ES2831161T3 - Modificador de inclinación de aterrizaje silencioso para aeroplano - Google Patents

Modificador de inclinación de aterrizaje silencioso para aeroplano Download PDF

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Abstract

Un metodo (40) para modificar la inclinacion de cabeceo de una aeronave durante el aterrizaje, que comprende: ordenar a un flap del borde de salida que se mueva a una posicion de aterrizaje; proporcionar un valor actual para un parametro de condicion de vuelo, en donde dicho parametro de condicion de vuelo es un angulo de ataque de aproximacion actual αCUR; proporcionar un ajuste de flaps actual; y comparar (41) dicho valor actual con un angulo αMAX de umbral superior y un angulo αMIN de umbral inferior; caracterizado en el metodo que comprende, ademas: si dicho valor actual excede uno de dichos umbrales, determinar un nuevo ajuste de flaps capaz de producir una mejora en un margen de contacto con el fuselaje a popa seleccionado o un margen de contacto del tren delantero seleccionado para la aeronave; ajustar (47) los flaps a dicho nuevo ajuste de flaps, en donde el nuevo ajuste de flaps es mayor que el ajuste de flaps actual si αCUR esta por encima de αMAX, y en donde el nuevo ajuste de flaps es menor que el ajuste de flaps actual si αCUR esta por debajo de αMIN; y mantener los flaps en dicho nuevo ajuste de flaps durante un tiempo de retardo antes de que dicho valor actual se vuelva a comparar con dichos valores umbral.

Description

DESCRIPCIÓN
Modificador de inclinación de aterrizaje silencioso para aeroplano
Antecedentes
La inclinación de cabeceo de un aeroplano es el ángulo definido por el eje longitudinal del aeroplano y una línea horizontal. La inclinación de cabeceo es un parámetro importante del aeroplano que debe tenerse en cuenta durante la aproximación al aterrizaje y la toma de contacto. La inclinación de cabeceo del aeroplano durante el aterrizaje variará de acuerdo con un número de factores. Por ejemplo, las perturbaciones atmosféricas, tal como la presencia de una ráfaga de viento, afectarán la inclinación de cabeceo, lo que requerirá un ajuste. El ajuste de la inclinación de cabeceo en respuesta a las perturbaciones atmosféricas asegura que el ángulo de trayectoria de vuelo deseado se mantendrá durante el aterrizaje.
Durante el aterrizaje, la envolvente de inclinación de cabeceo de un aeroplano está en parte limitada por la forma del aeroplano. Durante la recogida y la toma de contacto, a medida que la nariz del aeroplano se eleva para aumentar la inclinación de cabeceo, la sección a popa del aeroplano se acerca cada vez más al suelo. La separación entre la sección a popa del fuselaje del aeroplano y el suelo se conoce como margen de contacto del fuselaje a popa. Para minimizar la posibilidad de que la sección a popa entre en contacto con el suelo, es deseable que la inclinación de cabeceo no supere un valor máximo, comúnmente conocida como la condición de vuelo más crítica del fuselaje a popa. La condición de vuelo más crítica del fuselaje a popa define una inclinación de cabeceo máxima predeterminada que proporciona un espacio libre requerido entre la sección a popa del fuselaje del aeroplano y el suelo durante el aterrizaje. El espacio libre requerido se conoce como requisito de margen de contacto con el fuselaje a popa. Este requisito es en grados y está definido por el ángulo entre la pista y una línea que se extiende entre el tren de aterrizaje principal de un aeroplano y el área más baja de la sección a popa del aeroplano. véase la figura 1.
Además de un valor máximo, durante el aterrizaje, también es deseable que la inclinación de cabeceo no caiga por debajo de un valor mínimo. Durante la aproximación, se bajan el tren de aterrizaje principal y el tren delantero de un aeroplano. Debido a que el tren delantero no está diseñado para resistir el impacto del aterrizaje del aeroplano, es crucial aterrizar el aeroplano para que el tren de aterrizaje principal haga contacto con el suelo primero. La separación entre el tren delantero y el suelo cuando el tren de aterrizaje principal entra en contacto con el suelo se conoce como margen de contacto del tren delantero. Para evitar los primeros aterrizajes del tren delantero, se define una inclinación de cabeceo mínima, comúnmente conocida como la condición de vuelo más crítica del tren delantero. Aterrizar en inclinaciones de cabeceo iguales o mayores que el valor mínimo para la condición de vuelo más crítica del tren delantero asegura que el aterrizaje del tren de aterrizaje principal precede al aterrizaje del tren delantero por un valor predeterminado. El valor predeterminado se conoce como requisito de margen de contacto del tren delantero. Este requisito también está expresado en grados y está definido por el ángulo entre la pista y una línea que se extiende entre el tren de aterrizaje principal y el tren delantero del aeroplano. Véase la figura 2.
Como se indicó anteriormente, debido a las condiciones atmosféricas y otros parámetros, la inclinación de cabeceo de un aeroplano durante el aterrizaje variará. A veces, la inclinación de cabeceo aumentará a un valor grande, bajando la sección a popa del aeroplano peligrosamente cerca del suelo durante la aproximación y el aterrizaje. En algunos casos, se puede violar el requisito del margen de contacto del fuselaje a popa, lo que hace que la sección a popa del fuselaje del aeroplano entre en contacto con el suelo y dañe el aeroplano.
Estos problemas se han abordado mediante el modificador (LAM) de la inclinación de aterrizaje divulgado en la patente U.S. No. 5,823,479. Cuando los flaps de seguimiento de un aeroplano están en una posición de retención de flaps de aterrizaje, el LAM enciende y coloca las superficies generadoras de sustentación, tal como los flaperones, alerones o deflectores, para mejorar el margen de contacto del tren delantero y el margen de contacto del fuselaje a popa durante el aterrizaje de un aeroplano. Sin embargo, como se mencionó anteriormente, el LAM usa estos dispositivos con los flaps del borde de salida en una posición de retención de aterrizaje, por lo que la resistencia se incrementa durante el segmento de aproximación del vuelo. Una mayor resistencia aumentará el ruido del aeroplano durante la aproximación de dos formas. Primero, se necesitará un mayor empuje del motor para compensar el aumento de la resistencia. Un mayor empuje del motor aumentará el ruido de aproximación. En segundo lugar, el aumento de la resistencia es el resultado de una distribución desigual de la sustentación causada por las deflexiones de los flaperones que se utilizan para controlar la inclinación. La distribución desigual hará que aumente el ruido de aproximación generado por la estructura del aeroplano.
El aumento del ruido de aproximación causará un impacto ambiental desfavorable en las comunidades que rodean el aeropuerto, y también aumentará el nivel de certificación de ruido de aproximación según lo definido por la Federal Aviation Regulations, Parte 36. El aumento de los niveles de ruido de aproximación certificados puede restringir las operaciones de aeroplanos en ciertos aeropuertos con un impacto desfavorable.
El documento US 2010/0217460 A1 muestra un sistema de control de vuelo que ordena dispositivos de arrastre tales como deflectores de vuelo de acuerdo con la orden longitudinal del piloto o del piloto automático. Además, el sistema de control de vuelo monitoriza un conjunto de parámetros de vuelo para determinar si la aeronave está operando dentro de la envolvente de seguridad permitida, de ahí, que incorpore la desactivación superior automática de la envolvente. Esta invención permite que la aeronave descienda en una trayectoria de planeo más pronunciada que los 3° utilizados en la aproximación normal, manteniendo las velocidades sin cambios.
El documento US 6,422,517 B1 muestra un sistema de control de vuelo de una aeronave previsto para reducir la probabilidad de un golpe de cola de una aeronave. El sistema de control de vuelo incluye una orden de cabeceo proporcionada a un dispositivo de control de cabeceo para alterar la inclinación de cabeceo de la aeronave. La mejora es un sistema de alteración de la orden de cabeceo para evitar un golpe de cola de una aeronave. La mejora incluye determinar una tasa actual de cierre de patinaje de cola y una altura de cola actual; comparar la tasa actual de cierre de patinaje de cola con una tasa de cierre umbral para determinar una cantidad de tasa de cierre en exceso; y agregar una orden incremental de cabeceo de nariz hacia abajo con la orden de cabeceo para evitar un posible golpe de cola de la aeronave. La tasa de cierre umbral depende de la altura actual del patinaje de cola. La orden incremental de inclinación de la nariz hacia abajo se calcula como una función de la cantidad de tasa de cierre en exceso.
Por tanto, se necesita un sistema y un método para superar los problemas relacionados con el ruido de los sistemas y métodos LAM existentes.
Resumen de la divulgación
Estas y otras características, aspectos y ventajas de la divulgación se comprenderán mejor con referencia a los siguientes dibujos, descripción y reivindicaciones.
Se proporciona un método de acuerdo con la reivindicación 1.
En un ejemplo, la presente divulgación proporciona un método para modificar la inclinación de cabeceo de una aeronave durante el aterrizaje, que comprende: ordenar a los flaps que se muevan a una configuración de aterrizaje; proporcionar un valor actual para un parámetro de condición de vuelo; proporcionar una configuración de flaps actual; comparar dicho valor actual con al menos un valor umbral; si dicho valor actual excede dicho umbral, determinar un nuevo ajuste de flaps capaz de producir una mejora en al menos uno de un margen de contacto con el fuselaje a popa seleccionado y un margen de contacto de tren delantero seleccionado para la aeronave; y ajustar los flaps a dicha nueva configuración de flaps.
En un segundo ejemplo, la presente divulgación proporciona un método para reducir el ruido acústico en una aeronave que aterriza, que comprende: proporcionar un medio de memoria legible por ordenador almacenado en la aeronave; y al menos un procesador operable para acceder desde el medio de memoria legible por ordenador, instrucciones de programa ejecutables por el procesador para operar los flaps de la aeronave para modificar la inclinación de cabeceo de la aeronave de acuerdo con un parámetro de condición de vuelo actual, y operar los flaps de la aeronave de acuerdo con las instrucciones del programa.
En un tercer aspecto, la presente invención proporciona un medio de transporte que comprende: una aeronave; un medio de memoria legible por ordenador almacenado en la aeronave; y al menos un procesador operable para acceder desde el medio de memoria legible por ordenador a las instrucciones de programa ejecutables por el procesador para: operar los flaps de la aeronave para modificar la inclinación de cabeceo de la aeronave de acuerdo con un parámetro de condición de vuelo actual.
Breve descripción de los dibujos
La figura 1 ilustra el requisito de margen de contacto con el fuselaje a popa de un aeroplano.
La figura 2 ilustra el requisito del margen de contacto del tren delantero de un aeroplano.
La figura 3 ilustra un ejemplo de una Flaps and Slats Electronic Unit (FSEU) tradicional provista de un QLAM.
La figura 4 es un diagrama de flujo que ilustra los pasos aplicados por un ejemplo de alfa-QLAM.
La figura 5 ilustra un ejemplo de alfa-QLAM en funcionamiento.
La figura.6 ilustra un ejemplo de velocidad-QLAM.
Definiciones
Como se pretende en el presente documento, la expresión "flaps N", donde N es un número natural, denota el ángulo de extensión de los flaps de una aeronave, también conocido como ajuste de flaps o posición de flaps. Por consiguiente, "flaps 20" significa que los flaps se extienden hasta 20°, "flaps 23" que se extienden hasta 23°, y así sucesivamente. Cuanto mayor sea la N, mayor será el ajuste de los flaps correspondientes. De manera similar, expresiones tal como "moverse a N" o "configurar a N", cuando se refieren a los flaps de una aeronave, significan aquí el acto de extender o retraer los flaps para alcanzar un ajuste de N grados. En algunos casos, debido a la estandarización entre diferentes aeronaves, la expresión "flaps N" ya no puede referirse a que los flaps se extienden exactamente a N grados. Sin embargo, los expertos en la técnica saben exactamente qué ángulo y posición del flap corresponden a un cierto retén de la manivela del flap en una aeronave dada.
Como se pretende en este documento, el concepto de una variable, tal como un ángulo o una velocidad, que excede un umbral no debe interpretarse de manera restrictiva como aplicable solo a los casos en los que la variable aumenta para ser mayor que el umbral, sino también a aquellos en los que la variable disminuye para ser más baja que el umbral. Por ejemplo, la velocidad aerodinámica de una aeronave que excede un umbral V puede referirse tanto a que la velocidad aerodinámica aumenta a valores mayores que V como a que disminuye a valores inferiores a V.
Descripción detallada de la divulgación
La invención reivindicada proporciona un "LAM SILENCIOSO" ("QLAM") que logra la modificación de la inclinación de aterrizaje de una manera que da como resultado menos ruido acústico para la comunidad circundante que el LAM tradicional. El QLAM no se basa en levantar flaperones, deflectores o alerones para lograr la modificación de la inclinación de aterrizaje, sino que ajusta la posición de los flaps del borde de salida para mantener el parámetro de condición de vuelo en un rango deseable y, por lo tanto, mantener la inclinación de cabeceo en su rango deseable. La función QLAM equilibra los márgenes del tren delantero y de la cola para el aterrizaje, mientras reduce tanto como sea posible el ruido que se escucha en la comunidad circundante.
Usando código de programación almacenado en un medio legible por ordenador, tal como disco magnético u óptico, el QLAM lleva a cabo la función de operar los flaps de la aeronave para modificar la inclinación de cabeceo de la aeronave de acuerdo con los valores actuales de un parámetro de condición de vuelo. El parámetro de condición de vuelo puede ser cualquier parámetro correlacionado con la inclinación de cabeceo de la aeronave, tal como la inclinación de cabeceo en sí, el ángulo de ataque, la velocidad aerodinámica o la inclinación de aproximación. Cuando se ordena a los flaps que se muevan a una posición de aterrizaje, el valor actual del parámetro se compara con los valores de umbral que definen un rango aceptable. Si se encuentra que el valor excede un umbral, los flaps se ajustan a un nuevo ajuste capaz de producir una mejora en al menos uno de un margen de contacto con el fuselaje a popa seleccionado y un margen de contacto del tren delantero seleccionado para la aeronave.
En un primer aspecto de la invención, el parámetro de condición de vuelo puede ser el ángulo de ataque (también conocido como "alfa" o "AOA"), el cual, cuando las alas están niveladas, está vinculado a la inclinación de cabeceo mediante la ecuación (1):
Inclinación de Cabeceo =Ángulo de Ataque Ángulo deTrayectoria deVuelo (1) La figura 3 ilustra un ejemplo de una Flaps and Slats Electronic Unit (FSEU) tradicional para un Boeing 777 provista de un QLAM que tiene el ángulo de ataque como parámetro de función de vuelo ("AOA-QLAM" o "alfa-QLAM"), de acuerdo con el primer aspecto de la invención reivindicada. El alfa-QLAM no funciona mientras los flaps estén ajustados a 20° ("flaps 20") o menos. Cuando se ordena a los flaps que se muevan a las posiciones de aterrizaje, el FSEU produce una salida al QLAM. Esto requiere un retén de flaps de aterrizaje de 25° o 30° para el Boeing 777, es decir, una orden de flaps de 25 y 30 ("flaps 25" y "flaps 30", respectivamente). Si el ángulo de ataque excede los valores de umbral seleccionados, y se cumplen otras condiciones tales como una altitud requerida y el estado apropiado del piloto automático, el alfa-QLAM ajusta los flaps entre los ajustes de retención 23, 25, 28 y 30 para traer el ángulo de ataque hacia dentro de los umbrales.
La figura 4 es un diagrama de flujo que ilustra los pasos aplicados por un ejemplo de alfa-QLAM de acuerdo con la invención reivindicada. El ángulo aouR de ataque de aproximación actual del aeroplano se compara con el ángulo aMAx de umbral superior y el ángulo aMiN de umbral inferior en el bloque 41 de comparación. Si aouR excede un umbral, se inicia un temporizador, como se ilustra en el bloque 43. Si, cuando el temporizador termina el ángulo de ataque aún está más allá del umbral (SÍ en el bloque de decisión 45), entonces "a demasiado alto" o "a demasiado bajo" se establece como verdadero, y se envía una orden a los flaps para que se muevan a la siguiente posición (bloque 47). A continuación, los flaps se extienden a la siguiente posición de retención superior si el ángulo de ataque está por encima del umbral superior, o se retraen a la siguiente posición de retención inferior si el ángulo de ataque está por debajo del umbral inferior.
Cuando se emite la orden anterior a los flaps, se aísla del cambio durante un breve tiempo (por ejemplo, 3 segundos) para permitir que el sistema de accionamiento de los flaps aleje los flaps de la posición actual. Mientras los flaps se mueven a una nueva posición, la orden de flap no está sujeta a cambios debido a cambios en el ángulo de ataque. Después de que los flaps hayan llegado a la posición recién ordenada y permanezcan allí durante un breve lapso, por ejemplo 2,5 segundos, el ángulo aCUR de ataque de aproximación actual se compara de nuevo con los valores umbral aMAx y aMiN.
Si el ángulo de ataque permanece fuera del rango deseado, se emite una nueva orden para mover aún más los flaps a la siguiente posición, es decir, extender o retraer nuevamente según el umbral que se transgrede. Eventualmente, o el ángulo de ataque regresará desde más allá del umbral, o los flaps serán ordenados a una posición final u otra (SÍ en el bloque 49 de decisión). En el Boeing 777, tales posiciones finales son flaps 30 para extensión, flaps 23 para retracción en manual y flaps 25 para retracción en operación de piloto automático. Si, después de realizar un cambio de flaps, el ángulo de ataque vuelve al rango deseado, entonces no se emite ningún otro comando de flaps hasta que el ángulo de ataque cruza nuevamente un umbral.
En el Boeing 777, aALTo es preferiblemente de 6,5 grados y aBAJo es preferiblemente de 4,5 grados, de modo que la inclinación de cabeceo se mantiene entre 1,5 grados y 3,5 grados. Como se ilustra en el ejemplo de la figura 5, los umbrales aALTo y aBAJo se implementan preferiblemente con una pequeña cantidad de histéresis, por ejemplo 0,4 grados. En consecuencia, si se excede un aALTo de 6,5 grados y "a demasiado alto" se establece como verdadero, entonces el ángulo de ataque debe disminuir por debajo de 6,1 antes de que "a demasiado alto" vuelva a falso. De manera similar, si el ángulo de ataque cae por debajo de 4,5 grados, debe elevarse por encima de 4,9 grados antes de que "a demasiado bajo" vuelva a ser falso. Esta histéresis se aplica principalmente para evitar dejar el ángulo de ataque de corte demasiado cerca de un umbral. Además, para evitar demasiada actividad en la turbulencia, la señal del ángulo de ataque se pasa preferiblemente a través de un filtro de retardo, por ejemplo, un filtro de retardo de 0,5 segundos, para suavizar parte del contenido de alta frecuencia y reducir la actividad de conmutación. Un experto en la técnica comprenderá que en otras aeronaves se pueden aplicar otros valores de umbral de ángulo de ataque, dependiendo de las características específicas de la aeronave en cuestión.
La figura 6 ilustra un ejemplo de QLAM de velocidad, un QLAM alternativo que tiene la velocidad V aerodinámica actual de la aeronave como parámetro de condición de vuelo, de acuerdo con un segundo aspecto de la invención. La velocidad-QLAM no funciona mientras los flaps estén ajustados a 20° ("flaps 20") o menos. Cuando se ordena a los flaps que se muevan a la configuración de aterrizaje, el FSEU produce una salida a la velocidad-QLAM. Como se indicó anteriormente para el alfa-QLAM, esto requiere un retén de flaps de aterrizaje de 25° o 30° para el Boeing 777. En este punto, aunque la palanca de flap se ha establecido en uno de los ajustes de aterrizaje 25 o 30, el QLAM ordenará a los flaps que en su lugar se muevan a un ajuste más bajo que los ajustes de aterrizaje, en este caso a un retén de flaps de aterrizaje de 23°.
Se establece un número de valores de umbral de velocidad aerodinámica, cada uno de los cuales excede una velocidad Vref de referencia en una cantidad establecida. También ilustrado en la figura 6, para el Boeing 777, los valores de umbral de velocidad aerodinámica preferidos se configuran en 3, 8, 13, 20 y 23 nudos por encima de Vref, pero se pueden establecer diferentes umbrales para diferentes aeronaves configurando cantidades de velocidad aerodinámica por encima de Vref que mejor se adapten a la aeronave en cuestión. Si la velocidad V aerodinámica actual aumenta o disminuye para alcanzar uno de esos umbrales, y se cumplen otras condiciones tal como una altitud requerida y el estado del piloto automático apropiado, el QLAM de velocidad ajusta los flaps a los nuevos ajustes en consecuencia. Por ejemplo, y nuevamente como se muestra en la figura 6, si la velocidad V aerodinámica actual disminuye hasta alcanzar la velocidad umbral de 13 nudos por encima de Vref, los flaps se extienden aún más a 25.
Una vez que los flaps se han extendido a este nuevo ajuste, V se compara de nuevo con Vref. Si se encuentra que ha disminuido aún más por debajo del umbral de velocidad de 8 nudos por encima de Vref, se emite una nueva orden para extender aún más los flaps a 28. Por el contrario, si la velocidad V aerodinámica ha aumentado por encima del umbral de 20 nudos por encima de Vref, se ordena a los flaps retroceder a 23. Si la velocidad V aerodinámica permanece fuera del rango permitido para un ajuste de flaps dado, se emite una nueva orden para mover aún más los flaps a la siguiente posición, es decir, extender o retraer nuevamente según el umbral violado. Eventualmente, la velocidad aerodinámica regresará desde más allá del umbral, o los flaps serán ordenados a una posición final u otra. Como se indicó anteriormente, dichas posiciones finales son flaps 30 para extensión, flaps 23 para retracción en manual y flaps 25 para retracción en operación de piloto automático para el Boeing 777. Si, después de que se logra un cambio de flaps, la velocidad aerodinámica permanece dentro del rango permitido para el nuevo ajuste de flaps, entonces no se emiten más ordenes de flaps hasta que la velocidad aerodinámica cruce un umbral.
Independientemente del tipo de función QLAM empleada, se debe tener cuidado de mantener la QLAM en respuesta a las entradas del piloto a través de la manivela del flap. Los temporizadores en la lógica deben colocarse de manera que, si el piloto cambia la posición de la manivela del flap, no tenga que esperar a que termine ningún temporizador antes de que el sistema reaccione al nuevo orden básico. Más bien, la reacción debe ocurrir de inmediato. En consecuencia, mover la manivela de 30 a 25, con las flaps en 28 o 30, da como resultado inmediatamente una orden para ir a 25. Sin embargo, si la orden de flaps QLAM en ese caso hubiera sido 23, habría permanecido en 23.
Además, en ningún momento la orden de flaps ajustado es mayor que la orden de flaps básico. Por ejemplo, si el piloto da la orden de configurar los flaps a 25° ("flaps 25") la función alfa-QLAM no está permitida, no coloque los flaps a 28° ("flaps 28") o 30° ("flaps 30"). Además, la orden de flaps ajustado nunca debe ser mayor que la orden básica de flaps dado por el piloto. En consecuencia, si la manivela de los flaps se coloca en los flaps 25, la función QLAM no puede ordenar los flaps 28 o los flaps 30. Además, una orden de descarga de carga siempre se respeta con mayor prioridad que la QLAM. Por lo tanto, si la FSEU identifica una condición de alivio de carga y emite una orden para realizar una retracción de alivio de carga, en ningún momento la función QLAM denegará o retrasará este orden de alivio de carga. Más bien, debe responder inmediatamente al orden de alivio de carga.
Preferiblemente, si el piloto automático está activado, se niega el uso de la posición del flap 23 al QLAM, y solo los aterrizajes volados manualmente pueden retraer los flaps a 23 para controlar el ángulo de ataque y, por lo tanto, la inclinación de cabeceo hacia el rango deseado. Cuando el piloto mueve la manivela del flap más allá de los flaps 20, los flaps deben esperar a que se extienda el borde de ataque y luego moverse inmediatamente a los flaps 23. No se debe permitir que el QLAM retraiga los flaps a 20. En cambio, el movimiento de la manivela ordena los flaps a 25 o 30 siempre deben producir al menos un cambio de posición de flaps a 23.
Al aterrizar, por ejemplo, al descender por debajo de un altitud de radio de umbral de 80 pies, se evitan más ajustes de QLAM, es decir, los flaps se congelan hasta que, después del aterrizaje, se mueva la manivela del flap, momento en que se desarma el QLAM, y los flaps siguen la orden básica, controlado por la manivela del flap. En cualquier momento, si la manija que controla los flaps se mueven de 25 o 30 a la posición 20 o menos, el QLAM se desconecta inmediatamente y se usa la orden básica de flaps.
Los ajustes de flaps y los valores de los umbrales mencionados anteriormente se aplican al Boeing 777. Un experto en la técnica apreciará fácilmente que otros tipos de aeronaves pueden tener diferentes ajustes de flaps o diferentes valores de umbral, pero el QLAM de la invención puede adaptarse fácilmente a la aeronave en cuestión mediante cambios para adaptarse a las características de la aeronave.

Claims (4)

REIVINDICACIONES
1. Un método (40) para modificar la inclinación de cabeceo de una aeronave durante el aterrizaje, que comprende: ordenar a un flap del borde de salida que se mueva a una posición de aterrizaje;
proporcionar un valor actual para un parámetro de condición de vuelo, en donde dicho parámetro de condición de vuelo es un ángulo de ataque de aproximación actual acuR;
proporcionar un ajuste de flaps actual; y
comparar (41) dicho valor actual con un ángulo aMAx de umbral superior y un ángulo aMiN de umbral inferior; caracterizado en el método que comprende, además:
sí dicho valor actual excede uno de dichos umbrales, determinar un nuevo ajuste de flaps capaz de producir una mejora en un margen de contacto con el fuselaje a popa seleccionado o un margen de contacto del tren delantero seleccionado para la aeronave;
ajustar (47) los flaps a dicho nuevo ajuste de flaps, en donde el nuevo ajuste de flaps es mayor que el ajuste de flaps actual si acuR está por encima de aMAx, y en donde el nuevo ajuste de flaps es menor que el ajuste de flaps actual si acuR está por debajo de aMiN; y
mantener los flaps en dicho nuevo ajuste de flaps durante un tiempo de retardo antes de que dicho valor actual se vuelva a comparar con dichos valores umbral.
2. El método de la reivindicación 1, en donde aMAx es 6,5 grados.
3. El método de la reivindicación 1 o 2, en donde aMiN es de 4,5 grados.
4. El método de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde aMAx y aMiN se aplican cada una con una histéresis de 0,4 grados.
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