ES2677873T3 - Compensación de avance de alimentación de ráfaga longitudinal y vertical usando superficies de control laterales - Google Patents
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Abstract
Un método (32) para reducir los errores de posición vertical de una aeronave (23) debidos a ráfagas de viento, caracterizado por que el método comprende las etapas de: determinar una magnitud de una ráfaga de viento vertical (38) que actúa sobre la aeronave usando una tasa de ángulo de ataque y una magnitud de una ráfaga de viento longitudinal (40) que actúa sobre la aeronave usando una tasa de velocidad aerodinámica real; pasar una señal de ráfaga de viento vertical y una señal de ráfaga de viento longitudinal a través de unos criterios y no seguir más etapas del método si la señal de ráfaga de viento vertical y la señal de ráfaga de viento longitudinal no están fuera de los criterios; multiplicar la señal de ráfaga de viento vertical y la señal de ráfaga de viento longitudinal por al menos una señal de ganancia (54, 58) para producir dos órdenes de sustentación delta (56, 60), comprendiendo cada una de las órdenes de sustentación delta un cambio en una orden de sustentación; sumar las dos órdenes de sustentación delta (56, 60) para producir una única orden de sustentación delta; convertir (68) la única orden de sustentación delta en órdenes de posición de superficies laterales simétricas (70) para superficies de control (22); comunicar (72) las órdenes de posición de superficies laterales simétricas a los accionadores de superficies de control laterales para mover las superficies de control de acuerdo con las órdenes de posición de superficies laterales simétricas, y usar la única orden de sustentación delta al unísono con un bucle de control de elevador de retroalimentación de posición vertical convencional para compensar las ráfagas de viento con el fin de mantener una posición ordenada de la aeronave.
Description
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DESCRIPCION
Compensacion de avance de alimentacion de rafaga longitudinal y vertical usando superficies de control laterales Antecedentes
La divulgacion se refiere a sistemas de control de vuelo de aeronave y, especificamente, al control automatico de la trayectoria de vuelo de una aeronave. Los sistemas de piloto automatico se usan ampliamente en la industria de la aviacion para proporcionar una guia de precision a una aeronave. Los sistemas de control convencionales habitualmente utilizan el elevador como superficie de control para efectuar cambios en la trayectoria vertical de la aeronave. Un objetivo de la divulgacion es proporcionar una atenuacion de las perturbaciones por rafaga de viento con el fin de mejorar la precision del control de trayectoria vertical proporcionado por un sistema de control de cabeceo convencional acoplado con un sistema de piloto automatico, tanto durante las situaciones de vuelo de aterrizaje como de no aterrizaje.
Como un ejemplo representativo, un aterrizaje automatico es una tarea de seguimiento de trayectoria vertical que requiere un control de trayectoria vertical preciso con el fin de lograr un funcionamiento aceptable. Se requiere una capacidad de aterrizaje automatico para operaciones en las condiciones meteorologicas mas severas de baja visibilidad, conocidas como categoria IIIB de condiciones meteorologicas minimas, y se usa en condiciones meteorologicas minimas menos restrictivas para mejorar la seguridad y reducir la carga de trabajo de la tripulacion de vuelo. Un sistema de aterrizaje automatico (ALS) proporciona la guia de trayectoria vertical y lateral precisa necesaria para cumplir los estrictos requisitos de funcionamiento especificados para las operaciones en condiciones meteorologicas minimas.
La guia de trayectoria vertical proporcionada por un ALS incluye tanto el control de trayectoria de planeo como la maniobra de enderezamiento para el aterrizaje. El control preciso de la posicion vertical con respecto a la trayectoria vertical deseada es esencial con el fin de lograr el funcionamiento requerido para las operaciones de categoria III. La trayectoria de planeo proporciona el gradiente de descenso establecido y la referencia de posicion longitudinal para la guia de trayectoria de vuelo de aproximacion final. La maniobra de enderezamiento para el aterrizaje proporciona la transicion de la trayectoria de planeo a la toma de contacto en la localizacion deseada en la pista. Idealmente, el ALS aterrizara la aeronave en el mismo punto de la pista, independientemente del entorno o la instalacion. En otras palabras, el diseno debe ser muy robusto dada la amplia gama de condiciones ambientales, el terreno y las caracteristicas de la pista a las que se sometera la aeronave durante los aterrizajes automaticos. Sin embargo, en la practica, el seguimiento de la trayectoria vertical proporcionado por el ALS se ve significativamente afectado por los vientos cortantes, el terreno y las caracteristicas de la pista. Cualquier mejora de un diseno de piloto automatico existente que mejore el seguimiento de la trayectoria vertical reducira el impacto de las perturbaciones mencionadas anteriormente durante las operaciones de aterrizaje automatico.
Para los aterrizajes automaticos, el piloto automatico usado en aviones tales como el 777, 757, 767, y 747-400 utiliza un diseno de ley de control de posicion vertical para proporcionar el control de trayectoria de planeo y la maniobra de enderezamiento para el aterrizaje. La orden de elevador se genera con un sistema de control de retroalimentacion de posicion vertical de elevador. El diseno de ley de control de posicion vertical produce una orden de inclinacion de cabeceo que es proporcional al error de altitud y al error de tasa de altitud y la integral del error de altitud. El diseno se ajusta para proporcionar un seguimiento de trayectoria vertical preciso con caracteristicas de estabilidad aceptables. Un problema para confiar unicamente en un sistema de control de retroalimentacion de elevador para el control de posicion vertical es que normalmente se requieren altas ganancias para lograr la precision de seguimiento de trayectoria vertical deseada. Sin embargo, unas ganancias excesivamente altas en el sistema de control de retroalimentacion de elevador pueden comprometer la estabilidad general del sistema, lo que potencialmente da como resultado una interaccion con los modos estructurales de la aeronave. Unas ganancias altas tambien pueden dar como resultado una actividad de cabeceo que es objetable para la tripulacion de vuelo.
Habitualmente, los pilotos automaticos utilizan una compensacion de avance de alimentacion de elevador o predictiva de algun tipo en combinacion con el control de retroalimentacion de elevador para lograr una atenuacion de perturbaciones. Esta combinacion de compensacion de avance de alimentacion y control de retroalimentacion permite cumplir los objetivos de rendimiento sin recuperar ganancias de retroalimentacion excesivamente altas y potencialmente desestabilizadoras. Los tipos de compensacion de avance de alimentacion de elevador utilizados habitualmente son o la compensacion de momento a corto plazo o la compensacion de fuerza a largo plazo.
Para la compensacion de momento a corto plazo se genera una orden de superficie de control (elevador) de tal manera que se crea un momento que anula el momento que se generara previsiblemente por la perturbacion. Para la compensacion de fuerza a largo plazo, se genera una orden de inclinacion de cabeceo para contrarrestar los cambios de equilibrio aerodinamico de estado estacionario debidos a una perturbacion. La compensacion de momento a corto plazo tiende a limitar el cambio de inclinacion de cabeceo en respuesta a una perturbacion, mientras que la compensacion de fuerza a largo plazo tiende a generar un cambio de inclinacion de cabeceo en respuesta a una perturbacion. La compensacion de momento a corto plazo se usa para equilibrar los momentos de
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cabeceo debidos a los cambios en el estabilizador y los cambios en el empuje y los efectos de tierra, pero no es muy eficaz para tratar una perturbacion de trayectoria vertical debida a vientos cambiantes. Por otro lado, la compensacion a largo plazo es bastante eficaz para contrarrestar las perturbaciones debidas a vientos cambiantes. Sin embargo, durante la maniobra de enderezamiento para el aterrizaje, los cambios de inclinacion de cabeceo resultantes de la compensacion de fuerza a largo plazo tienden a dar como resultado una actividad de cabeceo no deseable desde el punto de vista de su aceptacion por parte de la tripulacion de vuelo.
Durante un aterrizaje tambien hay restricciones geometricas que deben tenerse en cuenta. La inclinacion de cabeceo del avion debe limitarse para evitar el contacto con el suelo del tren de aterrizaje delantero antes del tren de aterrizaje principal y el contacto con el suelo del cuerpo de popa (golpe de cola). Mientras que la limitacion de la inclinacion de cabeceo dentro de las restricciones geometricas reduce la probabilidad de un primer contacto del tren delantero y un golpe de cola durante un aterrizaje automatico, la capacidad del piloto automatico para mantener la trayectoria vertical ordenada puede verse disminuida por estas restricciones geometricas. Por ejemplo, durante una maniobra de enderezamiento para el aterrizaje, las restricciones geometricas pueden evitar que el piloto automatico maniobre de manera agresiva en respuesta al desajuste de la trayectoria vertical provocado por vientos cortantes.
Se necesita un metodo para reducir los errores de posicion vertical de una aeronave para disminuir uno o mas problemas asociados con uno o mas de los metodos existentes.
Sumario
En un aspecto de la divulgacion, se desvela un metodo para reducir los errores de posicion vertical de una aeronave. En una etapa, puede determinarse una entrada de perturbacion que actua sobre la aeronave. En otra etapa, puede determinarse si la magnitud de la perturbacion supera uno o mas criterios. En otra etapa mas, no pueden seguirse mas etapas del metodo si la magnitud de la perturbacion no esta fuera de los criterios. La magnitud de la perturbacion puede convertirse en una orden de sustentacion delta si la magnitud de la perturbacion esta fuera de los criterios. En otra etapa mas, puede posprocesarse la orden de sustentacion delta. En una etapa adicional, la orden de sustentacion delta puede convertirse en ordenes de posicion de superficies laterales simetricas para superficies de control. En otra etapa, las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas pueden comunicarse a los accionadores de superficies de control laterales para mover las superficies de control de acuerdo con las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas.
En otro aspecto de la divulgacion, se desvela un metodo para reducir los errores de posicion vertical de una aeronave debidos a rafagas de viento. En una etapa, la magnitud de una rafaga de viento vertical que actua sobre la aeronave puede determinarse usando una tasa de angulo de ataque y la magnitud de una rafaga de viento longitudinal que actua sobre la aeronave puede determinarse usando una tasa de velocidad aerodinamica real. En una etapa adicional, una senal de rafaga de viento vertical y una senal de rafaga de viento longitudinal pueden pasar a traves unos criterios, y no pueden seguirse mas etapas del metodo si la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal no estan fuera de los criterios. En otra etapa, la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal pueden multiplicarse por al menos una senal de ganancia para producir dos ordenes de sustentacion delta. En una etapa adicional, las dos ordenes de sustentacion delta pueden sumarse para producir una unica orden de sustentacion delta. En otra etapa mas, la unica orden de sustentacion delta puede usarse al unisono con un bucle de control de elevador de retroalimentacion de posicion vertical convencional para compensar las rafagas de viento con el fin de mantener una posicion ordenada de la aeronave.
Estas y otras caracteristicas, aspectos y ventajas de la divulgacion se entenderan mejor con referencia a los dibujos, descripcion y reivindicaciones siguientes.
El documento CA1307573 desvela un sistema de guia de aeronave para optimizar la trayectoria de vuelo de una aeronave en presencia de un viento cortante que maximiza el tiempo que la aeronave se mantiene en el aire y la distancia recorrida, independientemente de la magnitud del viento cortante, en presencia de componentes de vientos cortantes horizontales o verticales, mientras que se minimiza de manera eficaz la excitacion del modo fugoide de la aeronave. Se ordena un angulo de trayectoria de vuelo suficiente para despejar cualquier obstaculo que pueda encontrarse en las inmediaciones del aeropuerto. Para vientos cortantes longitudinales u horizontales, un angulo de trayectoria de vuelo constante ligeramente positivo, que es una funcion de la magnitud del viento vertical, se anade a la orden de angulo de trayectoria de vuelo ligeramente positivo para producir una orden modificada que compense la disminucion del angulo de trayectoria de vuelo con respecto al suelo provocada por el viento vertical. El sistema impide el exceso del angulo de ataque del vibrador de la palanca de mando reduciendo la senal de orden hasta que el angulo de ataque real sea igual o menor que el angulo de ataque del vibrador de la palanca de mando.
El documento FR2891802 desvela un metodo y un aparato para mitigar las turbulencias en una aeronave. La operativa vertical (1) incluye unas formas (4) para determinar automaticamente, usando una componente de viento vertical, un nivel de gravedad en una turbulencia vertical y unas formas (5) para calcular automaticamente, usando la componente de viento vertical, una orden para un cuerpo movil controlable (2) que permita minimizar la magnitud de la turbulencia vertical inducida en los factores de carga de aeronave.
El documento US6044311 desvela un sistema de proteccion de una aeronave en vuelo de crucero contra factores de carga excesiva cuando se produce una rafaga vertical de viento. El sistema tiene un sistema de control de vuelo de inclinacion de cabeceo (21) que esta bajo el control del piloto de una aeronave, un piloto automatico (26), un conmutador (25) que permite que las superficies de control de inclinacion de cabeceo aerodinamicas (22) de la 5 aeronave se controlen o por el sistema de control de vuelo (21) o por el piloto automatico (26), y un sistema de proteccion (31) capaz de actuar sobre el conmutador (25) para desconectar el piloto automatico (26) y encender el sistema de control de vuelo (21). La desconexion del piloto automatico (26) y el encendido del sistema de control de vuelo (21) se retrasa un tiempo de retardo que es al menos aproximadamente igual a la duracion habitual de una rafaga de viento vertical, y el encendido del sistema de control de vuelo (21) no se realiza a menos que la rafaga de 10 viento persista cuando ha transcurrido el tiempo de retardo.
El documento US3814912 desvela un sistema para obtener senales proporcionales a cada nivel de rafaga de viento horizontal y vertical como la diferencia entre una medicion atmosferica y una referencia inercial y, por un traductor de senal sensible al umbral en respuesta solo a las senales negativas de las senales obtenidas, para restar las senales de desviacion de rafaga de la referencia de angulo de ataque del sistema para compensar las componentes de 15 rafaga que tienden a reducir la sustentacion.
La presente invencion se expone en las reivindicaciones independientes, con algunas caracteristicas opcionales establecidas en las reivindicaciones dependientes de las mismas.
Breve descripcion de los dibujos
La figura 1 muestra un diagrama de bloques de sistema que puede usarse en una realizacion de la divulgacion;
20 la figura 2 muestra una vista desde arriba de una realizacion de las superficies de control de una aeronave;
la figura 3 muestra un diagrama de flujo de una realizacion de un metodo para reducir los errores de posicion vertical en una aeronave; y
la figura 4 muestra una realizacion de un diagrama de bloques que puede seguirse para implementar el metodo de la figura 3.
25 Descripcion detallada
La siguiente descripcion detallada es de los mejores modos actualmente contemplados de realizar la divulgacion. La descripcion no debe tomarse en un sentido limitante, sino que se realiza simplemente con el fin de ilustrar los principios generales de la divulgacion, ya que el alcance de la divulgacion se define mejor mediante las reivindicaciones adjuntas.
30 La figura 1 muestra un diagrama de bloques de sistema 10 que puede usarse en una realizacion de la divulgacion. El sistema 10 puede incluir uno o mas sensores de angulo de ataque 12, uno o mas sensores de velocidad aerodinamica real 14, un sistema de piloto automatico 16, un control de vuelo 18, uno o mas accionadores 20, una o mas superficies de control 22 y uno o mas ordenadores 24.
El sensor de angulo de ataque 12 puede adaptarse para detectar un angulo de ataque de una aeronave. El sensor 35 de velocidad aerodinamica real 14 puede adaptarse para detectar la velocidad aerodinamica de una aeronave. El sistema de piloto automatico 16 puede comprender un calculador de tasa de angulo de ataque, un calculador de tasa de velocidad aerodinamica real y/u otros tipos de dispositivos de piloto automatico. El sistema de control de vuelo 18 puede comprender uno o mas de un elevador delta para convertidor de desviacion de superficie, un procesador de ordenes de superficie y/u otros tipos de controles de vuelo. El uno o mas accionadores 20 pueden 40 comprender uno o mas dispositivos que pueden usarse para mover las superficies de control 22. El uno o mas ordenadores 24 pueden comprender un ordenador de desviacion de superficies de control laterales simetricas de compensacion de avance de alimentacion (o sustentacion directa). El uno o mas ordenadores 24 pueden comprender ademas uno o mas de un procesador, una memoria, un modulo de interfaz de piloto automatico, un modulo de interfaz de control de vuelo y/u otros tipos de sistemas informaticos. En otras realizaciones, el sistema 10 45 puede incluir sensores, sistemas y/o dispositivos variables.
Como se muestra en la figura 2, que muestra una vista desde arriba de una realizacion de las superficies de control 22 de una aeronave 23, las superficies de control 22 pueden comprender interceptores aerodinamicos 25, alerones 27, flaperones 29, un elevador 31, y/u otros tipos de superficies de control. Los interceptores aerodinamicos 25 pueden desviarse asimetricamente para el control lateral, y/o pueden desviarse simetricamente para el control 50 longitudinal y/o la reduccion de sustentacion. Los alerones 27 pueden desviarse asimetricamente para el control lateral, y/o pueden desviarse simetricamente para el control longitudinal. Los flaperones 29 pueden desviarse asimetricamente para el control lateral, y/o pueden desviarse simetricamente para el control longitudinal y/o la
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generacion de sustentacion. El elevador 31 puede comprender una superficie de control longitudinal.
La figura 3 muestra un diagrama de flujo de una realizacion de un metodo 32 para reducir los errores de posicion vertical en la aeronave 23 de la figura 2. La figura 4 muestra una realizacion de un diagrama de bloques 34 que puede seguirse para implementar el metodo 32 de la figura 3. Como se muestra en las figuras 1 y 3, en la etapa 36 puede determinarse una entrada de perturbacion, tal como rafagas de viento longitudinales y/o verticales que actuan sobre la aeronave 23. Esta determinacion puede realizarse usando sensores de aeronave que pueden comprender el sensor de angulo de ataque 12, el sensor de velocidad aerodinamica real 14 y/u otro tipo de sensores de aeronave. Los sensores de aeronave pueden usarse para estimar las rafagas de viento longitudinales y verticales u otras perturbaciones que actuan sobre la aeronave 23 usando el ordenador 24, el sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18, y/o el procesamiento de senales.
La etapa 36 puede comprender, como se muestra en las figuras 1 y 4, determinar la rafaga vertical 38 usando la tasa de angulo de ataque que se determina por el sensor de angulo de ataque 12, y/o determinar la rafaga de viento longitudinal 40 usando la tasa de velocidad aerodinamica real que se determina por el sensor de velocidad aerodinamica real 14. El sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18 y/o el ordenador 24 pueden usarse para realizar esta determinacion.
Como se muestra en las figuras 1 y 3, en la etapa 42 puede realizarse una determinacion en cuanto a si la magnitud de la perturbacion esta fuera de unos criterios y, por lo tanto, es lo suficientemente grande como para justificar una desviacion de las superficies de control laterales 22. Esta determinacion puede realizarse usando el ordenador 24, el sistema de control de vuelo 18 y/o el sistema de piloto automatico 16. Factores tales como el desgaste del accionador, la fatiga de la superficie, la estabilidad del sistema u otros factores pueden considerarse al establecer los criterios, que pueden comprender un zona muerta, un filtro de zona muerta, un filtro y/u otro tipo de criterios. La etapa 42 puede comprender, como se muestra en las figuras 1 y 4, enviar/pasar la senal de rafaga vertical 38 a traves de la zona muerta 44 y/o la senal de rafaga longitudinal 40 a traves de la zona muerta 46 usando el sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18 y/o el ordenador 24.
Como se muestra en la figura 3, si la magnitud de la perturbacion no esta fuera de los criterios, entonces en la etapa 48 el metodo puede concluir/finalizar 50 sin hacer/completar ninguna etapa mas del metodo 32. Si la magnitud de la perturbacion esta fuera de los criterios, como se muestra en la etapa 51, entonces en la etapa 52 la magnitud de la perturbacion puede convertirse en una orden de sustentacion delta usando el sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18 y/o el ordenador 24 de la figura 1. La etapa 52 puede comprender, como se muestra en la figura 4, usar el sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18 y/o el ordenador 24 para multiplicar la senal de rafaga vertical 38 por una primera senal de ganancia 54 para producir una primera orden de sustentacion delta 56, multiplicar la senal de rafaga longitudinal 40 por una segunda senal de ganancia 58 para producir una segunda orden de sustentacion delta 60, y sumar la primera orden de sustentacion delta 56 y la segunda orden de sustentacion delta 60 para obtener la orden de sustentacion delta 62. La orden de sustentacion delta 62 puede ser proporcional a la magnitud de la perturbacion. La senales de ganancia primera y segunda 54 y 58 pueden ser identicas. En otras realizaciones, pueden variar las senales de ganancia primera y segunda 54 y 58.
Como se muestra en la figura 3, en la etapa 64 la orden de sustentacion delta 62 puede posprocesarse para evitar la saturacion de ordenes. El posprocesamiento puede comprender limitar, filtrar y/o suavizar la orden de sustentacion delta 62. El posprocesamiento puede realizarse utilizando al menos uno del sistema de piloto automatico 16, el sistema de control de vuelo 18 y/o el ordenador 24 de la figura 1. La etapa 64 puede comprender, como se muestra en la figura 4, filtrar/suavizar/y/o limitar 66 la orden de sustentacion delta 62 usando el sistema de control de vuelo 18, el sistema de piloto automatico 16 y/o el ordenador 24. Esta limitacion/filtracion/y/o suavizado puede evitar que se ordene mas sustentacion delta que la disponible con las superficies de control laterales aplicables 22 mostradas en la figura 2. Si alguna de las senales de entrada es excepcionalmente ruidosa, entonces puede aplicarse la filtracion adecuada de la orden de coeficiente de sustentacion delta 62. Tambien pueden aplicarse otros tipos de limitacion, suavizado y/o filtracion segun corresponda.
Como se muestra en las figuras 1-4, en la etapa 68 la orden de sustentacion delta 62, que puede haberse suavizado/filtrado/y/o limitado en la etapa 64, puede convertirse a continuacion en ordenes de posicion de superficies laterales simetricas para las superficies de control 22. Esto puede realizarse usando el ordenador 24, el sistema de piloto automatico 16 y/o el sistema de control de vuelo 18. Las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas pueden comprender ordenes de superficies de control laterales simetricas para las superficies de control 22. La etapa 68 puede comprender, como se muestra en la figura 4, convertir la orden de sustentacion delta 62 (que puede haberse limitado/filtrado/y/o suavizado) en ordenes de posicion de superficies laterales simetricas 70 usando el sistema de control de vuelo 18, el sistema de piloto automatico 16 y/o el ordenador 24.
Como se muestra en las figuras 1, 2 y 3, en la etapa 72, las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas pueden comunicarse a los accionadores de superficies de control laterales 20 que pueden controlar/mover las superficies de control 22 de acuerdo con las ordenes de posicion de superficies laterales. Esto puede hacerse usando el sistema de control de vuelo 18, el sistema de piloto automatico 16 y/o el ordenador 24. Las desviaciones
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simetricas de las superficies de control 22 pueden crear un cambio en la sustentacion de la aeronave 23 que es proporcional a la perturbacion, de tal manera que se reduce o se anula el efecto de la perturbacion. El bucle de control de retroalimentacion puede funcionar en paralelo/al unisono con el bucle de control de elevador de retroalimentacion de posicion vertical convencional (la orden de elevador) para mantener la trayectoria vertical ordenada de la aeronave 23 y para reducir en consecuencia el error de posicion vertical. A continuacion, el metodo 32 puede finalizar 50. La etapa 72, como se muestra en las figuras 1 y 4, puede comprender comunicar 74 las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas a los accionadores de superficies de control laterales 20 para controlar/mover las superficies de control 22 usando el sistema de control de vuelo 18, el sistema de piloto automatico 16 y/o el ordenador 24.
Las realizaciones de la divulgacion pueden usarse para mejorar la precision de la tarea de seguimiento de ordenes de posicion vertical de piloto automatico proporcionada por uno o mas de los sistemas de control longitudinales convencionales. La mejora puede lograrse usando un o unos compensadores de avance de alimentacion para producir ordenes que pueden dar como resultado desviaciones simetricas de las superficies de control laterales en las alas de la aeronave que sean proporcionales a las rafagas de viento longitudinales y/o verticales. Las desviaciones simetricas de las superficies de control laterales de las alas pueden dar como resultado pequenos cambios en la sustentacion para contrarrestar la perturbacion de la trayectoria vertical provocada por las rafagas. De esta manera, puede mejorarse el seguimiento de la orden de posicion vertical durante un aterrizaje automatico. Sin embargo, las realizaciones de la divulgacion podrian aplicarse a cualquier fase de vuelo donde se utilice una estrategia de control de posicion vertical.
Para aterrizajes automaticos, la mejora del seguimiento de orden de posicion vertical lograda por una o mas realizaciones de la divulgacion puede aumentar la robustez y mejorar el rendimiento de un sistema de aterrizaje automatico existente. Las desviaciones simetricas de las superficies de control laterales pueden producir un movimiento de cabeceo significativamente menor que las desviaciones de elevador. Por lo tanto, una o mas realizaciones de la divulgacion pueden proporcionar una forma unica de mejorar el seguimiento de la orden de posicion vertical durante un aterrizaje automatico sin crear actividad de cabeceo que pueda ser objetable para la tripulacion de vuelo o requerir ganancias de retroalimentacion de posicion vertical excesivamente altas que puedan comprometer la estabilidad del sistema. El desarrollo y la certificacion de un sistema de aterrizaje automatico puede ser una tarea costosa, que requiere pruebas de vuelo exhaustivas, ajuste de ganancia y actualizaciones del modelo de simulacion. Un sistema de aterrizaje automatico mas robusto puede ser menos sensible a las discrepancias entre los modelos de simulacion de aerodinamica y sensores y las caracteristicas de aerodinamica y sensores de la aeronave reales, y por lo tanto puede reducir el coste total y el refinamiento del diseno implicado en la certificacion del sistema de aterrizaje automatico. Ademas, las ganancias de retroalimentacion de posicion vertical mas bajas pueden reducir la posibilidad de una interaccion de modo estructural.
En una realizacion alternativa, se proporciona un metodo para reducir los errores de posicion vertical de una aeronave debidos a las rafagas de viento, que comprende las etapas de:
determinar la magnitud de una rafaga de viento vertical que actua sobre la aeronave usando una tasa de angulo de ataque y la magnitud de una rafaga de viento longitudinal que actua sobre la aeronave usando una tasa de velocidad aerodinamica real;
pasar una senal de rafaga de viento vertical y una senal de rafaga de viento longitudinal a traves de unos criterios y no seguir mas etapas del metodo si la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal no estan fuera de los criterios;
multiplicar la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal por al menos una senal de ganancia para producir dos ordenes de sustentacion delta;
sumar las dos ordenes de sustentacion delta para producir una unica orden de sustentacion delta; y usar la unica orden de sustentacion delta al unisono con un bucle de control de elevador de retroalimentacion de posicion vertical convencional para compensar las rafagas de viento con el fin de mantener una posicion ordenada de la aeronave.
Opcionalmente, el metodo comprende ademas la etapa de al menos una de entre limitar, filtrar, y suavizar la orden de sustentacion delta usando al menos uno de un sistema de control de vuelo, un sistema de piloto automatico, y un ordenador.
Opcionalmente, el metodo comprende ademas la etapa de convertir la unica orden de sustentacion delta en ordenes de posicion de superficies laterales simetricas para superficies de control usando al menos uno de un sistema de control de vuelo, un sistema de piloto automatico, y un ordenador.
Opcionalmente, el metodo comprende ademas la etapa de comunicar las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas a los accionadores de superficies de control laterales para mover las superficies de control de acuerdo con las ordenes de superficies laterales simetricas usando al menos uno de un sistema de control de vuelo, un sistema de piloto automatico, y un ordenador.
Opcionalmente, los criterios comprenden al menos una de una zona muerta y un filtro.
Debe entenderse, por supuesto, que lo anterior se refiere a realizaciones ejemplares de la divulgacion y que pueden realizarse modificaciones sin alejarse del alcance de la divulgacion como se expone en las siguientes reivindicaciones.
Claims (16)
10
15
20
25
30
35
40
45
REIVINDICACIONES
1. Un metodo (32) para reducir los errores de posicion vertical de una aeronave (23) debidos a rafagas de viento, caracterizado por que el metodo comprende las etapas de:
determinar una magnitud de una rafaga de viento vertical (38) que actua sobre la aeronave usando una tasa de angulo de ataque y una magnitud de una rafaga de viento longitudinal (40) que actua sobre la aeronave usando una tasa de velocidad aerodinamica real;
pasar una senal de rafaga de viento vertical y una senal de rafaga de viento longitudinal a traves de unos criterios y no seguir mas etapas del metodo si la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal no estan fuera de los criterios;
multiplicar la senal de rafaga de viento vertical y la senal de rafaga de viento longitudinal por al menos una senal de ganancia (54, 58) para producir dos ordenes de sustentacion delta (56, 60), comprendiendo cada una de las ordenes de sustentacion delta un cambio en una orden de sustentacion;
sumar las dos ordenes de sustentacion delta (56, 60) para producir una unica orden de sustentacion delta; convertir (68) la unica orden de sustentacion delta en ordenes de posicion de superficies laterales simetricas (70) para superficies de control (22);
comunicar (72) las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas a los accionadores de superficies de control laterales para mover las superficies de control de acuerdo con las ordenes de posicion de superficies laterales simetricas, y
usar la unica orden de sustentacion delta al unisono con un bucle de control de elevador de retroalimentacion de posicion vertical convencional para compensar las rafagas de viento con el fin de mantener una posicion ordenada de la aeronave.
2. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la entrada de perturbacion se determina usando al menos uno de los sensores de aeronave (12, 14), un ordenador (24) y el procesamiento de senales.
3. El metodo de la reivindicacion 1, en el que se determina al menos una de entre la tasa de velocidad aerodinamica real usando un sensor de velocidad aerodinamica real (14) y la tasa de angulo de ataque usando un sensor de angulo de ataque (12).
4. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de determinar si la magnitud de la perturbacion esta fuera de los criterios comprende enviar al menos una senal a traves de al menos una zona muerta (44) usando al menos uno de entre un sistema de piloto automatico (16), un sistema de control de vuelo (18) y un ordenador (24).
5. El metodo de la reivindicacion 4, en el que la etapa de determinar si la magnitud de la perturbacion esta fuera de al menos una zona muerta comprende enviar una senal de rafaga vertical (38) a traves de al menos una zona muerta (44) y enviar una senal de rafaga longitudinal a traves de la al menos una zona muerta.
6. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de determinar si la magnitud de la perturbacion esta fuera de los criterios utiliza al menos uno de entre un ordenador (24), un sistema de piloto automatico (16) y un sistema de control de vuelo (18).
7. El metodo de la reivindicacion 1, que comprende ademas la etapa de establecer los criterios utilizando al menos uno de entre el desgaste del accionador, la fatiga superficial y la estabilidad del sistema.
8. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de convertir la magnitud de la perturbacion en la orden de sustentacion delta utiliza al menos uno de entre un ordenador (24), un sistema de piloto automatico (16) y un sistema de control de vuelo (18).
9. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de convertir la magnitud de la perturbacion en la orden de sustentacion delta utiliza al menos uno de entre un sistema de piloto automatico (16), un sistema de control de vuelo (18) y un ordenador (24) para multiplicar una senal de rafaga vertical por una primera senal de ganancia (54) para producir una primera orden de sustentacion delta (56), para multiplicar una senal de rafaga longitudinal por una segunda senal de ganancia (58) para producir una segunda orden de sustentacion delta (60), y para sumar la primera orden de sustentacion delta y la segunda orden de sustentacion delta para obtener la orden de sustentacion delta.
10. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la orden de sustentacion delta es proporcional a la magnitud de la perturbacion.
11. El metodo de la reivindicacion 9, en el que las senales de ganancia primera y segunda son identicas.
12. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de posprocesamiento comprende al menos una de entre
limitar, filtrar y suavizar (66) la orden de sustentacion delta usando al menos uno de entre un sistema de piloto automatico (16), un sistema de control de vuelo (18), y un ordenador (24).
13. El metodo de la reivindicacion 1 que comprende ademas la etapa de filtrar la orden de sustentacion delta si cualquiera de las senales de entrada es ruidosa.
5 14. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de convertir la orden de sustentacion delta en las ordenes de
posicion de superficies laterales simetricas para superficies de control usa al menos uno de entre un sistema de control de vuelo (18), un sistema de piloto automatico (16) y un ordenador (24).
15. El metodo de la reivindicacion 1, en el que las superficies de control comprenden al menos uno de entre un interceptor aerodinamico (25), un flaperon (29), un aleron (27) y un elevador (31).
10 16. El metodo de la reivindicacion 1, en el que la etapa de comunicar las ordenes de posicion de superficies laterales
simetricas a los accionadores de superficies de control laterales para mover las superficies de control de acuerdo con las ordenes de superficies laterales simetricas usa al menos uno de entre un sistema de control de vuelo (18), un sistema de piloto automatico (16) y un ordenador (24).
17. El metodo de la reivindicacion 1, en el que un bucle de control de retroalimentacion funciona al unisono con un 15 bucle de control de elevador de retroalimentacion de posicion vertical convencional para mantener una trayectoria
vertical ordenada de la aeronave y para reducir el error de posicion vertical.
18. El metodo de la reivindicacion 1, en el que el movimiento simetrico de las superficies de control crea un cambio en la sustentacion de la aeronave que es proporcional a la perturbacion para al menos una de entre reducir y anular la perturbacion.
20
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