ES2837580T3 - Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves - Google Patents
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Abstract
Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves, adecuado para controlar la iluminación de un equipo de iluminación que comprende una matriz de LEDs y óptica de refracción durante una fase de vuelo, comprendiendo el método los pasos siguientes: a) Determinación de ecuaciones predefinidas del movimiento dinámico de vuelo para la fase de vuelo b) Obtención de datos reales a partir de sensores autónomos independientes de los sensores de la aeronave c) Utilización de un filtro de Kalman extendido y de un algoritmo que tenga en cuenta los datos de los sensores autónomos para obtener los datos de dinámica de la aeronave, comprendiendo los datos de dinámica de la aeronave la velocidad de la aeronave V y al menos uno de entre el cabeceo, el alabeo y la guiñada, comprendiendo este paso las siguientes fases: c1) Fase de predicción c2) Fase de actualización d) Aplicación de los datos de dinámica de la aeronave obtenidos a las leyes de control de la luz que afectan al equipo de iluminación.
Description
DESCRIPCIÓN
Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves
Campo de la invención
Esta invención se refiere a un método para el control dinámico de la iluminación de las pistas de aterrizaje en aeronaves, cuyo principal objetivo es mejorar el funcionamiento de la luz en función de la fase de vuelo, la actitud de la aeronave y la velocidad.
Antecedentes de la invención
Actualmente la iluminación de la pista de aterrizaje en las aeronaves suele realizarse con luces fijas utilizadas para las diferentes fases (rodaje en tierra, despegue, aterrizaje...), que se encienden y apagan manualmente desde el piloto dependiendo de la fase de vuelo.
Sin embargo, algunos documentos de la técnica anterior presentan sistemas de iluminación dinámica para aeronaves.
El documento US 2015146442 A1, referido a un "Sistema de iluminación óptica para una aeronave", describe un sistema de iluminación óptica para una aeronave que incluye una unidad óptica que puede configurarse según las fases de vuelo o de rodaje en tierra de la aeronave para emitir un haz de luz cuyas características de dispersión y puntería dependen de dichas fases de vuelo o de rodaje en tierra.
El documento EP 2995501 A1, referido a una "Luz delantera dinámica de aeronave y método de funcionamiento de una luz delantera dinámica de aeronave", describe una luz delantera dinámica de aeronave que incluye un grupo de LEDs, que tiene una pluralidad de LEDs, y un sistema óptico, que comprende al menos un elemento óptico, estando el sistema óptico asociado al grupo de LEDs para conformar una distribución de la intensidad de la luz de salida de la luz emitida por el grupo de LEDs, en el que el grupo de LEDs y el sistema óptico son estacionarios dentro de la unidad dinámica de luz de la aeronave, teniendo cada LED del grupo de LEDs una posición fija con respecto al sistema óptico y estando la salida de luz de cada LED afectada de manera diferente por el sistema óptico. Cada LED del grupo de LEDs es controlable individualmente, y la luz delantera dinámica de la aeronave está configurada para ser activada en una pluralidad de modos operativos, con un subconjunto respectivo seleccionado de la pluralidad de LEDs que se enciende en cada uno de la pluralidad de modos operativos, y con una distribución de intensidad de luz de salida diferente que es emitida por la luz delantera dinámica de la aeronave en cada uno de la pluralidad de modos operativos.
El documento EP 2176127, referido a una "Unidad de luz de aeronave", se refiere en particular a las unidades de luz de aeronave utilizadas al aterrizar y rodar en tierra una aeronave. Este documento proporciona una unidad de luz de aeronave que comprende una primera fuente de luz con un eje de haz principal en una primera dirección y una segunda fuente de luz con un eje de haz principal en una segunda dirección, siendo la segunda dirección diferente de la primera dirección. La primera y la segunda fuentes luminosas están dispuestas de tal manera que pueden combinarse para crear un haz luminoso neto en una pluralidad de direcciones diferentes por variación de la potencia suministrada a las fuentes luminosas.
El documento US 2005240347 A1, referido a un "Método y aparato para la actualización de la actitud basada en filtros adaptativos", describe un filtro de Kalman de seis estados que se adapta basándose en un modo actual de aceleración de un dispositivo INS (Sistema de Navegación Inercial). Las mediciones de los giroscopios se utilizan para determinar el modo de aceleración y el filtro de Kalman estima el sesgo y el error de ángulo pequeño de las medidas basadas en el modo de aceleración. El error de sesgo corrige la medición del giróscopo y el error de ángulo pequeño se utiliza junto con la medición corregida del giróscopo para actualizar una actitud detectada por el giróscopo.
El documento US 2005090947 A1 describe un método y sistema de datos aéreos computacionales para estimar el ángulo de ataque y el ángulo de deslizamiento lateral de una aeronave utilizando un modelo aerodinámico detallado de la aeronave, filtros Kalman extendidos, medidas del sistema inercial de las velocidades y aceleraciones del cuerpo y el cálculo de la presión dinámica.
El documento EP 3254972 A1, referido a "Sistemas y métodos para el control dinámico de la luz" proporciona un sistema de luz para una aeronave que puede incluir un sensor y una primera luz de la aeronave. Un controlador puede acoplarse al sensor y a la primera luz de la aeronave y puede realizar operaciones que incluyen la recepción de datos del sensor, la determinación de un estado de la aeronave basado en los datos y el control de la primera luz de la aeronave basado en el estado de la aeronave. La primera luz de la aeronave puede incluir una luz externa de la aeronave y las operaciones pueden incluir, además, por lo menos una de las operaciones de activación o desactivación de la luz externa de la aeronave basándose en el estado de la aeronave.
En el sector de la automoción, recientemente se ha implementado la iluminación dinámica de las pistas en función de la posición del volante, la velocidad del automóvil e incluso cámaras externas que ayudan al conductor a mejorar su percepción de la pista durante la noche.
Podrían ser posibles diferentes soluciones técnicas de la industria automovilística, así como otras posibles invenciones para realizar la iluminación dinámica de la pista de aterrizaje de las aeronaves (por ejemplo, matriz de LEDs, lámparas móviles y direccionales, etc.).
Sin embargo, el control de los dispositivos correspondientes a esas soluciones requeriría la comunicación entre los diferentes elementos de luz y los ordenadores de navegación y de vuelo de las aeronaves. Esto podría ser costoso y difícil de implementar en una aeronave ya existente (implica cableado, protocolos de comunicación, etc.).
Sumario de la invención
Por tanto, el objeto de la presente invención es proporcionar un método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves de una manera completamente autónoma, independiente de la aeronave.
La invención proporciona un método para control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves, adecuado para controlar la iluminación de un equipo de iluminación que comprende una matriz de LEDs y óptica de refracción durante una fase de vuelo, comprendiendo el método los pasos siguientes:
a) Determinación de ecuaciones predefinidas del movimiento dinámico de vuelo para la fase de vuelo b) Obtención de datos reales de sensores autónomos independientes de los sensores de la aeronave c) Utilización de un filtro de Kalman extendido y de un algoritmo que tenga en cuenta los datos de los sensores autónomos para obtener los datos de dinámica de la aeronave, comprendiendo los datos de dinámica de la aeronave la velocidad de la aeronave V y al menos uno de entre el cabeceo, el alabeo y la guiñada, comprendiendo este paso las siguientes fases:
c1) Fase de predicción
c2) Fase de actualización
d) Aplicación de los datos de dinámica de la aeronave obtenidos a las leyes de control de la luz que afectan al equipo de iluminación.
Los datos de dinámica de la aeronave son la actitud de la aeronave (cabeceo, alabeo y guiñada) y la velocidad de la aeronave.
Dependiendo del vector de estado (xt) elegido para la aplicación (por ejemplo, la velocidad, el ángulo de cabeceo, etc.) podrían implementarse diferentes leyes de control para los LEDs del equipo de iluminación (potencia, elección de LED en una matriz).
Otra ventaja de la invención es que permite un control total del equipo de iluminación. Por ejemplo, puede controlar no sólo la dirección de la luz, sino también otros parámetros, como la intensidad, la distribución de la luz, etc.
Otras características y ventajas de la presente invención serán claras a partir de la siguiente descripción detallada de varias realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las figuras adjuntas.
Breve descripción de los dibujos
La figura 1 es una vista esquemática de una aeronave en tierra, que muestra las fuerzas que actúan sobre la aeronave. La figura 2 es una vista esquemática de una aeronave durante la fase de despegue, mostrando las fuerzas que actúan sobre la aeronave.
Las figuras 3a a 3e son diferentes vistas que muestran la iluminación de un equipo de iluminación con una matriz de LEDs en varias situaciones.
Descripción detallada de la invención
El método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves es adecuado para controlar la iluminación de un equipo de iluminación que comprende una matriz de LEDs y una óptica de refracción. En los pasos siguientes se describe un ejemplo de la aplicación del método para la evaluación de una fase específica de
vuelo de la aeronave (el despegue). Podría utilizarse la misma metodología, pero con diferentes ecuaciones dinámicas de vuelo y medidas de sensores, por lo que se incluye solo a modo de ejemplo:
a) Determinación de ecuaciones predefinidas del movimiento dinámico de vuelo.
Durante la fase de despegue, consideraremos dos situaciones diferentes:
Fase de tierra:
Durante esta fase, una o todas las ruedas están en contacto con el suelo (por lo que la elevación no es suficiente para el despegue). Hay una fuerza normal procedente del suelo (N) que crea una fricción contra el desplazamiento de la aeronave (fr). El eje del suelo y el del viento permanecen paralelos y el ángulo de ataque ( a ) es igual al cabeceo de la aeronave ( g ). Las fuerzas de arrastre (D) y elevación (L) se aplican sobre el eje del viento, el empuje (T) en el eje de la aeronave y el peso (W) en el eje del suelo. Estas fuerzas, que actúan durante la fase de tierra, pueden verse en la figura 1.
En esta situación, las ecuaciones del movimiento aplicadas en el eje del viento son:
(e1)V ' T cos a — D — J frr = - g --- d - t -
(e2) L T s in a N = W
Fase de despegue:
Durante esta fase, la aeronave está en el aire. Ya no hay una fuerza normal y una fuerza de fricción, y el eje del viento y el de la aeronave presentan diferentes ángulos con respecto al suelo (véase la figura 2).
En esta situación, las ecuaciones del movimiento aplicadas en el eje del viento son:
(e3) Tcos a — D — W sin(y — a) = WdV
(e4) Tsina L — W cos(y — a) = g V d(ydt.a)
Además de esas ecuaciones, la fuerza normal y las fuerzas aerodinámicas dependen del ángulo de ataque y la velocidad de paso:
(e5) L = -2pSC$V2 = -2pS(C$0 C$&a)V2
(e6) D = -2pSCDV2 = -2pS(CDo kC2)V2
(e7) fr = ) N
En las que se consideran los siguientes parámetros:
- p es la densidad del aire - Es un valor conocido
- S es la superficie del ala - Es un valor conocido para una aeronave específica
- g es la aceleración de la gravedad (9,81 m/s2)
- Cl0 es el coeficiente de elevación para el ángulo de ataque 0 - Es un valor conocido para una aeronave específica - CLaes el parámetro del coeficiente de elevación que depende del ángulo de ataque - Es un valor conocido para una aeronave específica
- Cd0 es el coeficiente de arrastre constante - Es un valor conocido para una aeronave específica
- k es el coeficiente polar - Es un valor conocido para una aeronave específica
- m es el coeficiente de fricción - Es un valor conocido para una aeronave específica
Para seguir un enfoque simplificado, consideraremos los coeficientes Cl0, Cl o , Cd0 y k constantes durante el proceso, aunque habrá efectos de segundo orden como el efecto suelo, el tren de aterrizaje y la retracción de los flaps que tendrán impacto en ellos.
b) Obtención de datos reales a partir de sensores autónomos independientes de los sensores de la aeronave. Para este ejemplo particular habrá velocidad de cabeceo (giroscopio de eje y) y aceleraciones en x y z, considerando el eje de la aeronave (ya que los sensores están fijos en la aeronave). Estas medidas se obtienen a partir de un giroscopio y dos acelerómetros orientados adecuadamente con el eje de la aeronave.
c) Utilización del filtro de Kalman extendido y del algoritmo que tiene en cuenta los datos de los sensores autónomos para obtener los datos de dinámica de la aeronave (actitud de la aeronave, velocidad).
A continuación se describen los componentes utilizados para el filtro de Kalman:
- Estado del vector del sistema para el instante t: xt
- Vector de las medidas de los sensores: zt
- Modelo de transición de estado: función f() para el proceso y Ft para la matriz jacobiana basada en él para el instante t
- Modelo de observación: función h() para el modelo y Ht para la matriz jacobiana basada en él para el instante t - Covarianza de error estimada: Pt
- Covarianza del ruido del proceso: Qt
- Covarianza del ruido de observación: Rt
y las fases consideradas en el proceso en una fase secuencial para el proceso iterativo son las siguientes:
c1) Fase de predicción
(1) Estimación de estado previsto (a priori) a partir del estado anterior:
* t = f (* t - l )
(2) Covarianza de error de estimación prevista (a priori):
Pt = , t - i pt - i , t'-i + Qt-1
c2) Fase de actualización
(3) Medida residual: y t = zt - h(xt)
(4) Covarianza de innovación: " t = HtPtH - + Rt
(5) Ganancia óptima de Kalman: 4 t = PtH-S-1
(6) Estimación de estado actualizada (a posteriori):
*t+1 = * t 4 t / t
(7) Covarianza de error de estimación actualizada (a posteriori):
Pt+1 = (6 - 4tHt)Pt
En este ejemplo, utilizaremos las siguientes variables de estado para el vector xt :
- Velocidad de avance de la aeronave (V)
- Ángulo entre el eje del viento y el del suelo (b = g -a )
- Ángulo de ataque (a)
La predicción y la matriz de observación son los jacobianos de las ecuaciones del proceso.
Para agrupar el número de variables, se hacen las siguientes sustituciones:
Para simplificar, cambiaremos las variables Cl0, CLa, Cd0 y k por equivalentes C’l0, C’La, C’d 0 y k’. Con este cambio, y suponiendo ángulos pequeños (cosa~1 y s ina~a), las ecuaciones utilizadas en el filtro de Kalman son:
Las medidas descritas en la ecuación en la fase de actualización son los datos de la velocidad de cabeceo (giroscopio del eje y) y las aceleraciones en x y z, considerando el eje de la aeronave (ya que los sensores están fijos en la aeronave). Para obtener la función h que convierte las variables de estado en medidas, necesitamos transferir los componentes de inercia dV y vd?, así como la gravedad del eje del viento al eje de la aeronave.
Sobre esta base, las ecuaciones matriciales descritas en la fase de predicción y actualización serán las siguientes (cuando la aeronave está en el aire; se obtienen ecuaciones similares cuando la aeronave está en tierra):
y los jacobianos,
(Jacobiano de e14)
Para la matriz de ruido de proceso y la matriz de ruido de medida, seguimos un enfoque muy simplificado en el que no se consideraron las interdependencias, por lo que las matrices Qt-1 y Rt son simplemente:
d) Aplicación de los datos de dinámica de la aeronave obtenidos a las leyes de control de la luz que afectan al equipo de iluminación.
Por ejemplo, se puede determinar la intensidad, la dirección y la distribución de la luz de los LEDs en el equipo de iluminación.
En este ejemplo concreto, se consideran dos de los parámetros incluidos en el vector de estado: la velocidad (V) y el ángulo de cabeceo ( g ). Sobre la base de estos dos parámetros, se puede considerar un ejemplo de posible aplicación de control de la luz como sigue (no pretende limitarse a este ejemplo, ni con la solución de luz implementada):
Considérese una arquitectura de luz basada en una matriz de 8x3 LEDs como la descrita en la figura 3a, en la que cada uno de los LEDs puede funcionar independientemente de los demás en términos de potencia. Los LEDs están orientados de una manera o tienen un elemento óptico que permite cubrir 90° en el plano horizontal y 30° en el plano vertical. La luz podría orientarse como se describe en la figura 3b y funcionar de la siguiente manera:
1. Durante la fase de rodaje en tierra e inicio de la fase de despegue (bajas velocidades), el piloto podría estar más interesado en una iluminación ancha y de corto alcance para detectar las señales de pista. De esa manera, todos los LEDs de la fila central podrían alimentarse a menos del 100% (por ejemplo, el 25%) de su potencia, como se ve en la figura 3c
2. Tan pronto como la velocidad aumente, el piloto podría estar más interesado en un haz de iluminación estrecho para detectar posibles obstáculos a larga distancia, por lo que la iluminación final establecida podría consistir en el 100% de la potencia de 2 LEDs centrales de las filas central y superior como se ve en la figura 3d. La transición de una configuración a la otra podría hacerse progresivamente en función de la velocidad (V) obtenida a partir del filtro de Kalman
3. Una vez que la aeronave comience la rotación, el haz ya no iluminará la pista. La pista podría mantenerse iluminada si los LEDs utilizados fueran el 100% de los 2 LEDs centrales de las filas central e inferior como se ve en la figura 3e. La transición de una configuración a la otra podría hacerse progresivamente en función del ángulo de cabeceo ( g ) obtenido del filtro de Kalman.
El control se basa solo en sensores existentes utilizados en otros mercados electrónicos generales como los de los teléfonos inteligentes, etc. Esos sensores podrían cubrir (sin limitarse a): Giroscopios, Acelerómetros, GPS, magnetómetros, sensores de temperatura y de presión barométrica, etc.
Aunque la presente invención ha sido plenamente descrita en relación con las realizaciones preferidas, es evidente que pueden introducirse modificaciones dentro del alcance de la misma, no considerando esto como limitado por estas realizaciones, sino por el contenido de las siguientes reivindicaciones.
Claims (7)
- (1) Estimación de estado previsto (a priori) a partir del estado anterior:*t =
- (2) Covarianza de error de estimación prevista (a priori):+t = Ft-i+ t-iFt - i Qt-ic2) Fase de actualización
- (3) Medida residual: y t = zt - h(xt)
- (4) Covarianza de innovación: St = HtPtH- Rt
- (5) Ganancia óptima de Kalman: Kt = PtH- St i
- (6) Estimación de estado actualizada (a posteriori):Xt+i = * t+ Kt/t
- (7) Covarianza de error de estimación actualizada (a posteriori):Pt5i = ( ¡ - KtHt)Pten el que los componentes utilizados para el filtro de Kalman son los siguientes:- Estado del vector del sistema para el instante t: xt- Vector de las medidas de los sensores: zt- Modelo de transición de estado: función f() para el proceso y Ft para la matriz jacobiana basada en él para el instante t- Modelo de observación: función h() para el modelo y Ht para la matriz jacobiana basada en él para el instante t - Covarianza de error estimada: Pt- Covarianza del ruido del proceso: Qt- Covarianza del ruido de observación: Rten el que se utilizan las siguientes variables de estado para el vector xt:- Velocidad de avance de la aeronave: V- Ángulo entre el eje del viento y el del suelo: b = g— a- Ángulo de ataque: ad) Aplicación del ángulo de cabeceo g obtenido y de la velocidad de la aeronave V para determinar la intensidad, la dirección y la distribución de la luz de los LEDs en el equipo de iluminación.3. - Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves, según la reivindicación 2, en el que la matriz de LEDs del equipo de iluminación comprende varias filas y columnas en la que cada uno de los LEDs puede ser activado independientemente de los demás en términos de potencia, iluminando cada una de ellas zonas diferentes y en el que en función de la velocidad V obtenida a partir del filtro de Kalman en el paso c) la matriz de LEDs puede cambiar el estado de iluminación.4. - Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves, según la reivindicación 2, en el que la matriz de LEDs del equipo de iluminación comprende varias filas y columnas en la que cada uno de los LEDs puede ser activado independientemente de los demás en términos de potencia, iluminando cada una de ellas áreas diferentes y en el que en función del ángulo de cabeceo g obtenido a partir del filtro de Kalman en el paso c) la matriz de LEDs puede cambiar el estado de iluminación.5.- Método para el control dinámico de la iluminación de la pista de aterrizaje en aeronaves, según la reivindicación 1, en el que los sensores autónomos son giroscopios, acelerómetros, GPS, magnetómetros, sensores de temperatura y/o sensores de presión barométrica.
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