubicación de las esterillas. De este modo, es posible prever unas potencias diferentes para, por ejemplo, una primera red periférica de resistencias calefactoras situadas a nivel del interior de la entrada de aire, una segunda red periférica de resistencias situada a nivel del labio, y una tercera red periférica situada ligeramente aguas arriba del labio de la góndola.
De manera preferida, el modelo térmico aplicado se elige de entre una pluralidad de modelos térmicos que comprende por lo menos un modelo térmico correspondiente a un régimen de crucero, pudiendo los otros modelos térmicos ser unos modelos térmicos correspondientes en particular a regímenes de despegue, ascenso, descenso, espera antes del aterrizaje, avión en tierra, entre otros.
Ventajosamente, el procedimiento comprende un bucle de regulación de la potencia eléctrica proporcionada a las resistencias calefactoras en función de la potencia disipada por dichas resistencias calefactoras.
De manera preferida, cuando se aplica un modelo térmico correspondiente a una envolvente de vuelo sin escarcha, las resistencias calefactoras se alimentan según un modo de precalentamiento que mantiene una temperatura determinada. Esto permite tener una mejor reactividad del sistema de desescarchado en caso de una entrada en una envolvente de vuelo con formación de escarcha, al tiempo que se evita un pico de temperatura y unos sobrecalentamientos locales en caso de un ascenso de temperatura demasiado rápido.
Ventajosamente, el procedimiento comprende una etapa de consulta de un detector de escarcha, realizándose principalmente esta consulta cuando el modelo térmico aplicado corresponde a una envolvente de vuelo con formación de escarcha.
La presente invención se refiere asimismo a un dispositivo concebido para permitir la puesta en práctica de un procedimiento según la invención.
Evidentemente se debe observar que los presentes procedimiento y dispositivo, aunque aplicados a modo de ejemplo a un labio de entrada de aire, no están limitados a esto y se pueden aplicar a cualquier superficie susceptible de estar sometida a escarcha.
La presente invención se comprenderá mejor a la luz de la descripción detallada siguiente con respecto al dibujo adjunto, en el que:
- -
- La figura 1 es una representación esquemática de un dispositivo de control de un sistema de desescarchado eléctrico según el procedimiento objeto de la invención.
5 - Las figuras 2 y 3 son unas representaciones gráficas de envolventes de vuelo con formación de escarcha en función de la temperatura y presión exteriores.
La figura 1 esquematiza un dispositivo de control de un sistema de desescarchado eléctrico de una entrada de aire de una góndola de turborreactor (no representada).
10 Esta entrada de aire está equipada con una pluralidad de resistencias calefactoras agrupadas en esterillas de resistencias 1.
De manera ventajosa, cada esterilla de resistencias corresponde a una zona particular del labio de entrada de aire.
15 Se podrán agrupar por ejemplo las resistencias calefactoras en una primera esterilla periférica que comprende unas resistencias calefactoras situadas en la proximidad del interior (Int) de la entrada de aire, una segunda esterilla periférica que comprende unas resistencias calefactoras situadas a nivel del labio de entrada de aire de la góndola, y una tercera esterilla periférica que comprende unas resistencias calefactoras situadas (D2) ligeramente aguas arriba
20 del labio de la góndola.
En efecto, estas diferentes zonas del labio de entrada de aire pueden presentar, aunque estén sometidas a las mismas condiciones externas, unas necesidades diferentes en cuanto a potencia de desescarchado necesaria.
25 El dispositivo de control comprende una caja de control 2 alimentada por una red 3 trifásica alterna de 115 voltios o 230 V de frecuencia variable, por ejemplo, siendo la caja de control 2 adecuada a su vez para alimentar eléctricamente las esterillas 1 de resistencias calefactoras mediante unas salidas eléctricas 4 convirtiendo la tensión de alimentación alterna o continua en una tensión de alimentación continua y regulada para cada esterilla 1.
30 Evidentemente, según las necesidades, la tensión de salida podría igualmente ser alterna.
Cada salida eléctrica 4 está dedicada y alimenta una esterilla. Por tanto, cada esterilla 1 puede ser alimentado mediante una tensión eléctrica propia en función de la potencia eléctrica necesaria para el desescarchado de la zona de labio de entrada de aire cubierta por dicha esterilla 1.
35 La caja de control 2 también es adecuada para medir la corriente consumida por cada esterilla 1 calefactora. La potencia disipada por cada elemento calefactor está determinada por tanto con bastante facilidad por la caja de control 2 sin recurrir a ningún sensor de temperatura.
40 Según el procedimiento objeto de la invención, la caja de control 2 utiliza información sobre las condiciones exteriores de vuelo disponibles a nivel del FADEC 6. El intercambio de datos entre la caja de control 2 y el FADEC 6 está garantizado mediante una conexión 5 bus ARINC redundante.
El interés de utilizar el FADEC para obtener estos datos es que todas las informaciones relativas a las condiciones
45 de vuelo ya están disponibles y son fiables. La caja de control 2 utiliza por tanto las informaciones procedentes del FADEC para determinar la potencia eléctrica que se debe proporcionar a las esterillas 1 de resistencias calefactoras en función de los casos de vuelo y de las condiciones exteriores y mantiene esta potencia a partir de las mediciones de corriente y de tensión realizadas por esta misma caja de control 2.
50 En un vuelo típico, se podrán distinguir en particular los casos de vuelo siguientes: despegue, ascenso, régimen de crucero, descenso, espera antes del aterrizaje, avión en tierra.
A partir de modelos térmicos existentes, es posible determinar la potencia eléctrica necesaria para el desescarchado para cada esterilla 1 de resistencias calefactoras.
55 La tabla 1 siguiente proporciona un ejemplo de las potencias necesarias para garantizar el anti-escarchado de un labio de entrada de aire de una góndola de 75,1 pulgadas de diámetro dividida en tres zonas D1, D2, Int.
Tabla 1
- Densidad de potencia en 12 o/c
- Densidad de potencia en 6 o/c
- Caso
- Altitud Velocidad Temperatura exterior D1 D2 Int D1 D2 Int
- (pies)
- (mach) (°C) P (W/m2) P (W/m2) P (W/m2) P (W/m2) P (W/m2) P (W/m2)
- MTO
- 8000 0,192 -2 2906 1889 9672 3873 4861 8044
- MTO
- 15000 0,497 -18 2906 1889 9672 3873 4861 12112
- Ascenso
- 15000 0,388 -8 2906 1889 13937 3873 4861 17159
- Crucero
- 22000 0,785 -30 2906 1889 7254 3873 4861 10598
- Descenso
- 15000 0,388 -8 2906 1889 12694 3873 4861 12167
- Espera
- 22000 0,629 -20 2906 1889 13903 3873 4861 16049
La sigla MTO significa Maximum Take-off, es decir, las condiciones máximas de despegue.
5 12 o/c corresponde a la posición de 12 h a nivel de la entrada de aire, es decir, una posición en la proximidad de un mástil de anclaje.
6 o/c corresponde a la posición de 6 h a nivel de la entrada de aire.
10 A partir de las informaciones obtenidas del FADEC 6, la caja de control 2 determina si el avión evoluciona en una envolvente con formación de escarcha o no, y determina el modelo térmico (caso) aplicable, y por tanto la potencia eléctrica que se debe proporcionar a las esterillas calefactoras 1 determinada por este modelo.
15 Las figuras 2 y 3 son unos gráficos que representan una envolvente con formación de escarcha en un intervalo de temperatura (°C), en ordenadas, y un intervalo de p resión (presión de altitud: altitud a la que la presión alcanza 1013,25 hPa), en abscisas.
Cuando el avión evoluciona fuera de una envolvente con formación de escarcha, la caja de control alimenta las
20 esterillas 1 según un modo de precalentamiento con el fin de mantener una temperatura determinada para que el sistema sea lo más reactivo posible en cuanto el avión penetra en una envolvente de vuelo con formación de escarcha.
Se puede añadir a la caja de control 2, un detector de escarcha que permite aplicar la potencia eléctrica necesaria 25 únicamente cuando el avión evoluciona en condiciones con formación de escarcha efectivas.
Aunque la invención se haya descrito con un ejemplo particular de realización, es evidente que no está limitada en modo alguno al mismo y que comprende todos los equivalentes técnicos de los medios descritos así como sus combinaciones si éstas entran dentro del marco de la invención definido por las reivindicaciones.
Claims (9)
- REIVINDICACIONES1. Procedimiento de control y de mando de por lo menos una resistencia calefactora (1) que pertenece a unconjunto de desescarchado de una góndola de turborreactor de un avión, caracterizado porque comprende las 5 etapas que prevén:
- -
- obtener de una unidad central de control (6) del avión unos parámetros representativos de las condiciones exteriores de vuelo,
10 -determinar un modelo térmico correspondiente a las condiciones de vuelo obtenidas,- -
- en función del modelo térmico, suministrar a la resistencia calefactora (1) la potencia (4) eléctrica correspondiente apropiada.
15 2. Procedimiento según la reivindicación 1, caracterizado porque la unidad central de control (6) de avión es un FADEC. - 3. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado porque los parámetrosrepresentativos de las condiciones exteriores de vuelo se obtienen por medio de por lo menos una conexión de 20 datos que utiliza un bus ARINC (5), siendo la conexión preferentemente redundante.
- 4. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque los parámetros representativos de las condiciones exteriores de vuelo comprenden por lo menos uno de los parámetros siguientes: temperatura exterior, presión exterior, velocidad del avión, tasa de humedad.
-
- 5.
- Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque manda una pluralidad de resistencias calefactoras (1).
-
- 6.
- Procedimiento según la reivindicación 5, caracterizado porque las resistencias calefactoras están distribuidas en
30 por lo menos dos esterillas (1) de resistencias calefactoras, previendo el procedimiento suministrar a cada esterilla una potencia eléctrica (4) propia, diferente o no, en función del modelo térmico considerado y de la ubicación de las esterillas. - 7. Procedimiento según la reivindicación 6, caracterizado porque el modelo térmico aplicado se selecciona de entre35 una pluralidad de modelos térmicos que comprenden por lo menos un modelo térmico correspondiente a un régimen de crucero, pudiendo los otros modelos térmicos ser unos modelos térmicos correspondientes en particular a unos regímenes de despegue, ascenso, descenso, espera antes del aterrizaje, avión en tierra.
- 8. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque comprende un bucle de40 regulación de la potencia eléctrica proporcionada a las resistencias calefactoras en función de la potencia disipada por dichas resistencias calefactoras.
- 9. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque cuando se aplica un modelotérmico correspondiente a una envolvente de vuelo sin formación de escarcha, las resistencias calefactoras (1) están 45 alimentadas según un modo de precalentamiento que mantiene una temperatura determinada.
- 10. Procedimiento según la reivindicación 9, caracterizado porque comprende una etapa de consulta de un detector de hielo, realizándose principalmente esta consulta cuando el modelo térmico aplicado corresponde a una envolvente de vuelo con formación de escarcha.
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