ES2695535T3 - Sistemas y métodos para evitar que la cola de una aeronave entre en contacto con el suelo - Google Patents

Sistemas y métodos para evitar que la cola de una aeronave entre en contacto con el suelo Download PDF

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ES2695535T3 ES16203813T ES16203813T ES2695535T3 ES 2695535 T3 ES2695535 T3 ES 2695535T3 ES 16203813 T ES16203813 T ES 16203813T ES 16203813 T ES16203813 T ES 16203813T ES 2695535 T3 ES2695535 T3 ES 2695535T3
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Tristan C Flanzer
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Abstract

Un método que comprende: determinar un perfil de descenso (302) sobre la base de una altitud actual (129) y una velocidad vertical actual (124) de una aeronave (100); determinar un perfil de cabeceo máximo (304) que está asociado con el perfil de descenso (302); determinar un perfil de cabeceo actual (306) sobre la base de una actitud de cabeceo actual (106) y una tasa de cabeceo actual (114) de la aeronave (100); comparar el perfil de cabeceo actual (306) con el perfil de cabeceo máximo (304) para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso (308); y limitar una señal de orden de timón de profundidad (320) sobre la base de la comparación para reducir una probabilidad de un golpe de cola de aeronave.

Description

DESCRIPCION
Sistemas y metodos para evitar que la cola de una aeronave entre en contacto con el suelo
Campo tecnico
La presente invencion se refiere, en general, al control de vuelo de aeronaves y, mas en concreto, por ejemplo, a la evitacion del contacto de la cola de la aeronave con el suelo.
Antecedentes
En el campo del control de aeronaves, hay un esfuerzo en marcha para mejorar los metodos para la evitacion de golpes de cola. Un golpe de cola es un suceso en donde el casco de popa de un avion entra en contacto con la pista durante el despegue, el aterrizaje o al meter motor e irse al aire. Los golpes de cola imponen un coste economico sobre las lineas aereas debido a que, cuando tienen lugar los mismos, la aeronave se ha de retirar del servicio para inspeccionarse y, si es necesario, repararse. Los golpes de cola son raros y, por lo general, se pueden evitar a traves de un funcionamiento apropiado de la aeronave. Cuando un funcionamiento apropiado no se mantiene, no es posible, o ciertos factores ambientales lo dictan, una ley de control puede proporcionar proteccion para el casco de popa.
Algunos ejemplos de un sistema de evitacion de golpes de cola de aeronave conocido se pueden hallar, por ejemplo, en los documentos EP1727012A1, WO01/40051A2 y US5901927A. Otro ejemplo de mostrar visualmente simbolos de advertencia de golpe de cola a un piloto se puede hallar, por ejemplo, en el documento US6121899A.
Sumario
En el presente documento se divulgan sistemas y metodos de acuerdo con una o mas formas de realizacion que proporcionan una aproximacion mejorada a la evitacion de golpes de cola de aeronave durante las maniobras de aterrizaje. En algunas formas de realizacion, un perfil de cabeceo maximo se puede determinar para limitar una orden de desviacion de timon de profundidad para evitar un golpe de cola. En un ejemplo, una geometria de aeronave se usa para determinar un perfil de cabeceo maximo previamente definido. El perfil de cabeceo maximo se compara con un perfil de cabeceo actual para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso. El perfil de cabeceo actual en exceso se convierte a un valor de desviacion de timon de profundidad incremental por medio de la multiplicacion con un termino de ganancia proporcional. Un valor de desviacion de timon de profundidad actual retardado se suma con el valor de desviacion de timon de profundidad incremental para producir un limite de desviacion de timon de profundidad de morro arriba.
En una forma de realizacion, un metodo incluye determinar un perfil de descenso de la aeronave sobre la base de una altitud actual y una velocidad vertical actual de una aeronave; determinar un perfil de cabeceo maximo que esta asociado con el perfil de descenso; determinar un perfil de cabeceo actual sobre la base de una actitud de cabeceo actual y una tasa de cabeceo actual de la aeronave; comparar el perfil de cabeceo actual con el perfil de cabeceo maximo para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso; y limitar una senal de orden de timon de profundidad sobre la base de la comparacion para reducir una probabilidad de un golpe de cola de aeronave.
En otra forma de realizacion, un sistema incluye una memoria que comprende una pluralidad de instrucciones ejecutables; y un procesador que esta adaptado para ejecutar las instrucciones para: determinar un perfil de descenso sobre la base de una altitud actual y una velocidad vertical actual de una aeronave; determinar un perfil de cabeceo maximo que esta asociado con el perfil de descenso; determinar un perfil de cabeceo actual sobre la base de una actitud de cabeceo actual y una tasa de cabeceo actual de la aeronave; comparar el perfil de cabeceo actual con el perfil de cabeceo maximo para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso; y limitar una senal de orden de timon de profundidad sobre la base de la comparacion.
El alcance de la invencion se define por medio de las reivindicaciones, que se incorporan a esta seccion por referencia. Se otorgara una comprension mas completa de las formas de realizacion de la invencion a los expertos en la materia, asi como una realizacion de ventajas adicionales de la misma, por medio de una consideracion de la siguiente descripcion detallada de una o mas formas de realizacion. Se hara referencia a las hojas adjuntas de los dibujos que, en primer lugar, se describiran brevemente.
Breve descripcion de los dibujos
La figura 1 ilustra un diagrama de una aeronave en una maniobra de aterrizaje de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion.
La figura 2 ilustra un diagrama de bloques de un sistema de control de vuelo de aeronave de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion.
Las figuras 3A y 3B ilustran unos procesos para limitar de forma selectiva la desviacion de timon de profundidad para evitar golpes de cola por una aeronave de acuerdo con algunas formas de realizacion de la divulgacion.
La figura 4 ilustra una grafica de limites de los perfiles de cabeceo maximo de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion.
Las figuras 5A a 5C ilustran unas representaciones graficas de secuencia temporal de una maniobra de aterrizaje de aeronave de acuerdo con algunas formas de realizacion de la divulgacion.
Algunas formas de realizacion de la presente invencion y sus ventajas se entienden del mejor modo al hacer referencia a la descripcion detallada que se da en lo sucesivo. Se deberia apreciar que numeros de referencia semejantes se usan para identificar elementos semejantes que se ilustran en una o mas de las figuras.
Descripcion detallada
Se proporcionan tecnicas para evitar un golpe de cola durante una maniobra de aterrizaje de aeronave mediante la determinacion de unos grados admisibles maximos de la desviacion de timon de profundidad para evitar que el casco de popa de la aeronave entre en contacto con el suelo. El timon de profundidad es una superficie primaria de control de una aeronave, que proporciona un control longitudinal. El timon de profundidad es de tipo aleta y se desvia arriba y abajo. El objetivo principal de la desviacion de timon de profundidad es aumentar o disminuir la sustentacion del plano de cola y el momento de cabeceo del plano de cola. Una desviacion de timon de profundidad negativa genera un movimiento de cabeceo positivo que da lugar a que la cola de la aeronave rote hacia abajo. Una desviacion de timon de profundidad positiva genera un movimiento de cabeceo negativo que da lugar a que la cola de la aeronave rote hacia arriba.
En diversas formas de realizacion, un sistema de evitacion de golpes de cola determina unos grados admisibles maximos de la desviacion de timon de profundidad sobre la base de un perfil de descenso y un perfil de cabeceo actual. El perfil de descenso se puede calcular, por ejemplo, sobre la base de una altitud actual y una velocidad vertical actual. La altitud actual (por ejemplo, una altitud actual desde un tren de aterrizaje de aeronave hasta una superficie de pista) se puede determinar, al menos en parte, a partir de una senal de medicion de radioaltimetro y / o diversos otros sensores capaces de proporcionar unas senales de medicion de altitud. La velocidad vertical actual se puede determinar a partir de una senal de medicion de sensor de velocidad vertical. El perfil de cabeceo actual se puede calcular sobre la base de una actitud de cabeceo y una tasa de cabeceo. La actitud de cabeceo se puede determinar a partir de una senal de medicion de sensor de actitud de cabeceo y la tasa de cabeceo se puede determinar a partir de una senal de medicion de sensor de tasa de cabeceo.
Ademas, el perfil de descenso y el perfil de cabeceo actual se pueden usar para determinar un perfil de cabeceo maximo y un valor de perfil de cabeceo en exceso. Un perfil de cabeceo maximo previamente definido se puede determinar, por ejemplo, sobre la base del perfil de descenso. El perfil de cabeceo maximo se puede comparar con el perfil de cabeceo actual para determinar un valor de perfil de cabeceo en exceso. El valor de perfil de cabeceo en exceso se convierte a unos grados admisibles maximos de la desviacion de timon de profundidad. Los grados admisibles maximos de la desviacion de timon de profundidad se usan para limitar una senal de orden de timon de profundidad para evitar que el casco de popa de la aeronave entre en contacto con el suelo.
En diversas formas de realizacion, las tecnicas de procesamiento que se describen en el presente documento se pueden usar de forma ventajosa para permitir que una aeronave, tal como una aeronave comercial de fuselaje alargado, use una velocidad de aproximacion de aterrizaje mas baja de lo que seria necesario de otro modo para evitar golpes de cola. Un piloto puede confiar en una velocidad de aterrizaje aumentada para evitar un golpe de cola en sistemas convencionales. Unas velocidades de aproximacion inferiores pueden tener un efecto positivo sobre un numero de sistemas de aeronave y metricas de desempeno, incluyendo longitud de campo de aterrizaje, hipersustentacion y ruido.
La figura 1 ilustra un diagrama de una aeronave 100 en una maniobra de aterrizaje de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion. En algunas formas de realizacion, la aeronave 100 de la figura 1 puede ser una aeronave comercial de fuselaje alargado. En otras formas de realizacion, la aeronave 100 puede ser cualquier aeronave, por ejemplo, que use una superficie de pista 102 para una maniobra de aterrizaje. Tal como se muestra en la figura 1, la aeronave 100 se puede orientar por encima de la superficie de pista 102 en una posicion acampanada. A este respecto, el fuselaje 104 se puede orientar con una actitud de cabeceo positiva (por ejemplo, ) 106 en relacion con un horizonte 108. La actitud de cabeceo positiva 106 se puede corresponder con la aeronave 100 morro arriba y el casco de popa 142 en una rotacion hacia abajo hacia la superficie de pista 102. Ademas, la aeronave 100 puede estar rotando en torno a un centro de gravedad 110 en un momento de cabeceo longitudinal 112 a una tasa de cabeceo 114. La tasa de cabeceo 114 depende, al menos en parte, de la magnitud del cambio de la desviacion de timon de profundidad negativa 120 y / o la desviacion de timon de profundidad positiva 122.
En algunas formas de realizacion, un piloto y / o copiloto de aeronave puede ejercer una fuerza de columna de control para generar una senal de orden de desviacion de timon de profundidad (por ejemplo, tal como la senal de orden de timon de profundidad 320 de la figura 3) para ajustar un timon de profundidad 116. En otras formas de realizacion, un piloto automatico puede generar una senal de orden de desviacion de timon de profundidad para ajustar un timon de profundidad 116. La senal de orden de timon de profundidad puede ordenar que el timon de profundidad 116 responda con una desviacion de timon de profundidad negativa 120 que genera un momento de cabeceo positivo (por ejemplo, de morro arriba) 112. Una desviacion de timon de profundidad negativa 120 puede dar lugar a que el casco de popa 142 de la aeronave 100 rote en un sentido hacia abajo hacia la superficie de pista 102 y reduzca el margen de seguridad de la altura de cola 143 con respecto a la superficie de pista 102. La senal de orden de timon de profundidad puede ordenar que el timon de profundidad 116 responda con una desviacion de timon de profundidad positiva 122 que genera un momento de cabeceo negativo (por ejemplo, de morro abajo) 112. Una desviacion de timon de profundidad positiva 122 puede dar lugar a que el casco de popa 142 de la aeronave 100 rote en una direccion hacia arriba lejos de la superficie de pista 102 y aumente el margen de seguridad de la altura de cola 143 con respecto a la superficie de pista 102. El timon de profundidad 116 puede estar mecanicamente acoplado con un estabilizador horizontal 118. El estabilizador horizontal puede estar mecanicamente acoplado con el fuselaje 104 en el casco de popa 142 de la aeronave 100.
Tal como se muestra en la figura 1, la aeronave 100 puede estar descendiendo hacia la pista 102 con el tren de aterrizaje de morro 126 y el tren de aterrizaje principal 128 completamente extendido. La senal de medicion del radioaltimetro 160 proporciona una distancia desde una superficie inferior 105 en la parte delantera de la aeronave 100 hasta la superficie de pista 102. La senal de medicion de radioaltimetro se puede usar, en parte, para calcular una distancia desde el tren de aterrizaje principal 128 hasta la superficie de pista 102. La distancia desde el tren de aterrizaje principal 128 hasta la superficie de pista 102 (por ejemplo, la altura de tren) se puede determinar, en parte, usando una senal de medicion a partir del radioaltimetro 160. Una conversion a partir del radioaltimetro 160 al tren de aterrizaje 128 se puede calcular para proporcionar una medicion de altura de tren (por ejemplo, la altitud actual). Una conversion de la senal de medicion del radioaltimetro 160 al tren de aterrizaje principal 128 puede incluir, por ejemplo, una longitud que se determina por medio de una distancia desde una superficie inferior 133 del tren de aterrizaje principal 128 extendido hasta la superficie inferior 105 del fuselaje 104. Ademas, los datos de movimiento inercial (por ejemplo, una velocidad vertical 124 y una actitud de cabeceo 106) se pueden combinar con la longitud para determinar una altitud actual 129. La velocidad vertical 124 puede proporcionar una tasa de acercamiento (por ejemplo, una tasa de descenso) a la superficie de pista 102 durante el descenso de la aeronave 100.
Tal como se muestra en la figura 1, un angulo de trayectoria de vuelo negativo 134 se puede determinar como el angulo de una velocidad con respecto al aire de avion 136 a partir del horizonte 108 cuando la aeronave 100 esta descendiendo. En algunas formas de realizacion, la velocidad con respecto al aire 136 puede ser la velocidad con respecto al aire indicada de la aeronave 100 durante el descenso hacia la pista 102. El aleron 138 puede estar mecanicamente acoplado con el ala 132 para proporcionar un cambio de alabeo de la aeronave 100. El estabilizador vertical 140 puede estar mecanicamente acoplado con el fuselaje 104 para proporcionar un control de guinada de la aeronave 100.
La figura 2 ilustra un diagrama de bloques de un sistema de control de vuelo de aeronave 200 de la aeronave 100 de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion. El sistema de control de vuelo 200 se puede usar para recibir unas senales de medicion de sensor a partir de diversos sensores dentro del sistema de control de vuelo 200 para determinar la actitud de cabeceo de aeronave 106, la tasa de cabeceo 114, la velocidad vertical 124 y la altitud actual 129, de entre otros parametros de aeronave. El sistema de control de vuelo 200 se puede usar para calcular uno o mas valores de perfil de descenso y / o de cabeceo y determinar un limite para una desviacion de timon de profundidad sobre la base de perfiles de cabeceo y de descenso de acuerdo con las diversas tecnicas que se describen en el presente documento. En una forma de realizacion, diversos componentes del sistema de control de vuelo 200 se pueden distribuir dentro de la aeronave 100. En una forma de realizacion, el sistema de control de vuelo 200 incluye un procesador 210, unos controles de piloto 220, una memoria 230, un visualizador 240, un sensor de actitud de cabeceo 250, un sensor de tasa de cabeceo 255, un radioaltimetro 160, un sensor de velocidad vertical 270, un sensor de aceleracion vertical 280 y otros componentes 290.
El procesador 210 puede incluir, por ejemplo, un microprocesador, un procesador de unico nucleo, un procesador de multiples nucleos, un microcontrolador, un dispositivo logico (por ejemplo, un dispositivo logico programable que esta configurado para llevar a cabo operaciones de procesamiento), un dispositivo de procesamiento de senales digitales (DSP, digital signal processing), una o mas memorias para almacenar instrucciones ejecutables (por ejemplo, soporte logico, soporte logico inalterable, u otras instrucciones), y / o cualquier otra combinacion apropiada de dispositivo de procesamiento y / o memoria para ejecutar instrucciones para llevar a cabo cualquiera de las diversas operaciones que se describen en el presente documento. El procesador 210 esta adaptado para interconectarse y comunicarse con los componentes 160, 220, 230, 240, 250, 255, 270 y 280 para llevar a cabo etapas de procesamiento y metodo tal como se describe en el presente documento.
En diversas formas de realizacion, se deberia apreciar que las instrucciones y / u operaciones de procesamiento se pueden integrar en soporte logico y / o soporte fisico como parte del procesador 210, o codigo (por ejemplo, datos de configuracion o soporte logico) que se puede almacenar en la memoria 230. Algunas formas de realizacion de las instrucciones y / u operaciones de procesamiento que se divulgan en el presente documento se pueden almacenar por medio de un medio legible por maquina 213 de una forma no transitoria (por ejemplo, una memoria, una unidad de disco duro, un disco compacto, un disco de video digital o una memoria flash) que va a ser ejecutado por un ordenador (por ejemplo, un sistema logico o basado en procesador) para llevar a cabo diversos metodos que se divulgan en el presente documento.
En diversas formas de realizacion, el medio legible por maquina 213 se puede incluir como parte del sistema de control de vuelo 200 y / o independiente del sistema de control de vuelo 200, con instrucciones almacenadas que se proporcionan al sistema de control de vuelo 200 mediante el acoplamiento del medio legible por maquina 213 con el sistema de control de vuelo 200 y / o mediante la descarga por el sistema de control de vuelo 200 (por ejemplo, a traves de un enlace cableado o inalambrico) de las instrucciones a partir del medio legible por maquina (por ejemplo, que contiene la informacion no transitoria).
La memoria 230 incluye, en una forma de realizacion, uno o mas dispositivos de memoria (por ejemplo, una o mas memorias) para almacenar datos e informacion. Los uno o mas dispositivos de memoria pueden incluir diversos tipos de memoria, incluyendo dispositivos de memoria volatil y no volatil, tales como RAM (Random Access Memory, Memoria de Acceso Aleatorio), ROM (Read Only Memory, Memoria de Solo Lectura), EEPROM (Electrically Erasable Read Only Memory, Memoria de Solo Lectura Electricamente Borrable), memoria flash, u otros tipos de memoria. En una forma de realizacion, el procesador 210 esta adaptado para ejecutar un soporte logico que esta almacenado en la memoria 230 y / o el medio legible por maquina 213 para llevar a cabo diversos metodos, procesos y operaciones de una forma tal como se describe en el presente documento.
El sistema de control de vuelo 200 incluye, en una forma de realizacion, uno o mas sensores para proporcionar unas senales de datos de control de vuelo al procesador 210. En una forma de realizacion, los sensores incluyen un sensor de actitud de cabeceo 250, un sensor de tasa de cabeceo 255, un sensor de velocidad vertical 270, un sensor de aceleracion vertical 280 y un radioaltimetro 160. Los sensores del sistema de control de vuelo 200 preven la deteccion del movimiento inercial (por ejemplo, unas senales de medicion de movimiento inercial a partir de los sensores 250, 255, 270, y / o 280) y la altitud (por ejemplo, unas senales de medicion de altitud a partir del radioaltimetro 160) de la aeronave 100. En algunas formas de realizacion, los sensores 250, 255, 270, 280, y / o 160 se pueden poner en practica como dispositivos de soporte fisico discretos. Los sensores pueden proporcionar unas senales de medicion de sensor (por ejemplo, datos de sensor) para calcular valores de perfil de descenso y de cabeceo, por ejemplo, la altitud actual 129, la velocidad vertical 124, la actitud de cabeceo actual 106 y la tasa de cabeceo actual 114.
El procesador 210 se puede adaptar para recibir datos de sensor a partir de sensores, procesar datos de sensor, almacenar datos de sensor en la memoria 230 y / o recuperar datos de sensor almacenados a partir de la memoria 230. En diversos aspectos, los sensores se pueden colocar de forma remota y el procesador 210 se puede adaptar para recibir de forma remota unas senales de medicion de sensor a partir de sensores a traves de buses de comunicacion cableados o inalambricos dentro de la aeronave 100. El procesador 210 se puede adaptar para procesar datos de sensor que estan almacenados en la memoria 230 para proporcionar datos de sensor al visualizador 240 para su visualizacion por un usuario.
El visualizador 240 incluye, en una forma de realizacion, un dispositivo de visualizacion (por ejemplo, un visualizador de cristal liquido (LCD, liquid crystal display)) o diversos otros tipos de visualizadores de video, monitores y / o indicadores generalmente conocidos para su uso con el sistema de control de vuelo de aeronave 200. El procesador 210 se puede adaptar para visualizar informacion y datos de sensor en el visualizador 240. El procesador 210 se puede adaptar para recuperar informacion y datos de sensor a partir de la memoria 230 y visualizar cualquier informacion y datos de sensor recuperados en el visualizador 240. El visualizador 240 puede incluir una electronica de visualizacion, que puede ser utilizada por el procesador 210 para visualizar informacion y datos de sensor. El visualizador 240 puede recibir informacion y datos de sensor directamente a partir de uno o mas sensores (por ejemplo, los sensores 250, 255, 160, 270 y / o 280) a traves del procesador 210, o la informacion y los datos de sensor se pueden transferir a partir de la memoria 230 a traves del procesador 210.
Los controles de piloto 220 incluyen, en una forma de realizacion, un dispositivo de entrada de usuario y / o de interfaz que tiene uno o mas componentes accionados por el usuario, tal como una palanca, un mando en horquilla, y / u otros dispositivos de control que estan adaptados para generar una o mas senales de control de entrada accionadas por el usuario. En otra forma de realizacion, los controles de piloto 220 incluyen un sistema de piloto automatico que proporciona las mismas senales de control o unas similares. El procesador 210 se puede adaptar para detectar senales de entrada de control a partir de los controles de piloto 220 y responder a cualquier senal de entrada de control detectada que se reciba a partir de los mismos. Por ejemplo, en algunas formas de realizacion, los controles de piloto 220 pueden proporcionar senales de entrada de control a traves de un dispositivo de control para ajustar las superficies primarias de control de vuelo. En diversas formas de realizacion, se deberia apreciar que los controles de piloto 220 se pueden adaptar para incluir otros uno o mas mecanismos activados por el usuario para proporcionar diversas otras operaciones de control del sistema de control de vuelo 200, tal como navegacion, comunicacion, control de cabeceo, control de alabeo, control de guinada, control de empuje, y / o diversas otras caracteristicas y / o parametros.
Se pueden contemplar otros tipos de controles de piloto 220, tales como, una interfaz grafica de usuario (GUI, graphical user interface), que se puede integrar como parte del visualizador 240 (por ejemplo, una pantalla tactil accionada por el usuario), que tiene una o mas imagenes de los mecanismos activados por el usuario (por ejemplo, botones, botones selectores, controles deslizantes, u otros), que estan adaptados para interconectarse con un usuario y recibir senales de control de entrada de usuario a traves del visualizador 240. Como un ejemplo para una o mas formas de realizacion tal como se analiza adicionalmente en el presente documento, el visualizador 240 y los controles de piloto 220 pueden representar porciones apropiadas de una tableta, un ordenador portatil, un ordenador de sobremesa, u otro tipo de dispositivo. Ademas, los controles de piloto 220 se pueden adaptar para integrarse como parte del visualizador 240 para funcionar como tanto un dispositivo de entrada de usuario como un dispositivo de visualizacion, tal como, por ejemplo, un dispositivo de pantalla tactil que esta adaptado para recibir senales de entrada de un usuario que toca partes diferentes de la pantalla de visualizacion.
Los accionadores de superficie de control de vuelo 285 incluyen, en una forma de realizacion, unos accionadores para controlar las superficies primarias de control de vuelo de la aeronave 100. Las superficies primarias de control de vuelo pueden incluir el timon de profundidad 116. En algunas formas de realizacion, un piloto y / o copiloto puede ajustar una actitud de cabeceo longitudinal 106 de la aeronave 100 mediante la aplicacion de una posicion o una fuerza de columna de control para ajustar el timon de profundidad 116 del estabilizador horizontal 118. La fuerza de columna de control puede generar una senal de orden de timon de profundidad (por ejemplo, tal como la senal de orden de timon de profundidad 320 de la figura 3) para ajustar una desviacion de timon de profundidad (por ejemplo, la desviacion de timon de profundidad 120 y / o 122). En otras formas de realizacion, un sistema de piloto automatico (por ejemplo, que se proporciona como parte de los controles de piloto 220) puede generar una senal de orden de timon de profundidad para ajustar una desviacion de timon de profundidad 120 y / o 122. El procesador 210 puede recibir la senal de orden de timon de profundidad 320 y proporcionar una senal de desviacion de timon de profundidad correspondiente (por ejemplo, tal como la senal de desviacion de timon de profundidad 326 de la figura 3B que se proporciona a un accionador de timon de profundidad) para ajustar el timon de profundidad 116 del estabilizador horizontal 118.
Otras superficies primarias de control de vuelo se pueden situar sobre el ala 132 y el estabilizador vertical 140. El procesador 210 puede recibir una orden a partir de los controles de piloto 220 para ajustar un aleron 138 que esta acoplado con el ala 132 para proporcionar un cambio de alabeo de la aeronave 100. El procesador 210 puede recibir una orden a partir de los controles de piloto 220 para ajustar el estabilizador vertical 140 (por ejemplo, mediante el ajuste de un timon movil como parte del estabilizador vertical 140) para proporcionar un control de guinada de la aeronave 100.
En otra forma de realizacion, el sistema de control de vuelo 200 puede incluir otros componentes 290, incluyendo sensores ambientales y / u operacionales, dependiendo de la aplicacion o puesta en practica detectada, que proporcionan informacion al procesador 210 (por ejemplo, mediante la recepcion de unas senales de medicion de sensor a partir de cada uno de los otros componentes 290). En una forma de realizacion, otros componentes 290 pueden incluir un conmutador discreto (por ejemplo, tal como el conmutador 322 de la figura 3B). El conmutador discreto 322 se puede controlar por medio del procesador 210 para acoplar y / o desacoplar la senal de orden de timon de profundidad 320 con el limitador 319 para activar la evitacion de golpes de cola. En diversas formas de realizacion, otros componentes 290 se pueden adaptar para proporcionar informacion y datos de senales en relacion con las condiciones operativas y / o ambientales, tales como condiciones de temperatura interna y / o externa, condiciones de iluminacion (por ejemplo, balizas que estan montadas sobre el ala 132 y / o el fuselaje 104) y / o la distancia (por ejemplo, un sistema de determinacion de distancia por laser). Por consiguiente, otros componentes 290 pueden incluir uno o mas sensores convencionales tal como seria conocido por los expertos en la materia para monitorizar diversas condiciones (por ejemplo, condiciones ambientales y / u operativas) sobre la aeronave 100.
Las figuras 3A y 3B ilustran unos procesos para limitar de forma selectiva la desviacion de timon de profundidad para evitar golpes de cola por una aeronave 100 de acuerdo con algunas formas de realizacion de la divulgacion. En diversas formas de realizacion, los procesos de las figuras 3A y 3B se pueden llevar a cabo, por ejemplo, por medio del procesador 210 de la aeronave 100. En particular, la figura 3A ilustra un flujo de proceso global, y la figura 3B proporciona detalles adicionales de las diversas operaciones. Por consiguiente, la figura 3A y la figura 3B se describiran la una en relacion con la otra. Durante los procesos de las figuras 3A y 3B, diversos valores de datos se pueden determinar a partir de uno o mas sensores y / o calcularse tal como se analiza adicionalmente en el presente documento.
En el bloque 350 de la figura 3A, un perfil de descenso H’ 302 se puede calcular para determinar la posicion del tren de aterrizaje 128 en el futuro inmediato en relacion con la pista 102. El perfil de descenso H’ 302 se puede determinar mediante la combinacion de una altitud actual del tren de aterrizaje principal 128 y una velocidad vertical actual del tren de aterrizaje 128. La altitud actual 129 se puede calcular mediante la combinacion de la senal de medicion del radioaltfmetro 160 con unos datos de movimiento inercial (por ejemplo, unos datos de movimiento inercial tal como se proporcionan, por ejemplo, por medio del sensor de actitud de cabeceo 250, el sensor de tasa de cabeceo 255, el sensor de velocidad vertical 270 y / o el sensor de aceleracion vertical 280), tal como se describe en el presente documento. La velocidad vertical actual 124 se puede proporcionar al procesador 210 por medio de una senal de medicion del sensor de velocidad vertical 270. La velocidad vertical 124 se puede multiplicar por un termino de ganancia en el calculo del perfil de descenso H’ 302.
En el bloque 355, un perfil de cabeceo maximo previamente determinado 304 se puede determinar a partir de una tabla de consulta de 0’ frente a H’ 303, usando el perfil de descenso H’ 302 determinado del bloque 350. La tabla de consulta de 0’ frente a H’ 303 proporciona una relacion entre el perfil de cabeceo maximo 304 y el perfil de descenso H’ 302. A este respecto, a medida que el tren de aterrizaje 128 se aproxima a la superficie de pista 102, tal como se indica por medio del valor decreciente del perfil de descenso H’ 302, el perfil de cabeceo maximo 304 disminuye, lo que preve menos valor de perfil de cabeceo positivo 0’ 306 de la aeronave 100. La tabla de consulta de 0’ frente a H’ 303 puede incluir una pluralidad de perfiles de cabeceo maximo calculados 304, en donde cada perfil de cabeceo maximo 304 se basa en uno correspondiente de una pluralidad de perfiles de descenso H’ 302. Ademas, el perfil de cabeceo maximo 304 puede depender de la geometrfa de la aeronave 100, tal como se describe en el presente documento.
Haciendo referencia a la figura 3B, en algunas formas de realizacion, el perfil de cabeceo maximo 304 se puede reducir cuando un aerofreno montado en ala 305 esta extendido. El aerofreno montado en ala 305 se puede accionar por medio de una orden de aerofreno a partir del procesador 210 para producir un momento de cabeceo positivo (por ejemplo, de morro arriba) 112. Por lo tanto, una reduccion del perfil de cabeceo maximo 304 puede compensar el momento de cabeceo de morro arriba adicional 112 que es causado por el accionamiento del aerofreno 305.
En el bloque 360, el procesador 210 puede calcular un perfil de cabeceo actual 0’ 306 para determinar una tendencia de cabeceo de la aeronave 100. El perfil de cabeceo actual 0’ 306 se puede calcular mediante la combinacion de una actitud de cabeceo actual 106 y una tasa de cabeceo actual 114, en donde la tasa de cabeceo 114 se puede multiplicar por un termino de ganancia en el calculo del perfil de cabeceo actual 0’ 306. A este respecto, una indicacion de la actitud de cabeceo de la aeronave 100 en el futuro inmediato se puede proporcionar para ayudar a la determinacion de si es posible un golpe de cola. La actitud de cabeceo actual 106 se puede proporcionar al procesador 210 por medio de una senal de medicion que se produce por medio del sensor de actitud de cabeceo 250. La tasa de cabeceo actual 114 se puede proporcionar al procesador 210 por medio de una senal de medicion que se produce por medio del sensor de tasa de cabeceo 255.
En el bloque 365, el procesador 210 puede comparar el perfil de cabeceo actual 0’ 306 con el perfil de cabeceo maximo 304 para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308. Si existe el perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308 (por ejemplo, el perfil de cabeceo actual 0’ 306 es mayor que el perfil de cabeceo maximo 304), la desviacion de timon de profundidad se puede limitar sobre la base del perfil de cabeceo maximo 304 para evitar un golpe de cola. Ademas, el perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308 se puede multiplicar por un termino de ganancia proporcional 310 y el producto se puede convertir a unos grados de la desviacion de timon de profundidad 309.
En algunas formas de realizacion, el valor de perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308 se puede integrar y sumarse con el termino de ganancia proporcional 310. A este respecto, el perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308 se puede convertir en una tasa de cambio de timon de profundidad por medio de una ganancia integral. La tasa de cambio de timon de profundidad se integra para producir una salida de posicion de timon de profundidad (por ejemplo, grados de la desviacion de timon de profundidad). La salida de posicion de timon de profundidad se puede sumar con el termino de ganancia proporcional 310 para producir grados de la desviacion de timon de profundidad 309.
En algunas formas de realizacion, se puede verificar que los grados de la desviacion de timon de profundidad 309 se encuentran dentro de un rango de la autoridad total de timon de profundidad 311 (que se etiqueta Limitador -30 a 25) para la aeronave 100. La autoridad total de timon de profundidad 311 proporciona el rango completo de la desviacion de timon de profundidad para la aeronave 100. Por ejemplo, en algunas formas de realizacion, la autoridad total de timon de profundidad de la aeronave 100311 puede incluir valores de la desviacion de timon de profundidad, incluyendo de treinta grados negativos a veinticinco grados positivos. La autoridad total de timon de profundidad 311 puede depender de la geometrfa de la aeronave 100 y otra autoridad total de timon de profundidad de aeronave 311 puede ser identica a, menor que o mayor que la autoridad total de timon de profundidad de la aeronave 100. La salida de la autoridad total de timon de profundidad 311 es una orden de tfmite de desviacion de timon de profundidad 312.
En algunas formas de realizacion, la orden de tfmite de desviacion de timon de profundidad 312 se puede sumar con una salida de un filtro de retardo 314 (por ejemplo, una senal de orden de timon de profundidad de referencia 315) para producir un valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 que se proporciona a un bloque limitador 319 (que se etiqueta Limitador). A este respecto, la orden de tfmite de desviacion de timon de profundidad 312 puede incrementar y / o decrementar la senal de orden de timon de profundidad de referencia 315 para producir el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318. El filtro de retardo 314 puede proporcionar una realimentacion de una senal de desviacion de timon de profundidad de salida 326 para producir la senal de orden de timon de profundidad de referencia 315 en grados de la desviacion de timon de profundidad. El filtro de retardo 314 emite en la practica una senal de desviacion de timon de profundidad de baja frecuencia para controlar la aeronave 100 durante una maniobra de aterrizaje.
Haciendo referencia a la figura 3B, el perfil de cabeceo actual 0’ 306 se compara con el perfil de cabeceo maximo 304 para proporcionar un perfil de cabeceo actual en exceso de salida 0’ 308. El perfil de cabeceo actual en exceso 0’ 308 se multiplica por el termino de ganancia proporcional 310 para proporcionar grados de la desviacion de timon de profundidad 309. En algunas formas de realizacion, los grados de la desviacion de timon de profundidad 309 se pueden comparar con la autoridad total de timon de profundidad 311 (que se etiqueta Limitador -30 a 25) para verificar que el valor de desviacion de timon de profundidad 309 se encuentra dentro del rango de la desviacion de timon de profundidad del timon de profundidad 116 en la aeronave 100. La salida de la autoridad total de timon de profundidad 311 es la orden de limite de desviacion de timon de profundidad 312. La orden de limite de desviacion de timon de profundidad 312 se suma con el filtro de retardo 314 para producir el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318. El valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 se puede proporcionar al limitador 319 para limitar la senal de orden de timon de profundidad actual 320.
En el bloque 370, el limitador 319 puede limitar la senal de orden de timon de profundidad actual 320. A este respecto, el limitador 319 puede imponer un limite inferior sobre los valores de senal de orden de timon de profundidad 320 y los valores de senal de orden de timon de profundidad 320 mayores que el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 se proporcionan a la salida del limitador 319.
En el bloque 375, el procesador 210 puede proporcionar una senal de desviacion de timon de profundidad de salida limitada 326 al timon de profundidad 116. Haciendo referencia a la figura 3B, un valor de limitador de desviacion de timon de profundidad inferior 318 se puede acoplar electricamente con el limitador 319 para limitar la senal de orden de timon de profundidad 320 a traves del limitador 319. Un conmutador 322 se puede acoplar con el limitador 319 en la entrada de conmutador 325.
Haciendo referencia de nuevo a la figura 3B, el conmutador 322 se puede usar para encender la evitacion de golpes de cola durante las maniobras de aterrizaje de la aeronave 100 y conmutar a apagado la evitacion de golpes de cola durante otras condiciones de vuelo de la aeronave 100 tales como las maniobras de crucero de vuelo normal. En una forma de realizacion, el conmutador 322 se pone en practica en datos y codigo de soporte logico en el procesador 210 para encender y apagar la limitacion de orden de timon de profundidad de evitacion de golpes de cola. En otra forma de realizacion, el conmutador 322 se pone en practica como un conmutador discreto fisico (por ejemplo, tal como se proporciona por medio de otros componentes 290). A este respecto, el conmutador 322 puede alternar entre la recepcion de la salida de la senal de orden de timon de profundidad 320 directamente y la senal de orden de timon de profundidad 320 que se limita por medio del valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 en el limitador 319. El conmutador 322 se puede acoplar electricamente con la senal de orden de timon de profundidad 320 en una entrada de conmutador 323. El conmutador 322 se puede acoplar electricamente con la salida del bloque limitador 319 en una entrada de conmutador 325. Ademas, un contacto deslizante de conmutador 327 se puede acoplar con la senal de desviacion de timon de profundidad de salida 326 en un primer extremo 327a del contacto deslizante de conmutador 327. El procesador 210 puede producir una senal electrica en la entrada de orden de conmutador 328 para alternar el contacto deslizante de conmutador 327 entre la entrada de conmutador 325 y la entrada de conmutador 323 en un segundo extremo 327b del contacto deslizante de conmutador 327.
En algunas formas de realizacion, el procesador 210 se puede configurar para actualizar de forma periodica el perfil de descenso H’ 302 y el perfil de cabeceo actual 0’ 306. Ademas, los valores de perfil actualizados H’ 302 y 0’ 306 se pueden usar para calcular un valor de limitador de desviacion de timon de profundidad actualizado 318, tal como se describe en el presente documento.
Por lo tanto, de acuerdo con diversas formas de realizacion, las senales de orden de timon de profundidad 320 se pueden limitar de forma selectiva (por ejemplo, por medio del funcionamiento del limitador 319) sobre la base de la salida del filtro de retardo 314 y diversos criterios (por ejemplo, el perfil de descenso H’ 302, el perfil de cabeceo actual 0’ 306, el perfil de cabeceo maximo 304, los grados de la desviacion de timon de profundidad 309, la orden de limite de desviacion de timon de profundidad 312 y / u otros criterios). En otras formas de realizacion, otras ordenes de control de vuelo se pueden limitar de forma selectiva de la misma forma o de una similar.
La figura 4 ilustra una grafica de limites 400 de los perfiles de cabeceo maximo 304 de acuerdo con una forma de realizacion de la divulgacion. La grafica de limites 400 proporciona una representacion grafica de la relacion entre el perfil de cabeceo maximo 304 y el perfil de descenso H’ 302. La grafica de limites 400 puede proporcionar una representacion grafica del perfil de cabeceo maximo 304 en unas condiciones de perfil actuales para evitar un golpe de cola. A este respecto, una linea inclinada 430 representa el perfil de cabeceo maximo 304 sobre la base de un perfil de descenso H’ 302 determinado. En la figura 4, el area por encima de la linea inclinada 430 (por ejemplo, el area 440) son unos perfiles de cabeceo en donde el perfil de cabeceo actual 0’ 306 supera el perfil de cabeceo maximo 304. A este respecto, los perfiles de cabeceo actual 0’ 306 en el area de 440 pueden producir unos valores de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 para generar la desviacion de timon de profundidad positiva 122 para evitar un golpe de cola. A la inversa, el area por debajo de la linea inclinada 430 (por ejemplo, el area 450) son los perfiles de cabeceo 304 en donde el perfil de cabeceo actual adicional 0’ 306 se puede permitir hasta el perfil de cabeceo maximo 304 de la linea inclinada 430 al tiempo que se evita un golpe de cola. Tal como se muestra en la figura 4, a medida que aumenta la altura del tren de aterrizaje 128 (por ejemplo, la altura del tren de aterrizaje 128 como parte del perfil de descenso H’ 302) con respecto a la superficie de pista 102, aumenta el perfil de cabeceo maximo admisible (por ejemplo, el perfil de cabeceo maximo 304 como parte de la linea inclinada 403).
En diversas formas de realizacion, los perfiles de cabeceo maximo 304 dependen del perfil de descenso H’ 302 y la geometria de la aeronave 100. La geometria de la aeronave 100 incluye un valor de compresion de tren de aterrizaje y depende de la aeronave. A este respecto, cada tipo de aeronave puede incluir una tabla de consulta de 0’ frente a H’ unica 303.
Las figuras 5A a 5C ilustran unas representaciones graficas de secuencia temporal de una maniobra de aterrizaje de una aeronave 100 agresiva de acuerdo con algunas formas de realizacion de la divulgacion. Las figuras 5A a 5C ilustran unas representaciones graficas de parametros que estan asociados con el sistema de evitacion de golpes de cola 300 durante una maniobra de aterrizaje de una aeronave 100. Las representaciones graficas de secuencia temporal de las figuras 5A a 5C incluyen la actitud de cabeceo 106, el perfil de cabeceo actual 0’ 306, el perfil de cabeceo maximo 304, la senal de orden de timon de profundidad de piloto y / o de piloto automatico 320 y el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 que se representan graficamente durante unos periodos secuenciales de la maniobra de aterrizaje. El tiempo en el eje x de las figuras 5A a 5C se divide en los periodos 505, 510, 515, 520, 525 y 530. 5A ilustra una representacion grafica de secuencia temporal que se muestra la actitud de cabeceo 106, los perfiles de cabeceo actual 0’ 306 y los perfiles de cabeceo maximo 304 en grados. La figura 5A ilustra el margen de seguridad del casco de popa 142 de la aeronave 100 con respecto a la superficie de pista 102 en pies. La figura 5B ilustra la secuencia temporal de la figura 5A que se muestra una representacion grafica de fuerza de columna 512, en libras, cuando el piloto confirma una desviacion de timon de profundidad. La figura 5C ilustra la secuencia temporal de la figura 5A que se muestra una representacion grafica de la senal de orden de timon de profundidad 320, un valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 y una senal de desviacion de timon de profundidad de salida 326 en grados de la desviacion de timon de profundidad.
El periodo 505 se puede corresponder con que la aeronave 100 se este aproximando a la pista 102. Tal como se muestra en la figura 5A, los grados de la actitud de cabeceo 106 y el perfil de cabeceo actual 0’ 306 pueden ser aproximadamente iguales, lo que indica la ausencia de una tasa de cabeceo 114. La fuerza de columna 512 de la figura 5B tambien es aproximadamente nula, lo que indica que el piloto no esta intentando hacer cabecear la aeronave 100. La figura 5C muestra que la senal de desviacion de timon de profundidad de salida 326 es igual a la orden de timon de profundidad 320, lo que indica que el limitador 319 no esta limitando la orden de timon de profundidad 320. El valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 se encuentra sustancialmente por debajo de cero, lo que indica que el perfil de cabeceo actual 0’ 306 es sustancialmente menor que el perfil de cabeceo maximo 304.
El periodo 510 se puede corresponder con la aeronave 100 en un descenso hacia la pista 102. Tal como se muestra en la figura 5A, los grados tanto del perfil de cabeceo actual 0’ 306 como de la actitud de cabeceo estan aumentando, lo que indica una actitud de morro arriba de la aeronave 100. Ademas, la fuerza de columna 512 esta aumentando, lo que indica que el piloto esta haciendo cabecear la aeronave 100. El casco de popa 142 se encuentra sobre una pendiente hacia abajo pronunciada hacia la superficie de pista 102. A medida que el casco de popa 142 se aproxima a la superficie de pista 102, el perfil de cabeceo maximo 304 esta disminuyendo, lo que indica que el margen de seguridad del casco de popa 142 a la superficie de pista 102 esta disminuyendo. El valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 de la figura 5C se esta moviendo en una respuesta positiva a la reduccion del casco de popa 142 en cuanto al margen de seguridad con respecto a la superficie de pista 102. En un punto 535 en el periodo 510 de la figura 5C se cortan el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318, la senal de orden de timon de profundidad 320 y la senal de desviacion de timon de profundidad 326. El tiempo 535 se corresponde con una altura del casco de popa 142 cerca de la superficie de pista 102. Despues de eso, la senal de desviacion de timon de profundidad 326 se limita por medio del limitador 319 tal como se muestra en la figura 5C. El piloto puede estar ordenando una desviacion de timon de profundidad negativa adicional 120 tal como se muestra en la figura 5C. En respuesta a la fuerza de columna 512, la senal de orden de timon de profundidad 320 puede estar ordenando una desviacion de timon de profundidad negativa en grados adicional tal como se indica por medio de la figura 5C. No obstante, el limitador 319 esta limitando la senal de orden de timon de profundidad 320 a un valor de desviacion de timon de profundidad negativo 326 mayor que la senal de orden de timon de profundidad 320.
El periodo 515 se corresponde con que el casco de popa 142 continue aproximandose a la superficie de pista 102. Tal como se muestra en la figura 5A, el casco de popa 142 se aproxima a casi cero pies con respecto a la superficie de pista 102 tal como se indica por medio del tiempo 545. El perfil de cabeceo maximo 304 continua disminuyendo durante un tiempo antes de que el casco de popa se aproxime a la superficie de pista 102. Despues de eso, el perfil de cabeceo maximo 304 permanece constante. Tanto el perfil de cabeceo actual 0’ 306 como la actitud de cabeceo 106 muestran un rebasamiento mas alla del perfil de cabeceo maximo 304. La fuerza de columna esta disminuyendo durante el periodo 515 debido a que se puede proporcionar al piloto una informacion en el visualizador 240 de que el casco de popa 142 se esta aproximando a la superficie de pista 102. No obstante, el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 esta ordenando que el timon de profundidad 116 responda con un momento de cabeceo de morro abajo 112 y la senal de desviacion de timon de profundidad 326 esta respondiendo al limitador 319 con una desviacion de timon de profundidad positiva.
El periodo 520 se puede corresponder con que la aeronave 100 decelere al descender hacia la superficie de pista 102. A este respecto, el margen de seguridad del casco de popa 142 con respecto a la superficie de pista 102 se esta moviendo lejos de la superficie de pista 102. La actitud de cabeceo 106 es aproximadamente igual al perfil de cabeceo maximo 304 durante este periodo, lo que indica que la actitud de cabeceo 106 se limita por medio del perfil de cabeceo maximo 304 cuando las condiciones se han estabilizado. El valor del valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 de la orden de posicion de morro abajo esta disminuyendo durante el periodo y la senal de desviacion de timon de profundidad 326 esta respondiendo al limitador 319. La senal de orden de timon de profundidad 320 se esta limitando durante este periodo. A este respecto, el tiempo 555 indica una fuerza de columna intensa que se corresponde con que el piloto ordene un cambio significativo en la desviacion de timon de profundidad. La senal de orden de timon de profundidad 320 responde con una posicion de morro arriba significativa. No obstante, tal como se indica por medio de la figura 5C, la senal de orden de timon de profundidad 320 en el tiempo 555 se esta limitando por medio del limitador 319 debido a que la senal de desviacion de timon de profundidad 326 no responde a la entrada de piloto y continua siguiendo el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318. Ademas, el tiempo 565 indica que la senal de desviacion de timon de profundidad 326 puede responder a la senal de orden de timon de profundidad 320 debido a que los grados de la senal de orden de timon de profundidad 320 son mayores que el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318.
El periodo 525 se puede corresponder con que la aeronave 100 deshaga la rotacion a la superficie de pista 102. A este respecto, el casco de popa 142 esta rotando hacia arriba desde la superficie de pista 102 hasta la altura normal del casco de popa 142. La actitud de cabeceo 106 y el perfil de cabeceo actual 0’ 306 estan disminuyendo, lo que indica una tasa de cabeceo negativa (por ejemplo, de morro abajo). La figura 5C indica una vez mas que el perfil de cabeceo actual 0’ 306 es menor que el perfil de cabeceo maximo 304 debido a que la senal de desviacion de timon de profundidad 326 esta respondiendo a la senal de orden de timon de profundidad 320 y el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad 318 esta disminuyendo de forma significativa.
El periodo 530 se puede corresponder con que aeronave 100 circule sobre la superficie de pista 102. A este respecto, el margen de seguridad del casco de popa con respecto a la superficie de pista permanece constante. La actitud de cabeceo 106 y el perfil de cabeceo actual 0’ 306 permanecen constantes. Ademas, la fuerza de columna 512 es nula y la senal de orden de timon de profundidad 320, la senal de desviacion de timon de profundidad 326 y el limitador 319 son constantes.
A la vista de la presente divulgacion, se apreciara que el uso de un perfil de cabeceo y perfiles de descenso para determinar un valor de desviacion de timon de profundidad limitante que se pone en practica de acuerdo con diversas formas de realizacion que se exponen en el presente documento puede prever una aproximacion mejorada para evitar que el casco de popa de la aeronave entre en contacto con el suelo durante una maniobra de aterrizaje de aeronave. A este respecto, limitar un valor de desviacion de timon de profundidad, al tiempo que se sigue proporcionando un control de aterrizaje de aeronave, permite que una aeronave, tal como una aeronave comercial de fuselaje alargado, use una velocidad de aproximacion de aterrizaje mas baja de lo que seria necesario de otro modo para evitar golpes de cola. Un piloto puede confiar en una velocidad de aterrizaje aumentada para evitar un golpe de cola en sistemas convencionales. Unas velocidades de aproximacion inferiores pueden tener un efecto positivo sobre un numero de sistemas de aeronave y metricas de desempeno, incluyendo longitud de campo de aterrizaje, hipersustentacion y ruido.
En donde sea aplicable, diversas formas de realizacion que se proporcionan por medio de la presente divulgacion se pueden poner en practica usando soporte fisico, soporte logico, o combinaciones de soporte fisico y soporte logico. Asimismo, en donde sea aplicable, los diversos componentes de soporte fisico y / o componentes de soporte logico que se exponen en el presente documento se pueden combinar en componentes compuestos que comprenden soporte logico, soporte fisico, y / o ambos sin apartarse del espiritu de la presente divulgacion. En donde sea aplicable, los diversos componentes de soporte fisico y / o componentes de soporte logico que se exponen en el presente documento se pueden separar en subcomponentes que comprenden soporte logico, soporte fisico, o ambos sin apartarse del espiritu de la presente divulgacion. Ademas, en donde sea aplicable, se contempla que los componentes de soporte logico se puedan poner en practica como componentes de soporte fisico, y viceversa.
El soporte logico de acuerdo con la presente divulgacion, tal como datos y / o codigo de programa, se puede almacenar en uno o mas medios legibles por ordenador. Tambien se contempla que el soporte logico que se identifica en el presente documento se pueda poner en practica usando uno o mas ordenadores y / o sistemas informaticos de proposito general o de proposito especifico, en red y / o de otro modo. En donde sea aplicable, la ordenacion de las diversas etapas que se describen en el presente documento se puede cambiar, combinarse en etapas compuestas y / o separarse en subetapas para proporcionar las caracteristicas que se describen en el presente documento.
Algunas formas de realizacion que se han descrito en lo que antecede ilustran pero no limitan la invencion. Tambien se deberia entender que son posibles numerosas modificaciones y variaciones de acuerdo con los principios de la presente invencion. Por consiguiente, el alcance de la invencion se define solo por medio de las siguientes reivindicaciones.

Claims (15)

REIVINDICACIONES
1. Un metodo que comprende:
determinar un perfil de descenso (302) sobre la base de una altitud actual (129) y una velocidad vertical actual (124) de una aeronave (100);
determinar un perfil de cabeceo maximo (304) que esta asociado con el perfil de descenso (302); determinar un perfil de cabeceo actual (306) sobre la base de una actitud de cabeceo actual (106) y una tasa de cabeceo actual (114) de la aeronave (100);
comparar el perfil de cabeceo actual (306) con el perfil de cabeceo maximo (304) para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso (308); y
limitar una senal de orden de timon de profundidad (320) sobre la base de la comparacion para reducir una probabilidad de un golpe de cola de aeronave.
2. El metodo de la reivindicacion 1, en donde la altitud actual (129) se basa en una distancia desde un tren de aterrizaje de aeronave (128) hasta una superficie de pista (102) tal como se determina, al menos en parte, por medio de una senal de medicion de sensor.
3. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 2, en donde determinar el perfil de cabeceo maximo (304) incluye acceder a una tabla de los perfiles de cabeceo maximo (303), en donde cada perfil de cabeceo maximo (304) se basa en uno correspondiente del perfil de descenso (302), y en donde el perfil de cabeceo maximo (304) se determina, al menos en parte, sobre el perfil de descenso (302) y una geometria de aeronave.
4. El metodo de la reivindicacion 3, que comprende adicionalmente reducir el perfil de cabeceo maximo (304) cuando un aerofreno (305) esta extendido.
5. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 4, en donde:
la velocidad vertical actual (124) se determina por medio de una senal de medicion del sensor de velocidad vertical (270);
la tasa de cabeceo actual (114) se determina por medio de una senal de medicion del sensor de tasa de cabeceo (255); y
la actitud de cabeceo actual (106) se determina por medio de una senal de medicion del sensor de actitud de cabeceo (250).
6. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 5, en donde la comparacion comprende convertir el perfil de cabeceo actual en exceso (308) en una orden de limite de desviacion de timon de profundidad (312).
7. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 6, que comprende adicionalmente aplicar un filtro de retardo (314) a una senal de desviacion de timon de profundidad de salida (326) para proporcionar una senal de orden de desviacion de timon de profundidad de referencia (315).
8. El metodo de la reivindicacion 7, que comprende adicionalmente:
combinar un valor de la orden de limite de desviacion de timon de profundidad (312) y la senal de orden de desviacion de timon de profundidad de referencia (315) para producir un valor de limitador de desviacion de timon de profundidad (318); y
limitar la senal de orden de timon de profundidad (320) para generar un valor de desviacion de timon de profundidad (326) de no menos del valor de limitador de desviacion de timon de profundidad (318).
9. El metodo de la reivindicacion 8, en donde la limitacion comprende responder a la senal de orden de timon de profundidad (320) para generar una senal de desviacion de timon de profundidad de salida (326) cuando el valor de limitador de desviacion de timon de profundidad (318) no se supera.
10. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1 - 9, en donde la determinacion comprende actualizar de forma periodica el perfil de descenso (302) y el perfil de cabeceo actual (306) para su uso en la limitacion de la senal de orden de timon de profundidad (320).
11. Un sistema (200) que comprende:
una memoria (230) que comprende una pluralidad de instrucciones ejecutables; y
un procesador (210) que esta adaptado para ejecutar las instrucciones para:
determinar un perfil de descenso (302) sobre la base de una altitud actual (129) y una velocidad vertical actual (124) de una aeronave (100);
determinar un perfil de cabeceo maximo (304) que esta asociado con el perfil de descenso (302);
determinar un perfil de cabeceo actual (306) sobre la base de una actitud de cabeceo actual (106) y una tasa de cabeceo actual (114) de la aeronave (100);
comparar el perfil de cabeceo actual (306) con el perfil de cabeceo maximo (304) para determinar un perfil de cabeceo actual en exceso (308); y
limitar una senal de orden de timon de profundidad (320) sobre la base de la comparacion.
12. El sistema (200) de la reivindicacion 11, en donde la altitud actual (129) se basa en una distancia desde un tren de aterrizaje de aeronave (128) hasta una superficie de pista (102) tal como se determina, al menos en parte, por medio de una senal de medicion de sensor.
13. El sistema (200) de cualquiera de las reivindicaciones 11 - 12, en donde el perfil de cabeceo maximo (304) se determina, al menos en parte, sobre el perfil de descenso (302) y una geometria de aeronave.
14. El sistema (200) de la reivindicacion 13, que comprende adicionalmente un aerofreno de aeronave (305), en donde el perfil de cabeceo maximo (304) se ajusta cuando el aerofreno (305) esta extendido.
15. El sistema (200) de cualquiera de las reivindicaciones 11 - 14, en donde el procesador (210) esta configurado para actualizar de forma periodica el perfil de cabeceo actual (306) y el perfil de descenso (302); y en donde las actualizaciones periodicas se usan para limitar la senal de orden de timon de profundidad (320).
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