ES2569345T3 - Limitación dinámica de inclinaciones de superficies monobloques de control de vuelo durante condiciones de susceptibilidad de pérdida de sustentación - Google Patents

Abstract

Un avión (20, 30) que comprende superficies de control de vuelo monobloques (22, 24, 32, 34) y un controlador (102) para limitar dinámicamente las inclinaciones de dichas superficies de control de vuelo en el citado avión durante una condición de susceptibilidad de pérdida de sustentación, siendo dicho controlador operativo para obtener la velocidad aerodinámica verificada en tiempo real del citado avión, para obtener el ángulo de ataque (AOA) en tiempo real de dicho avión, para obtener el ángulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avión, para calcular los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo basándose en los parámetros del avión obtenidos, y para limitar dinámicamente la inclinación de cada una de las citadas superficies de control de vuelo independientemente, de tal manera que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real de cada una de las citadas superficies de control de vuelo no excedan de los respectivos valores críticos locales.

Description

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DESCRIPCION

Limitacion dinamica de inclinaciones de superficies monobloques de control de vuelo durante condiciones de susceptibilidad de perdida de sustentacion.

Campo de la tecnica descrita

La tecnica descrita se refiere en general a aeronaves o aviones de cola en V con superficies monobloque de control de vuelo controladas automaticamente.

Antecedentes de la tecnica descrita

Las aeronaves o aviones convencionales estan usualmente disenados en una configuracion de cola en T, en la que existen tres superficies de estabilizacion de cola en la parte trasera del avion, con dos estabilizadores horizontalmente orientados, montados a cada lado de un estabilizador orientado verticalmente, que se asemeja a la forma de la letra “T” cuando se ve desde las partes delantera o trasera. Una configuracion alternativa es la “cola en V”, tambien conocida como una “cola de mariposa”, en la que los tres estabilizadores de cola (dos horizontales y uno vertical) son sustituidos por dos estabilizadores inclinados, que se asemejan a la forma de la letra V, cuando se ven desde las partes delantera o trasera. Las superficies movibles de control de vuelo difieren entre estos dos tipos de aviones. Mientras que un avion de cola en T incluye “timones” y “elevadores” para controlar separadamente los movimientos de guinada e inclinacion, respectivamente, un avion de cola en V incluye “timones-elevadores” (“timonvadores”) que controlan los movimientos de guinada e inclinacion conjuntamente.

En un avion de cola en T, los timones estan montados en los bordes traseros a cada lado del estabilizador vertical (o “plano de deriva”), y los elevadores estan montados en los bordes traseros de cada uno de los estabilizadores horizontales (o “planos de cola”). En un avion de cola en V hay dos timones-elevadores montados en el borde trasero de los estabilizadores de cola izquierdo y derecho, respectivamente. Un avion de cola en T se inclina hacia abajo basculando ambos elevadores hacia abajo, dando lugar a presion inferior por encima de cada plano de cola y mayor presion por debajo, haciendo que los planos de cola se eleven y descienda el morro del avion. De manera correspondiente, cuando se elevan ambos elevadores, se reduce la presion por debajo de los planos de cola y aumenta por encima de ellos, haciendo que la cola del avion descienda y ascienda el morro. Un avion de cola en V se inclina hacia abajo basculando el timon-elevador izquierdo hacia abajo y hacia la izquierda y basculando el timon- elevador derecho hacia abajo y hacia la derecha, produciendo una fuerza total de elevacion de cola, mientras que las fuerzas resultantes de guinada izquierda y derecha se anulan entre sf De manera correspondiente, un avion de cola en V se inclina hacia arriba elevando el timon-elevador izquierdo hacia arriba y hacia la derecha y basculando el timon-elevador derecho hacia arriba y hacia la izquierda, produciendo una fuerza total hacia abajo sobre los estabilizadores de cola mientras que las fuerzas de guinada resultantes izquierda y derecha se anulan entre sf

Un avion de cola en T guina hacia la derecha basculando ambos timones hacia la derecha, dando lugar a mas baja presion en el lado izquierdo del plano de deriva y mas alta presion a la derecha, haciendo que la cola se mueva a la izquierda y el morro del avion a la derecha. De manera correspondiente, cuando ambos timones son hechos bascular hacia la izquierda, la presion se reduce en el lado derecho del plano de deriva y se eleva en el lado izquierdo, haciendo que la cola se mueve a la derecha y se eleve el morro del avion. Un avion de cola en V guina hacia la derecha basculando el timon-elevador izquierdo hacia arriba y hacia la derecha mientras se bascula el timon-elevador derecho hacia abajo y hacia la derecha, dando lugar a una fuerza global de cola a la derecha (haciendo que el morro del avion se mueva a la derecha), mientras que se anulan entre sf las fuerzas de inclinacion resultantes hacia arriba y hacia abajo. De manera correspondiente, un avion de cola en V guina hacia la izquierda basculando el timon-elevador izquierdo hacia abajo y hacia la izquierda mientras se bascula el timon-elevador derecho hacia arriba y a la izquierda, dando lugar a una fuerza total de cola hacia la izquierda (haciendo que el morro del avion se mueva a la izquierda) mientras las fuerzas de inclinacion resultantes hacia arriba y hacia abajo se anulan entre sf

En general, un avion de cola en V tiene menos peso y produce menos resistencia al avance con respecto a un avion de cola en T, pero requiere un sistema de control mas complejo para manejar las superficies de control de vuelo y tambien adolece de estabilidad dinamica direccional reducida.

En algunos aviones, las superficies de control de vuelo estan formadas integralmente junto con las respectivas superficies estabilizadoras de cola, en lugar de estar formadas como un borde de cola movible separado. Se hace referencia a tal diseno como una configuracion “monobloque”.

Los aviones tienen en general multiples superficies de control, cada una de las cuales se puede inclinar o bascular alrededor de un eje de rotacion diferente, para controlar diferentes tipos de movimientos del avion. Se hace ahora referencia a las figuras 1A, 1B y 1C. La figura 1A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un timon- elevador de avion 10 de cola en T, de referencia 14, en una posicion centrada alrededor de un primer eje de rotacion, de referencia 18. La figura 1B es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador 14 de la figura 1A girado en el sentido de las agujas del reloj. La figura 1C es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador 14 de la figura 1A girado en sentido contrario a las agujas del reloj.

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Se hace referencia ahora a las figuras 2A, 2B y 2C. La figura 2A es una ilustracion esquematica en vista desde arriba de un avion de cola en V, de referencia 20, con timones-elevadores, de referencias 22 y 24, en posicion centrada alrededor de un segundo eje de rotacion de referencia 26. La figura 2B es una ilustracion esquematica en vista desde arriba del avion 20 de cola en V de la figura 2A con timones-elevadores 22, 24 girados en un primer sentido. En particular, ambos timones-elevadores 22, 24 estan basculados hacia la parte trasera del avion 20 (es decir, cuando se ven desde la parte superior del avion 20, el timon-elevador 22 esta basculado en el sentido de las agujas de reloj y el timon-elevador 24 esta basculado en el sentido contrario a las agujas del reloj). La figura 2C es una ilustracion esquematica en vista desde arriba del avion 10 de cola en V de la figura 2A con los timones- elevadores 22, 24 girados en un segundo sentido. En particular, ambos timones-elevadores 22, 24 estan basculados hacia la parte delantera del avion 20 (es decir, cuando se ven desde la parte superior del avion 20, el timon-elevador derecho 22 esta inclinado en el sentido contrario a las agujas del reloj y el timon-elevador izquierdo 24 esta inclinado en el sentido de las agujas del reloj.

Se hace referencia ahora a las figuras 3A, 3B y 3C. La figura 3A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un avion de cola en V, de referencia 30, con timones-elevadores de referencias 32 y 34, un una posicion centrada alrededor de un tercer eje de rotacion, de referencia 36. La figura 3B es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion 30 de cola en V de la figura 3A, con timones-elevadores 32, 34, girados en un primer sentido. En particular, ambos timones-elevadores 32, 34 estan basculados hacia arriba (es decir, cuando se ven desde la parte trasera del avion 30, el timon-elevador izquierdo 32 esta basculado en el sentido de las agujas del reloj y el timon-elevador derecho 34 esta basculado en sentido contrario a las agujas del reloj). La figura 3C es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion 30 de cola en V de la figura 3A con timones-elevadores 32, 34 girados en un segundo sentido. En particular, ambos timones-elevadores 32, 34 estan inclinados hacia abajo (es decir, cuando se ven desde la parte trasera del avion 30, el timon-elevador izquierdo 32 esta basculado en el sentido contrario a las agujas del reloj y el timon-elevador derecho 34 esta basculado en el sentido de las agujas del reloj).

El “angulo de ataque (AOA)” de un avion se refiere al angulo agudo entre la cuerda de la superficie aerodinamica (es decir, ala del avion) y la direccion del flujo de aire relativo no perturbado, que es esencialmente el angulo entre la direccion del ala del avion y la direccion de su viaje. El “angulo de derrape de ala (AOS)” se refiere al angulo entre la lmea central del avion y el viento relativo, que se puede considerar el AOA direccional del avion. Un avion experimental perdida de sustentacion (stall) si el avion excede un valor conocido como el “angulo de ataque cntico”, que da lugar a un rapido descenso de fuerza ascensional causado por una separacion de flujo de aire de la superficie del ala. En una perdida de sustentacion, el ala no puede generar la fuerza ascensional adecuada para mantener el vuelo horizontal. El coeficiente de fuerza ascensional aumenta generalmente como una funcion del AOA hasta un punto maximo, despues del cual disminuye drasticamente. Este coeficiente de fuerza ascensional maxima corresponde al AOA cntico. Una perdida de sustentacion puede ocurrir a cualquier posicion de inclinacion o cualquier velocidad aerodinamica, pero usualmente ocurre cuando se reduce la velocidad aerodinamica por debajo de que se conoce como “velocidad de perdida de sustentacion no acelerada”.

Cada avion de alas fijas tiene un AOA cntico unico espedfico al cual podna ocurrir la perdida de sustentacion. Este valor es usualmente estatico y esta predefinido antes del vuelo, de tal manera que el piloto y los sistemas de control de avion pueden evitar que se alcance el AOA cntico y por tanto evitar que se entre en perdida de sustentacion. El valor real del AOA cntico depende de varios parametros asociados con el diseno del avion (por ejemplo, perfil del ala, forma del ala en proyeccion horizontal, relacion de aspecto del ala), pero esta normalmente en el intervalo de 8°- 20°. Estos parametros pueden ser influidos por las condiciones atmosfericas. En particular, la temperatura y la humedad del entorno del vuelo pueden dar lugar a la formacion de hielo y a otras formas de precipitacion congelada sobre las superficies de las alas, lo que a su vez afectana al valor del AOA cntico predefinido, usualmente para limitar mas el AOA cntico. Se hace referencia ahora a la figura 4, que es un grafico, generalmente de referencia 50, que muestra el efecto del hielo acumulado sobre el coeficiente de fuerza ascensional de un avion de cola en V como una funcion del angulo de ataque. El eje y del grafico 50 representa el coeficiente de fuerza ascensional (Cl), mientras que el eje x del grafico 50 representa el angulo de ataque (a) en grados. El grafico 50 representa el coeficiente de fuerza ascensional como una funcion del angulo de ataque para colas en V con grados variables de hielo acumulado sobre sus superficies. La curva 52 representa una “cola en V limpia”, es decir, una sin acumulacion de hielo, mientras que las curvas 54, 56 y 58 representan respectivamente colas en V con hielo acumulado a un espesor de intervalos de aumento del 5% en la direccion de la cuerda.

Algunos aviones estan equipados con mecanismo para la eliminacion del hielo de las alas, pero estos mecanismos no son siempre completamente fiables o totalmente efectivos, y pueden dejar todavfa una cierta cantidad de hielo. Ademas, las condiciones atmosfericas tienden a cambiar en tiempo real durante el vuelo real, y no se puede prever el tiempo con el 100% de fiabilidad. Es posible retener completamente la realizacion de vuelos durante condiciones atmosfericas que danan ligar a la acumulacion de hielo en la superficie de las alas, o modificar la ruta de vuelo para mitigar el efecto de estas condiciones atmosfericas, aunque estas soluciones no son siempre factibles o practicas. Se han de tener en cuenta consideraciones de seguridad en la definicion del AOA cntico particular que se utilizara durante el vuelo. En condiciones atmosfericas severas, tales como lluvia, nieve y hielo, el avion debe reducir la perdida de caractensticas aerodinamicas a un nivel tolerable y aumentar su margen de seguridad aerodinamica. Los vehfculos aereos no tripulados o sin piloto (UAV) son particularmente sensibles a condiciones atmosfericas con hielo, ya que tales aviones no estan normalmente equipados con mecanismos y recursos para tratar con tal escenario.

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La patente U.S. No. 5.826.834, de Potter et al, titulada “Limitador auto-adaptativo para control automaticos de aproximacion y aterrizaje”, esta dirigida a un sistema de control de vuelo pasivo de fallo, para controlar la aproximacion y el aterrizaje de un avion. El sistema de control incluye un limitador de inclinacion en comunicacion con un piloto automatico. El limitador calcula un angulo estimado de trayectoria de vuelo basandose en datos de velocidad vertical y datos de velocidad horizontal del avion. El limitador calcula continuamente un angulo nominal de trayectoria de vuelo a partir del angulo estimado de trayectoria de vuelo durante una fase de seguimiento de la aproximacion/el aterrizaje hasta que se alcanza una altitud predeterminada y se fija el angulo nominal de trayectoria de vuelo. El limitador calcula continuamente una velocidad nominal vertical basandose en el angulo nominal de trayectoria de vuelo y en datos de velocidad horizontal, y ademas calcula continuamente un lfmite de velocidad vertical a partir de la velocidad nominal vertical y de datos de la altitud. El limitador calcula un valor de lfmite de inclinacion a partir del lfmite de velocidad vertical, de la velocidad vertical y de datos de inclinacion del avion. El piloto automatico limita la inclinacion del avion al valor lfmite de inclinacion, evitando asf que el avion se incline excesivamente hacia abajo y descienda por debajo de requisitos de certificacion de despeje del terreno.

La patente de U.S. No. 6.253.126, de Palmer, titulada “Metodo y aparato para vigilancia y control de parametros de vuelo”, esta dirigida a la vigilancia de parametros de vuelo del avion, particularmente presiones de aire que actuan sobre varias superficies del avion. De acuerdo con un aspecto, el revestimiento del avion esta provisto de pequenas aberturas o lumbreras que estan conectadas por un conducto de presion de aire a sensores de presion. Las lumbreras son sensibles a los cambios de presion del aire asociados con el vuelo a diferentes velocidades. Las lumbreras estan tambien provistas de medios para detectar materias extranas (por ejemplo, partfculas de agua, vapor, lubricacion y fluidos de deshielo), de medios para evitar que se hiele la lumbrera y medios para descontaminar la lumbrera (por ejemplo un calentador de lumbrera y un volumen de sumidero). Las presiones del aire son medidas, registradas y almacenadas durante una primera condicion de vuelo y a continuacion durante una segunda condicion de vuelo. Las mediciones son comparadas y utilizadas para deducir datos de rendimiento aerodinamico (por ejemplo, angulo de ataque correcto y margen para perdida de sustentacion) y determinar como controlar correspondientemente el avion.

La publicacion de la solicitud de patente de U.S. No. 2009/0062973, de Caldeira et al, titulada “Sistema de proyeccion de perdida de sustentacion, oscilacion irregular (buffeting), baja velocidad y gran altitud”, esta dirigida a un sistema de control de vuelo de avion para proporcionar mas controles de velocidad. Las superficies de control del avion pueden ser accionadas para desplegarse hasta una cierta posicion por una orden de interceptor de piloto (dispositivo de entrada de piloto). El sistema de control vigila un conjunto de parametros de vuelo (por ejemplo, angulo de ataque, regimen de angulo de ataque, velocidad aerodinamica, regimen de velocidad aerodinamica, posicion de alerones, actitud de inclinacion, regimen de inclinacion, altura por encima del suelo, deteccion de hielo) y trata los datos para determinar si el avion esta operando dentro de un ambito permitido. Si el avion esta proximo a los lfmites del ambito, el sistema de control puede derivar la orden de interceptor de piloto para colocar automaticamente las superficies de control. El sistema de control puede proteger al avion de escenarios tales como velocidades bajas, elevada actitud, perdidas de sustentacion y oscilaciones irregulares.

Abzug, “V-tail Stalling at Combined Angles of Attack and Sideslip Information” (“Perdida de sustentacion de cola en V a angulos de ataque e informacion de derrape combinados”), J. Aircraft, Vol. 36, No. 4: Engineering Notes, 1999, pp. 729-731, describe el calculo del angulo de ataque (AOA) geometrico del panel de cola en V y el angulo de derrape (AOS) como una funcion de seis variables: AOA (a) del avion, AOS (p) del avion, angulo medio de la corriente de aire descendente (downwash) (e) de cola en V, angulo medio de deflexion lateral (sidewash) (a) de cola en V, angulo diedro (T) de cola en V y angulo de incidencia (8) de cola en V, para una cola en V de movimiento total. Los calculos son validos para que grandes valores de AOA y AOS soporten estudios de posible perdida de sustentacion de paneles. En un calculo de ejemplo de una aproximacion a aterrizaje para una cola de diedro en V de 30°, el panel izquierdo alcanzana un punto de perdida de sustentacion a un AOA de -12°, que se obtiene a un angulo de derrape derecho de 17°. Se vio que el AOS cntico para perdida de sustentacion de panel se reducfa en 3 grados cuando se supoma que el angulo de deflexion lateral aumentaba de 20% a 50% del AOS. Se vio que el AOS para perdida de sustentacion de panel se reducfa en 5 grados cuando el factor de corriente de aire descendente (£0) aumentaba de 4 a 8. Se encontro que la induccion del panel opuesto reduce el AOA del panel local de una cola en V en derrape por debajo de aquellos para el mismo AOA (es decir, elevando el AOA del panel al cual ocurrina la perdida de sustentacion), con relacion a la misma cola en V sin derrape. Inversamente, el flujo cruzado del panel sobre una cola en V en derrape disminuye el AOA del panel al cual ocurrina una perdida de sustentacion, con relacion a la misma cola en V sin derrape.

Compendio de la tecnica descrita

De acuerdo con un aspecto de la tecnica descrita, se proporciona por tanto un avion que incluye superficies de control de vuelo (FCS) monobloques y un controlador para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo durante una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. El controlador obtiene la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion, obtiene el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion, obtiene el angulo de derrape lateral (AOS) en tiempo real del avion, y calcula el AOA y el AOS locales en tiempo real de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros del avion obtenidos. El controlador limita dinamicamente la inclinacion de cada una de las superficies de control de vuelo con relacion a los valores cnticos de acuerdo con los AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de cada una de las superficies de control

de vuelo. El avion puede ser un vehnculo aereo no tripulado (UAV). El avion puede ser un avion de cola en V. Las superficies de control de vuelo pueden incluir al menos un estabilizador de cola izquierdo y un estabilizador de cola derecho, que esten limitados dinamicamente de manera independiente. El avion puede incluir ademas sensores de temperatura y precipitacion para detectar condiciones atmosfericas actuales en el entorno del avion. La condicion de 5 susceptibilidad de perdida de sustentacion puede incluir condiciones de hielo.

De acuerdo con otro aspecto de la tecnica descrita, se proporciona por tanto un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo (FCS) monobloques de un avion. El metodo incluye la operacion de activar la limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion en el entorno actual de un avion. El metodo incluye ademas las 10 operaciones de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion, obtener el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion, obtener el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del avion, y calcular los AOA y AOS locales, en tiempo real, de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros obtenidos del avion. El metodo incluye ademas la operacion de limitar dinamicamente la inclinacion de cada una de las superficies de control de vuelo con relacion a los valores cnticos de acuerdo con los AOA y AOS locales, calculados en tiempo 15 real, de cada una de las superficies de control de vuelo. La velocidad aerodinamica del avion, verificada en tiempo real, puede ser medida usando un aparato de medicion del avion. Alternativamente, la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real, puede ser estimada si los datos de velocidad aerodinamica medida se consideran inapropiados. La estimacion se puede basar en la densidad, RPM del motor, valvula de estrangulacion medida, angulo de inclinacion medido y aceleracion del avion medida en el eje x usando un modelo de estado-espacio de 20 bucle abierto. El AOA del avion en tiempo real puede ser estimado en base a la aceleracion medida en el eje z y la velocidad aerodinamica verificada del avion. El AOA del avion en tiempo real se puede estimar basandose en la aceleracion medida en el eje y, velocidad aerodinamica real, velocidad aerodinamica verificada, velocidad de guinada y angulo de timon del avion. Los AOA y AOS locales en tiempo real de las superficies de control de vuelo pueden ser calculados mediante estimacion de los AOA y AOS locales basandose en el angulo de la corriente de 25 aire descendente de la FCS y angulo de corriente de aire descendente de FCS, promedios calculados previamente, el angulo diedro de FCS conocido y los componentes de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento. El metodo puede incluir ademas la operacion de detectar condiciones atmosfericas actuales en el entrono del avion usando sensores de temperatura y precipitacion. El avion puede ser un vehnculo aereo no tripulado (UAV). El avion puede ser un avion de cola en V. La condicion de susceptibilidad a la perdida de 30 sustentacion puede incluir condiciones de hielo.

Breve descripcion de los dibujos.

La tecnica descrita sera comprendida y apreciada mas completamente por la descripcion detallada que sigue, tomada en relacion con los dibujos, en los cuales:

La figura 1A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un timon-elevador de avion de cola en V en una 35 posicion centrada alrededor de un primer eje de rotacion;

La figura 1B es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador de la figura 1A girado en el sentido de las agujas del reloj;

La figura 1C es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador de la figura 1A girado en el sentido contrario a las agujas del reloj;

40 La figura 2A es una ilustracion esquematica en vista superior de un avion de cola en V con timones-elevadores en una posicion centrada alrededor de un segundo eje de rotacion;

La figura 2B es una ilustracion esquematica en vista superior del avion de cola en V de la figura 2A con timones- elevadores girados en un primer sentido;

La figura 2C es una ilustracion esquematica en vista superior del avion de cola en V de la figura 2A con timones- 45 elevadores girados en un segundo sentido;

La figura 3A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un avion de cola en V con timones-elevadores en posicion centrada alrededor de un tercer eje de rotacion;

La figura 3B es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion de cola en V de la figura 3A con timones- elevadores girados en un primer sentido;

50 La figura 3C es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion de cola en V de la figura 3A con timones- elevadores girados en un segundo sentido;

La figura 4 es un grafico que muestra el efecto del hielo acumulado sobre el coeficiente de fuerza ascensional del avion de cola en V como una funcion del angulo de ataque;

La figura 5 es un diagrama de bloques de un vefnculo aereo no tripulado (UAV) con una configuracion de cola en V,

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construido y operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;

La figura 6 es un diagrama de bloques de un metodo para limitar dinamicamente la inclinacion de superficies monobloques de control de vuelo de un avion, operativas de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;

La figura 7 es una ilustracion esquematica de una estructura de filtro complementaria usada para calcular una estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativa de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;

La figura 8 es una ilustracion esquematica de una estructura de proceso para estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativa de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita; y

La figura 9 es una pluralidad de graficos que muestran el resultado de una simulacion de la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita en relacion con un UAV Hermes® 450.

Descripcion detallada de las realizaciones

La tecnica descrita supera las desventajas de la tecnica anterior proporcionando un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies monobloque de control del vuelo de un avion durante el vuelo en un escenario de susceptibilidad de perdida de sustentacion, tal como condiciones atmosfericas de hielo. La tecnica descrita mejora en el uso de una limitacion estatica en la inclinacion de las superficies de control para evitar la perdida de sustentacion, proporcionando una limitacion dinamica en tiempo real para el grado de inclinacion de cada una de las superficies de control de acuerdo con restricciones aerodinamicas. El seguimiento en tiempo real y la limitacion dinamica subsiguiente aplicada a cada superficie de control de vuelo individual proporciona finalmente al avion capacidad de maniobra mejorada. El metodo incluye detectar condiciones atmosfericas actuales y activar una limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo del avion si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. Se mide o estima la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real. Se mide o estima el angulo de ataque (AOA) del avion en tiempo real. Se mide o estima el angulo de derrape (AOS) del avion en tiempo real. Se calculan los AOA y AOS locales en tiempo real de las superficies de control a partir de parametros del avion. La inclinacion de las superficies de control se limita dinamicamente en base a los AOA y AOS locales calculados, aplicandose la limitacion independientemente a cada superficie de control (por ejemplo, estabilizador de cola izquierdo y estabilizador de cola derecho) de acuerdo con los parametros asociados con esa superficie de control concreta. La tecnica descrita es particularmente aplicable a vefuculos aereos no tripulados (UAV), concretamente aviones que incorporan control de vuelo automatico, pero es generalmente aplicable a otros tipos de aviones tambien. Ademas, la tecnica descrita es particularmente aplicable a aviones con configuracion de cola en V, pero es generalmente aplicable tambien a otros tipos de aviones (por ejemplo aviones de cola en T).

La expresion superficies de control “monobloques”, y cualesquiera variaciones de las mismas, segun se usan en esta memoria, se refieren a superficies de control de vuelo que estan formadas integralmente junto con la respectiva superficie de estabilizador de ala o cola, es decir, en lugar de ser formadas como un borde trasero movible separado. A saber, el ala o cola esta asf formada en su totalidad y opera como una superficie de control de vuelo unitaria. Por ejemplo, en un avion de cola en V con superficies de control monobloques, el estabilizador de cola izquierdo y el timon-elevador izquierdo estan integrados en una superficie movible unica (rotativa alrededor de un primer eje de control), mientras que el estabilizador de cola derecho y el timon-elevador derecho estan similarmente integrados en una superficie movible unica (rotativa alrededor de un segundo eje de control), para controlar los movimientos de inclinacion y guinada.

Los terminos “basculacion” e “inclinacion”, y cualesquiera variaciones de los mismos, se usan en esta memoria de manera intercambiable para referirse a la operacion de ajustar la alineacion de todo el plano de la superficie de control con relacion a un plano o eje de referencia dado o, alternativamente, la rotacion de todo el plano de la superficie de control alrededor de un plano/eje de referencia dado, es decir, de tal manera que el plano de la superficie de control define un angulo de inclinacion particular con respecto al plano/eje de referencia. Una tal operacion no da lugar a ninguna manipulacion de la forma o configuracion de la propia superficie de control (por ejemplo, a una torsion o deformacion de la misma).

La expresion “condiciones de hielo”, y cualesquiera variaciones de la misma, segun se usa en esta memoria, se refiere a condiciones que den lugar a la acumulacion de precipitacion congelada sobre las alas del avion y otras superficies del avion, que influyan sobre el angulo de ataque (AOA) cntico, en tiempo real, del avion (mas alla del cual en avion entrana en una perdida de sustentacion).

La expresion “condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion”, y cualesquiera variaciones de la misma, segun se usa en esta memoria, se refieren a cualquier situacion que haga que el AOA cntico del avion cambie, y/o cualquier situacion que aumente la probabilidad de que el avion entre en una perdida de sustentacion. Un tipo de condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion es condiciones de hielo (segun se han definido anteriormente).

En lo que sigue se usaran las siguientes abreviaturas:

UAV = Vefuculo Aereo no tripulado

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A/V = Vehnculo Aereo

ay = aceleracion segun el eje Y del A/V (coordenadas del cuerpo)

az = aceleracion segun el eje Z del A/V (coordenadas del cuerpo)

b = envergadura del A/V

L = fuerza ascensional

m = masa

p = regimen de balanceo del A/V

r = regimen de guinada del A/V

S = area de referencia del A/V Cl = coeficiente de fuerza ascensional

Clo = coeficiente de fuerza ascensional a angulo de ataque nulo

Clo = pendiente del coeficiente de fuerza ascensional

Cy = coeficiente de fuerza total en el eje Y (coordenadas del cuerpo)

Cyo = coeficiente de fuerza en el eje Y en equilibrio

CYp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo de derrape

CYeo = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo del aleron

Cyep = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo del timon

Cyp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al regimen de balanceo

CKp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al regimen de guinada

Vcas = velocidad aerodinamica verificada

Vtas = Velocidad aerodinamica verdadera

a = AOA = Angulo de Ataque

p = AOS = Angulo de Derrape

po = Densidad del aire al nivel del mar

£ = angulo medio de la corriente de aire descendente de cola en V

a = angulo de ataque de A/V (angulo entre norte verdadero y velocidad base)

Oq = angulo de deflexion lateral medio de cola en V

8 = angulo de control de cola en V

8a = angulo de aleron

8r = angulo del timon

r = angulo diedro de cola en V

Se hace ahora referencia a la figura 5, que es un diagrama de bloques de un avion, generalmente de referencia 100, construido y operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. El avion 100 incluye un controlador 102, sensores 104 de temperatura y precipitacion, aparatos de medicion de parametros de vuelo (FPMA) 106, actuadores 108 de superficies de control de vuelo (FCS), y superficies de control de vuelo 110. Las FCS 110 incluyen un estabilizador de cola izquierdo 112 y un estabilizador de cola derecho 114. El FPMA 106 incluye al menos un tubo de pitot 116. El controlador 102 esta acoplado con los sensores 104 de temperatura y precipitacion, con el FPMA 106 y con los actuadores 108 de la FCS. Los actuadores 108 de la FCS estan acoplados ademas con el estabilizador de cola izquierdo112 y con el estabilizador de cola derecho 114.

El avion es preferiblemente un UAV, por ejemplo un UAV del tipo de la serie Hermes® (tal como Hermes® 450 o

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Hermes® 900), que es un UAV que esta clasificado como una clase 1 (pequeno, ligero) de acuerdo con Rockwel RPV Flying Qualities Design Criteria (Criterios de diseno de calidades de vuelo Rockwell RPV). La estabilizacion y control longitudinal y lateral de un UAV Hermes® 450 se realizan usando dos superficies monobloque de control de cola en V. Por lo tanto, el avion 100 es preferiblemente un avion de cola en V, con superficies de control de vuelo monobloques.

Se hace referencia ahora a la figura 6, que es un diagrama de bloques de un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo de un avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. En la operacion 152 se detectan las condiciones atmosfericas usando sensores de temperatura y precipitacion. Haciendo referencia a la figura 5, los sensores 104 de temperatura y precipitacion detectan varios parametros del tiempo atmosferico (por ejemplo, temperatura, grado de precipitacion), para proporcionar una indicacion de las condiciones actuales del tiempo atmosferico en el entorno en el que esta actualmente situado el avion 100. El controlador 102 puede determinar opcionalmente un AOA cntico actualizado en tiempo real para el avion 100, que sea apropiado para las condiciones atmosfericas detectadas en tiempo real.

En la operacion 154, se activa la limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo del avion si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. Haciendo referencia a la figura 5, si los parametros del tiempo atmosferico actual, detectados por los sensores 104 de temperatura y precipitacion, proporcionan una indicacion de condiciones de hielo en el entorno (por ejemplo, si los parametros detectados exceden algunos niveles de umbral predefinidos o cumplen algun criterio previamente definido), entonces el avion 100 activa la ejecucion de limitacion dinamica de superficies de control de vuelo 110 de acuerdo con las condiciones en tiempo real. Se apreciara que la limitacion dinamica puede ser activada tambien, en general, tras la deteccion de otros tipos de condiciones de susceptibilidad de perdida de sustentacion.

En la operacion 156 se obtiene la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion. La operacion 156 puede ser ejecutada a traves de la operacion 158, en la que la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real se mide utilizando un aparato de medicion de velocidad aerodinamica, o, alternativamente, a traves de la operacion 160, en la que se estima la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real a partir de otros parametros de vuelo si es desechado el valor de la velocidad aerodinamica medida. Haciendo referencia a la figura 5, el tubo de pitot 116 adquiere mediciones de la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion 100. Un tubo de pitot es un instrumento de medicion de presion que mide la velocidad de un flujo de fluido, y se usa comunmente para determinar la velocidad aerodinamica de un avion. El controlador 120 recibe las mediciones de la velocidad aerodinamica verificada adquiridas. Si se considera que las mediciones adquiridas por el tubo de pitot 116 son inadecuadas o insuficientemente fiables, entonces se desechan estas mediciones y se estima un valor actualizado de la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real. En ciertas situaciones, particularmente en condiciones de hielo, el tubo de pitot no proporciona mediciones fiables. Por ejemplo, si el avion 100 incluye multiples tubos de pitot 116 y existen discrepancias significativas entre las mediciones de la velocidad aerodinamica proporcionadas por cada uno de los tubos de pitot 116, entonces se consideran inutilizables estas mediciones y se realiza en su lugar un proceso de estimacion. El controlador 102 estima la velocidad aerodinamica verificada usando un observador de estado-espacio en bucle abierto con una componente de correccion heunstica (basada en datos de ensayos de vuelo). El modelo estado-espacio en bucle abierto utiliza como entrada los siguientes parametros de vuelo: densidad, RPM del motor, estrangulacion medida, angulo de inclinacion medido y aceleracion medida en el eje X. Estos parametros de vuelo son medidos por el FPMA 106 y transferidos al controlador 102. La densidad es calculada utilizando un sensor de presion estatica completamente redundante (por ejemplo, incluido en el FPMA 106), el cual fue ensayado y mostro funcionar bajo condiciones de hielo con elevada fiabilidad.

En la operacion 162 se obtiene el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion. La operacion 162 puede ser ejecutada a traves de la operacion 164, en la que se mide el AOA del avion usando un aparato de medicion de AOA, o, alternativamente, por medio de la operacion 166, en la que se estima el AOA del avion a partir de otros parametros de vuelo si el valor de AOA medido es desechado. Haciendo referencia a la figura 5, un sensor de AOA u otro sensor apropiado del FPMA 106 adquiere mediciones del AOA en tiempo real del avion 100. El tubo de pitot 116 puede ser utilizado para obtener las mediciones de AOA. Si las mediciones adquiridas por el FPMA 106 se consideran inapropiadas o insuficientemente fiables (lo que es probable que ocurra durante condiciones de hielo), entonces se desechan estas mediciones y se estima un valor de AOA en tiempo real actualizado. En particular, el controlador 102 calcula directamente el aOa del avion 100 usando las siguientes ecuaciones:

1) L = 0,5 -p0 • VCAS • S • CL = m • az

2) Va < a stall , CL = CL0 + CLa ' a

^ a

1 ~ m • az CL0

CLa 0,5 -Po • VCAS ■ S CLa

Las ecuaciones (1) y (2) fueron obtenidas a partir de la base de datos aerodinamicos de un UAV Hermes® 450,

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ex^dos de ensayos de tunel de viento y validados usando ensayos de vuelo. Si, por ejemplo, el avion 100 es un UAV tipo Hermes® 450, el AOA puede ser estimado usando la siguiente ecuacion:

m • a

a = -1,9041 - 6,616

V2

y CAS

Suponiendo una base de datos aerodinamicos precisos, la unica fuente de error en esta estimacion surge de retardos y errores en la aceleracion en el eje Z y de las mediciones/estimaciones de la velocidad aerodinamica verificada.

En la operacion 168 se obtuvo el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del avion. La operacion 168 puede ser ejecutada a traves de la operacion 170, en la que el AOS de avion es medido usando un aparato de medicion de AOS o, alternativamente, a traves de la operacion 172, en la que el AOS del avion es estimado a partir de otros parametros de vuelo si el valor de AOS medido es desechado. Haciendo referencia a la figura 5, un sensor de AOS u otro sensor apropiado del FPMA 106 adquiere mediciones del AOS en tiempo real del avion 100. El tubo de pitot 116 puede ser utilizado para obtener las mediciones de AOS. Si las mediciones obtenidas por el FPMA 106 se consideran inapropiadas o insuficientemente fiables (lo que es probable que ocurra durante condiciones de hielo), entonces estas mediciones son desechadas y se estima un valor de AOS en tiempo real actualizado. En particular, el controlador 102 calcula indirectamente el AOS del avion 100, basandose en una aproximacion calculada de la derivada del AOS y una aproximacion simplificada del propio AOS. El calculo directo del AOS del avion es problematico, ya que ciertas derivadas de estabilidad (Cyp, Cysr) son funciones del AOS, como es evidente de la siguiente ecuacion de fuerza a lo largo del eje y del avion:

3) CY = CY0 + CYp ' P + CYSa ' Sa + CYSr ' Sr + ...

+ T-b— (C,r - p + C„-r)

2 ' VCAS

Se hace ahora referencia a la figura 7, que es una ilustracion esquematica de una estructura de filtro complementaria, generalmente con la referencia 180, utilizada para calcular una estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. La salida de la estructura de filtro complementaria 180 es la suma de una componente de respuesta de baja frecuencia y una componente de respuesta de alta frecuencia. La componente de respuesta de baja frecuencia es una aproximacion simplificada del AOS, que puede ser muy exacta inicialmente, pero que se desvfa a lo largo del tiempo. La componente de respuesta de alta frecuencia corresponde a la integracion sobre una aproximacion exacta de la derivada del AOS, que sena exacta solo a medida que transcurre el tiempo. Una suma correcta de estas dos componentes (es decir, mediante una seleccion correcta de Z) proporciona una estimacion adecuada del valor de AOS.

Una aproximacion simplificada, pero precisa, de la derivada de AOS se calcula usando la siguiente ecuacion (suponiendo que a << n/2):

aY

—-— r V

y TAS

Para obtener la aproximacion simplificada del AOS, la ecuacion (3) anterior se simplifica en la siguiente aproximacion basta (suponiendo que Cyp, Cys << 1):

4) p=a- (p-sen(a) + r -cos(a)

5) Cy

m-aY

0,5 • Po ■VCAS'S

b-Cy- r

2-V

Yr ' + c p+ c

' ^ ^ YSr

• Sr

c

-P

m-a

Y

0,5 • Po -Vcas-S

1

b-C-y -r

2-Vn

CYSr -Sr

en la que Cyp, C Sr y C se calcularon registrando varios vuelos del UAV en varias configuraciones (por ejemplo,

peso y centro de gravedad) con un tubo de pitot que mide el AOS, y a continuacion usando tecnicas de optimizacion para deducir un conjunto de valores discretos para Cyp, Cysr y Cyr que minimiza la diferencia global entre el AOS medido y el AOS estimado. Se puede usar una orden de timon emitida de la FCS, filtrada para eliminar la consolidacion de estimacion tras el angulo (5r) de timon medido.

Las ecuaciones (4) y (5) anteriores se aplicaron entonces dentro de la estructura de filtro complementaria 180 para

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proporcionar una estimacion exacta del AOS, ya que la aproximacion del AOS de filtro de paso bajo produce valores de AOS apropiados con error de estado constante que es anulado por la integracion filtrada en paso alto de la derivada de AOS. Se hace ahora referencia a la figura 8, que es una ilustracion esquematica de una estructura de proceso, generalmente con la referencia 190, para estimar el angulo de derrape (AOS) del avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita.

Haciendo de nuevo referencia a la figura 6, en la operacion 174 se calcula el angulo de ataque (AOA) local en tiempo real y el angulo de derrape (AOS) de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros del avion obtenidos. Haciendo referencia a la figura 5, el controlador 102 calcula el AOA local y el AOS local del estabilizador de cola izquierdo 112 y del estabilizador de cola derecho 114. Un sistema de coordenadas de FCS se define como sigue: el eje x es positivo hacia la direccion de avance en el plano de cuerda de la FCS, el eje z es positivo normal al plano de cuerda de la FCS y el eje y es positivo hacia la derecha. A continuacion se pueden ejecutar las siguientes cuatro rotaciones sucesivas para transformar desde el sistema de coordenadas del viento (en el cual han sido obtenidos el AOA y el AOS del avion) al sistema de coordenadas de la FCS, despreciando los efectos de la velocidad aerea de A/V:

1) Rotacion en p+Oai

2) Rotacion en a-£;

3) Rotacion en T;

4) Rotacion en 8; donde:

£ = el angulo medio de corriente de aire descendente en el respectivo estabilizador de cola; Oa = el angulo medio de derrape en el respectivo estabilizador de cola:

T = el diedro del plano de la FCS (positivo para el panel izquierdo); y 8 = el angulo de control de la FCS (para un estabilizador de cola monobloque).

En forma de matriz, estas transformaciones se pueden representar como sigue:

Vx

V

V

V-cola

cos(8)

0 - sen(8) 1 0 0 cos(a -s) 0 -sen(a -s)

0

1 0 0 cos(r) sen(r) >• 0 1

0

sen(8)

0 cos(8) 0 - sen(r) cos(r) sen(a -s) 0 cos(a -s)

cos(.P+°a)

- sen(P+Oa ) 0 ' V ]

sen(P+Oa )

C0SW+°a) 0 Vy >

0

0 1 VZ , VIENTO

Los AOA y AOS locales de la FCS se pueden deducir ahora usando las siguientes relaciones:

aY -cola

8 + tg

rcos(r) • sen(a -s) • cos(fi + aa) cos(a -s) • cos(P + ea) sen(r) • sen(P + ea) v cos(a-s) • cos(fi+oa)

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pv-cola = sen - (cos(r) • sen(p + a) +...

sen(Y) • sen(a -s) • cos(P + s));

utilizando los valores promedio previamente calculados del angulo de la corriente de aire descendente de la FCS y del angulo de deflexion lateral de la FCS, usando el angulo diedro conocido de la FCS, y usando componentes de velocidad de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento. Se apreciara que los valores calculados del AOA y AOS locales pueden ser asimetricos para cada lado de la FCS, por ejemplo, los valores para el estabilizador de cola izquierdo 112 pueden ser diferentes que los correspondientes al estabilizador de cola derecho 114.

En la operacion 176, la inclinacion de cada superficie de control es limitada dinamicamente de acuerdo con los AOA y AOS locales de superficie de control, calculados en tiempo real. Haciendo referencia a la figura 5, el controlador 102 envfa senales a los actuadores 108 de la FCS para limitar el grado de basculacion del estabilizador de cola izquierdo 112 y del estabilizador de cola derecho 114, de manera que los valores de AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de estas superficies de control, estan suficientemente alejados de los valores cnticos de AOA y AOS (es decir, de acuerdo con exigencias de seguridad aerodinamicas). Se apreciara que estas limitaciones dinamicas se aplican asimetricamente a cada FCS relevante de acuerdo con los parametros asociados con esa superficie de control concreta (por ejemplo, la limitacion aplicada al estabilizador de cola izquierdo 112 puede ser diferente de la limitacion aplicada al estabilizador de cola derecho 114).

La tecnica descrita fue ensayada en un entorno de simulacion (demostracion de ensayos de vuelo) con una base de datos aerodinamicos basandose en varios ciclos en tunel de viento con hielo. Se hace referencia ahora a la figura 9, que es una pluralidad de graficos que muestran el resultado de una simulacion de la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita, en relacion con un UAV Hermes® 450. Una simulacion de 1 segundo unico en el canal l de inclinacion mientras el Hermes® 450 realiza un giro coordinado con un angulo de balanceo de 10°, se muestra en la figura 9 (altura = 2400 m, velocidad aerodinamica verificada = 60 kn; en la presencia de turbulencia del medio, de acuerdo con el modelo de turbulencia de Dryden). Como se puede verse en la figura 9, la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita limita el angulo de cola en V de tal manera que el AOA local permanece lejos de su lfmite de perdida de sustentacion (AOA de perdida de sustentacion = 10,5°, maximo AOA sin limitador = 8,9° en la cola en V izquierda, maximo AOA con limitador = 6,5° en la cola en V derecha). Ademas, las respuestas dinamicas del UAV (segun se puede apreciar de los AOA y AOS del Hermes® 450) son claramente mas satisfactorios con la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita.

Claims (16)

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   REIVINDICACIONES

   1. Un avion (20, 30) que comprende superficies de control de vuelo monobloques (22, 24, 32, 34) y un controlador (102) para limitar dinamicamente las inclinaciones de dichas superficies de control de vuelo en el citado avion durante una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion, siendo dicho controlador operativo para obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del citado avion, para obtener el angulo de ataque (AOA) en tiempo real de dicho avion, para obtener el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avion, para calcular los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo basandose en los parametros del avion obtenidos, y para limitar dinamicamente la inclinacion de cada una de las citadas superficies de control de vuelo independientemente, de tal manera que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real de cada una de las citadas superficies de control de vuelo no excedan de los respectivos valores cnticos locales.
2. 2. El avion de la reivindicacion 1, en el que dicho avion es un vehnculo aereo no tripulado (UAV):
3. 3. El avion de la reivindicacion 1, en el que dicho avion es un avion de cola en V.
4. 4. El avion de la reivindicacion 1, en el que dichas superficies de control de vuelo comprenden al menos un estabilizador de cola izquierdo y un estabilizador de cola derecho, que son limitados dinamicamente de manera independiente.
5. 5. El avion de la reivindicacion 1, que comprende ademas sensores (104) de temperatura y de precipitacion acoplados a dicho controlador, siendo dichos sensores de temperatura y de precipitacion operativos para detectar condiciones atmosfericas actuales en el entorno del citado avion.
6. 6. El avion de la reivindicacion 1, en el que la citada condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion comprende condiciones de hielo.
7. 7. Un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies monobloques de control de vuelo del avion segun una de las reivindicaciones precedentes, comprendiendo el metodos las operaciones de:

   activar (154) la limitacion dinamica de dichas superficies de control de vuelo si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion en el entono actual del citado avion;

   obtener (156) la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real, de dicho avion;

   obtener (162) el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del citado avion;

   obtener (168) el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avion;

   obtener (174) los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo, basandose en los parametros obtenidos del avion; y

   limitar dinamicamente (176) la inclinacion de cada una de las citadas superficies de control de vuelo de manera independiente, de tal modo que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de cada una de dichas superficies de control de vuelo, no excedan los respectivos valores cnticos locales.
8. 8. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion comprende medir la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion usando un aparato de medicion de la velocidad aerodinamica.
9. 9. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real comprende estimar la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion si los datos de la velocidad aerodinamica medida se consideran inapropiados.
10. 10. El metodo de la reivindicacion 9, en el que dicha estimacion esta basada en la densidad, las RPM del motor, la estrangulacion de valvula medida, el angulo de inclinacion medido y la aceleracion medida en el eje x de dicho avion, usando un modelo estado-espacio en bucle abierto.
11. 11. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener el AOA en tiempo reala de dicho avion comprende estimar dicho AOA basandose en la aceleracion medida en el eje z y la velocidad aerodinamica verificada de dicho avion.
12. 12. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener el AOS en tiempo real de dicho avion comprende estimar dicho AOS basandose en la aceleracion medida en el eje y, la verdadera velocidad aerodinamica, la velocidad aerodinamica verificada, el regimen de guinada y el angulo de timon de dicho avion.
13. 13. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de calcular el AOA y el AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo comprende estimar dichos AOA y aOs locales basandose en el angulo promedio de corriente de aire descendente de las FCS, previamente calculado, y el angulo de deflexion

    lateral de las FCS, conocido el angulo diedro de las FCS, y las componentes de velocidad de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento.
14. 14. El metodo de la reivindicacion 7, que comprende ademas la operacion de detectar las condiciones atmosfericas actuales en el entorno del citado avion usando sensores de temperatura y de precipitacion.

    5 15. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicho avion es un vehnculo aereo no tripulado (UAV).
15. 16. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicho avion es un avion de cola en V.
16. 17. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion comprende condiciones de hielo.