ES2984702T3 - Procedimiento de control de una aeronave y aeronave (variantes) - Google Patents

Abstract

Un avión que tiene un diseño de múltiples brazos comprende al menos un ala y tres brazos montados transversalmente al ala. El ala está montada sobre los brazos de tal manera que al menos una parte del ala es giratoria alrededor de un eje que corre sustancialmente a lo largo del ala. Un sistema para controlar la torsión geométrica de un ala de avión comprende: un módulo para determinar la forma óptima del ala; medios para medir las deformaciones de al menos un ala; un módulo analítico capaz de recibir datos de los medios para medir las deformaciones de al menos un ala, determinar en base a dichos datos la forma actual del ala, comparar la forma actual del ala con la forma óptima del ala determinada por el módulo para determinar la forma óptima del ala, tomar una decisión en base a los resultados de esta comparación sobre la necesidad de ajustar la distribución del ángulo de ataque del ala, y enviar un comando a un módulo de accionamiento para accionar al menos un mecanismo de accionamiento; y además un módulo de accionamiento capaz de accionar al menos un mecanismo de accionamiento de manera que, como resultado de la redistribución de las fuerzas aerodinámicas, la forma actual del ala se aproxime a la óptima. El resultado es un aumento de la eficiencia de la aeronave. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Procedimiento de control de una aeronave y aeronave (variantes)

Campo de la invención

La presente invención se refiere a procedimientos para controlar una aeronave de múltiples largueros que utiliza un ala para generar una sustentación, a procedimientos para cambiar una torsión geométrica del ala de una aeronave de este tipo y a un diseño de una aeronave de este tipo.

Estado de la técnica

Uno de los parámetros críticos de una aeronave es la relación sustentación - arrastre, es decir, la cantidad de sus tentación generada por un ala, dividida por el arrastre que crea en un ángulo de ataque dado. La relación sustenta ción - arrastre tiene un impacto en las prestaciones de la aeronave, tales como la autonomía de planeo, la autono mía de vuelo y la resistencia, el consumo de combustible, las prestaciones de ascenso, etc.

Cuanto mayor es la relación de aspecto del ala, más aumenta la relación sustentación - arrastre. De esta manera, la relación sustentación - arrastre de una aeronave y, por tanto, sus prestaciones, pueden ser incrementadas incre mentando todo lo posible la relación de aspecto de las alas.

La relación de aspecto de las alas desempeña el papel principal para la utilización de una aeronave tal como los denominados satélites atmosféricos, (atmosat, pseudo - satélite). Se trata de aeronaves de gran altitud y gran auto nomía de vuelo (High - Altitude Long Endurance, HALE). Se espera que los satélites atmosféricos sean adecuados para tareas tales como la recogida de datos meteorológicos, comunicación (repetidores), cartografía, tareas de de fensa, etc. Para realizar esas tareas, los satélites atmosféricos deberán estar en vuelo al menos varias semanas, preferiblemente varios meses o incluso años.

Actualmente, se prevé que los satélites atmosféricos sean alimentados con paneles solares. Cuanto mayor sea la superficie de una aeronave en la que se puedan montar paneles solares, más energía recibirá la aeronave y más tiempo realizará las funciones asignadas. La energía producida durante la disponibilidad de radiación solar es utili zada por una aeronave, en primer lugar, para alimentar motores, un sistema de control y la carga útil y, en segundo lugar, para acumular energía en las denominadas baterías compensadoras. El avión puede utilizar entonces la ener gía acumulada en las baterías tampones cuando la radiación solar no está disponible. Para ahorrar energía durante los periodos en los que la radiación solar no está disponible, un satélite atmosférico puede activar un modo de pla neo (con los motores apagados) en el que la energía sólo se consumirá para el funcionamiento del sistema de con trol y la carga útil (sensores, repetidores, etc.).

Por este motivo, una relación elevada de aspecto del ala para los satélites atmosféricos, en primer lugar proporciona la mejor relación elevación - arrastre posible y, en segundo lugar, permite fabricar un ala de gran superficie para montar en la misma tantos paneles solares (paneles fotovoltaicos) como sea posible.

Cuando está en funcionamiento, el ala de la aeronave está expuesta a cargas y experimenta deformaciones por flexión y torsión. De acuerdo con una disposición aerodinámica clásica, cuando la masa se concentra en el centro y las superficies de contacto están dispuestas simétricamente, un momento flector es absorbido por un elemento por tante - un larguero - que se extiende a lo largo de toda la longitud del ala. Un revestimiento protege el ala de las deformaciones por torsión. Como el peso de una aeronave fabricada de acuerdo con la disposición aerodinámica clásica aumenta en proporción a la tercera potencia de las dimensiones lineales, a partir de un determinado valor umbral de la relación de aspecto de las alas, la aeronave se destruye.

En la década de 1920 se propuso una solución que, en teoría, permitía aumentar la relación de aspecto del ala hasta cualquier valor deseado. En su patente GB172980, el inventor propuso la configuración de un avión gigante teniendo el ala una relación de aspecto de ala súper alta que estaba conectada a múltiples fuselajes. Se supuso que todas las cargas de este tipo de aeronaves, incluido el peso en vacío de la aeronave, el peso de las mercancías transportadas y el peso de todos los motores, se distribuyen más uniformemente a lo largo de la envergadura de las alas, de modo que, en vuelo, la carga que actúa sobre el ala se distribuye uniformemente a lo largo de la envergadura del ala. Hay elevadores que están dispuestos en los extremos del fuselaje. Se suponía que las hélices de los motores, al igual que los elevadores, estaban dispuestas hacia delante o hacia atrás del ala, o de forma alterna. Como resultado, la aeronave representaba una pluralidad de aeronaves interconectadas mecánicamente por medio de uniones rígidas. De acuerdo con el inventor, una disposición de este tipo minimizaba las deformaciones por flexión y torsión y pro porcionaba la relación de aspecto del ala deseada. Sin embargo, si el ala de una aeronave de este tipo es rígida, las cargas en vuelo producidas por perturbaciones aerodinámicas pueden provocar la destrucción de la aeronave.

Con el fin de abordar el problema de la destrucción de una aeronave debido a la superación del umbral de deforma ciones aceptables, se sugirió utilizar superficies de contacto flexibles adaptativas (estructuras de deformación) como las divulgadas, por ejemplo, en el documento US20110038727. Se esperaba que estas alas pudieran transformarse de forma adaptativa en respuesta a las condiciones ambientales. Tales alas comprendían componentes de bastidor móviles accionados y/o materiales compuestos resilientes. El inconveniente de esta configuración es la resistencia insuficiente de los materiales que se utilizan y la complejidad de su fabricación y control.

Se sabe que una actitud espacial de cualquier aeronave viene determinada por tres coordenadas angulares: un paso (un giro de una aeronave en torno a un eje longitudinal de la misma), un cabeceo (un giro de una aeronave alrede dor de un eje transversal de la misma), una guiñada (un giro de una aeronave en torno a un eje vertical de la misma).

Normalmente, para el control de guiñada (control de rumbo) se utiliza un timón que es una superficie rotativa alrede dor de un eje vertical de la misma. El timón suele montarse en un estabilizador situado detrás de las alas.

Normalmente, para el control del paso, se utilizan superficies (alerones ) rotativos alrededor de un eje horizontal. Normalmente, los alerones se montan simétricamente en el borde trasero de los paneles del ala.

Comúnmente, para el control de paso, se utilizan elevadores que son superficies rotativas alrededor de un eje hori zontal de los mismos. Un elevador para una aeronave fabricada de acuerdo con la disposición aerodinámica clásica está dispuesto en un borde de salida de un estabilizador y es un componente de una cola. En un avión de aleta estabilizadora, el elevador es un componente de una aleta estabilizadora horizontal. En una aeronave sin cola o de ala volante, los elevadores se combinan con los alerones estabilizadora (denominados elevones) y se disponen en un borde de salida de los paneles del ala.

Otro parámetro importante de una aeronave es la forma en V de un ala (diedro, anhedral) que influye, entre otras cosas, en la estabilidad diédrica de la aeronave.

Convencionalmente, la estructura de la aeronave se hace tan rígida y robusta como sea posible para que la forma estructural permanezca inalterada bajo cargas externas. Los controles móviles están montados pivotantemente en componentes estructurales fijos. En particular, una torsión geométrica del ala, es decir, el cambio de un ángulo de incidencia a lo largo del ala, y la forma en V se fijan en la fase de diseño de la aeronave y permanecen constantes en vuelo.

Es conocido el satélite atmosférico X - HALE (véase, por ejemplo, el enlace www.youtube.com/watch?v=qQbUJaQ94x0, fecha de acceso 25 de julio de 2018) con un ala flexible y fabricado con múltiples largueros. El ala de esta aeronave está equipada con sensores que monitorizan los parámetros de vuelo para escanear los cambios de los parámetros aerodinámicos de la aeronave en uso.

El citado satélite atmosférico X - HALE se toma como prototipo de la invención reivindicada.

El documento US 2017/349266 A1 describe sistemas y procedimientos para operar superficies de control de una aeronave. El procedimiento consiste en recibir, por un sistema de control de aeronaves a partir de uno o más sensores, información de deflexión relacionada con la forma y el movimiento de una aeronave, y descomponer, por medio del sistema de control de aeronaves, la información de deflexión en un estado modal detectado que incluya un pri mer modo conocido que tenga una primera intensidad de modo. El procedimiento puede comprender, además, la determinación, por el sistema de control de la aeronave, de una primera compensación modal basada en la intensi dad del primer modo, y la identificación, por el sistema de control de la aeronave, de un control deseado correspondiente a un segundo modo conocido. El procedimiento puede comprender además determinar una primera respues ta de control para una superficie de control que tenga un primer peso modal y un segundo peso modal, basándose en la primera compensación modal y el primer peso modal, y determinar una segunda respuesta de control para la superficie de control basándose en el control deseado y el segundo peso modal. El procedimiento puede incluir además la generación de un comando de control para la superficie de control basado en la primera respuesta de control y en la segunda respuesta de control.

El documento US 2008/001028 A1 describe un ala volante de gran flexibilidad, cargada en su envergadura, que tiene superficies de control horizontales montadas detrás del ala en vigas extendidas para formar dispositivos locales de control del paso.

El documento DE 102006 017135 A1 describe que una aeronave tiene alas que pueden variar en su ángulo y de manera que se pueden realizar todas las maniobras de altura sin la participación directa del fuselaje, que se mantie ne pasivo u horizontal.

El documento US 9064357 B1 describe un sistema y procedimientos para mitigar una anomalía en una estructura.

El documento US 2018/099740 A1 describe un sistema que incluye un primer sensor de localización de haces de luz asociado a una primera posición que debe ser situada en un ala de una aeronave.

Sumario de la invención

El dispositivo y el procedimiento de acuerdo con la presente invención son un desarrollo adicional del prototipo que se ha mencionado más arriba y tienen por objeto abordar las desventajas conocidas del mismo y de otras soluciones técnicas conocidas.

La invención está definida por las características de la reivindicación independiente.

Un procedimiento para controlar una torsión geométrica del ala de por lo menos una de las alas de un avión de múl tiples largueros con una torsión geométrica ajustable del ala por medio de un sistema para controlar la torsión geométrica del ala del avión de múltiples largueros con una torsión geométrica ajustable del ala, comprendiendo el cita do avión una primera ala y una segunda ala, estando dispuesta la segunda ala detrás y paralela a la primera ala, y por lo menos tres largueros dispuestos transversalmente a cada una de la citada primera ala y de la citada segunda ala, la citada segunda ala se monta rígidamente sobre los citados largueros, en el que cada uno de los largueros incluye al menos un actuador accionado por un servomotor, y en el que la primera ala está montada sobre los citados largueros de modo que al menos una porción de la primera ala está configurada para ser pivotada por el citado al menos un actuador alrededor de un eje que se extiende a lo largo de la primera ala, y el citado sistema compren de un módulo de optimización de la forma del ala configurado para determinar una forma óptima de la primera ala, un sensor de deformación instalado en secciones de la primera ala en las que las deformaciones son máximas o se espera que sean máximas; un módulo de accionamiento que comprende servomotores y que está configurado para accionar el al menos un actuador, un módulo analítico configurado para recibir datos del sensor de deformación de la primera ala, determinar, basándose en los citados datos, una forma actual de la primera ala, comparar la forma actual de la citada ala con la forma óptima de la citada ala y enviar una orden al módulo de accionamiento para ac cionar el al menos un actuador con el fin de cambiar una distribución de un ángulo de ataque de al menos una parte de la primera ala cuando la forma actual de la citada ala difiere de la forma óptima de la citada ala, en el que el procedimiento comprende:

(i) determinar, por medio del módulo de optimización de la forma del ala, la forma óptima de la primera ala en función de las condiciones de vuelo actuales y de una misión de vuelo,

(ii) determinar, por medio del sensor de deformaciones, los valores actuales de las deformaciones del ala co rrespondiente,

(iii) enviar los valores actuales obtenidos de las deformaciones de la primera ala al módulo analítico,

(iv) determinar, por medio del módulo analítico, una forma actual de la primera ala basándose en los valores ac tuales recibidos de las deformaciones de la primera ala,

(v) comparar, por medio del el módulo analítico, la forma actual de la primera ala con la forma óptima determi nada de la primera ala, y cuando la forma actual de la primera ala difiere de la forma óptima de la primera ala, (vi) enviar una orden al módulo de accionamiento para que accione el al menos un actuador con el fin de hacer pivotar al menos la porción de la citada primera ala de modo que un cambio resultante de la torsión geométrica del ala de la primera ala conduzca a la redistribución de un ángulo de ataque de al menos la porción de la pri mera ala de modo que, debido a la redistribución de las fuerzas aerodinámicas, la forma actual de la primera ala tienda a alcanzar la forma óptima.

Las realizaciones preferidas pero no limitativas de la presente invención se definen en las reivindicaciones depen dientes.

Breve descripción de los dibujos

La figura 1 representa un primer ejemplo ilustrativo de una aeronave no comprendida en el alcance de las reivindicaciones.

La figura 2 representa una realización preferida de la aeronave de acuerdo con la presente invención.

Las figuras 3a y 3b representan variantes de la realización de la aeronave de acuerdo con la presente invención.

La figura 4 representa otra realización de la aeronave de acuerdo con la presente invención.

La figura 7 es otro ejemplo ilustrativo de una aeronave no comprendida en el alcance de las reivindicaciones.

La figura 10 representa el esquema de control del paso de una aeronave de acuerdo con un ejemplo ilustrativo no comprendido en el alcance de las reivindicaciones.

La figura 11 representa el esquema de control de la forma en V de una aeronave de acuerdo con un ejemplo ilustra tivo no comprendido en el alcance de las reivindicaciones.

Con el fin de facilitar la lectura y una mejor comprensión de la presente invención, el ala y los largueros (los fusela jes) de la aeronave se muestran en las figuras de forma esquemática.

Descripción detallada de la invención

Primer ejemplo ilustrativo no cubierto por el alcance de las reivindicaciones.

La figura 1 muestra un ala (1) que está conectada a largueros (2), o fuselajes, dispuestos transversalmente al ala (1). En cada uno de los largueros (2) se fija una cola horizontal (3) que incluye un estabilizador fijo.

El ala (1) está conectada a los largueros (2) y está configurada para pivotar, por medio actuadores (4), extendiéndo se al menos una porción de la misma a lo largo de un eje que se extiende a lo largo de una línea de la envergadura del ala del ala (1). Las posibles direcciones de pivotamiento se muestran en la figura 1 por medio del flechas. Los actuadores (4) están montados en las largueros (2) y pueden ponerse en acción por medio del servomotores u otros accionamientos bien conocidos por los expertos en la técnica.

El número óptimo de largueros (2) es de al menos tres, mientras que el ala (1) está conectada a cada uno de los largueros (2) por medio del actuador correspondiente (4). Los actuadores (4) están fabricados de tal manera que pueden ser operados independientemente unos de los otros cuando se pivota una determinada porción del ala (1) independientemente de otras porciones del ala (1). Por lo tanto, al menos una porción del ala (1) puede ser pivotada alrededor del eje horizontal, mientras que las otras porciones de la misma, en particular, las porciones distantes de la citada al menos una porción, pueden permanecer sustancialmente o casi estacionarias.

Una relación de aspecto grande hace que el ala (1) sea suficientemente flexible y capaz de soportar deformaciones de flexión y torsión, es decir, de soportar el cambio en la distribución de una torsión geométrica del ala a lo largo del ala (1) dentro de un rango elevado sin destrucción.

Puesto que el ala (1) tiene suficiente elasticidad, la deformación causada por la rotación del ala (1) en el punto de acción del actuador (4) se extiende a lo largo del ala (1) a zonas (áreas, porciones) adyacentes al punto de acción del actuador (4). Como resultado, se modificará la torsión geométrica del ala, es decir, una distribución geométrica de la torsión a lo largo del ala (1). El cambio controlable de la torsión geométrica del ala provocará una distribución controlable del ángulo de ataque a lo largo del ala (1). El cambio controlable del ángulo de ataque (el cambio contro lable del giro geométrico) provoca la redistribución de las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la aeronave. Por lo tanto, se hace posible neutralizar, o compensar, las deformaciones en vuelo causadas por condiciones externas (acciones), así como controlar una actitud espacial de la aeronave.

Realización de la presente invención.

La figura 2 muestra una realización preferida de la invención. Aquí, las dimensiones de una superficie de cola hori zontal son tales que esta superficie puede montarse en todos los largueros (2) a la vez y esta superficie es sustan cialmente una segunda ala (1') dispuesta hacia atrás y paralela a una primera ala (1). De este modo, se forma una disposición en tándem de la aeronave. La segunda ala (1') puede ser exactamente igual a la primera ala (1) o tener dimensiones, perfil, etc. diferentes de los de la primera ala (1).

La ventaja de la disposición en tándem en comparación con el primer ejemplo ilustrativo reside en una rigidez estruc tural mejorada. Los impactos externos severos en una de las alas (1, 1') causados por la naturaleza elástica de los componentes estructurales se extenderán a la segunda de las alas (1, 1'). La aeronave será más resistente a las acciones destructivas externas. Esta es la razón por la que, a una resistencia de diseño dada, pueden reducirse en cierta medida los requisitos de rigidez de cada una de las alas (1, 1') y, en consecuencia, el peso de las alas (1, 1'). En una aeronave propulsada por paneles solares, se desea aumentar en la medida de lo posible una superficie de la aeronave adecuada para la instalación de los paneles solares. Con una resistencia predeterminada de la aeronave y una superficie predeterminada de los paneles solares, el peso específico de la aeronave en tándem será inferior al de una aeronave de una sola ala (un monoplano). En consecuencia, el peso de la carga útil de la disposición en tándem también puede ser superior al de la aeronave de acuerdo con el primer ejemplo ilustrativo.

Otra ventaja de la aeronave en tándem es que, con la superficie predeterminada, la envergadura del ala de la aero nave en tándem es inferior a la de la aeronave de una sola ala. Por lo tanto, el avión en tándem, en igualdad de condiciones, puede moverse alrededor de un círculo de menor radio y posee una mayor maniobrabilidad en compa ración con el avión de una sola ala.

La segunda ala (1') puede estar rígida y conectada no pivotantemente a los largueros (2), como se muestra en la figura 3a.

Alternativamente, la segunda ala (1') puede estar conectada a los largueros (2) por medio de los actuadores (4) para cambiar el ángulo de ataque de la segunda ala (1') de forma idéntica y sincrónica para la segunda ala completa (1'). En esta realización, una superficie de la cola horizontal actúa como estabilizador o elevador (figura 3b).

Además, la segunda ala (1') puede fijarse a los largueros (2) de forma similar a la primera ala (1). Es decir, cada uno de los largueros (2) está conectado a la segunda ala (1') por medio de los actuadores (4) que están configurados para funcionar independientemente unos de los otros haciendo pivotar una determinada porción del ala (1') indepen dientemente de otras porciones del ala (1') alrededor de un eje que se extiende sustancialmente a lo largo del ala (1') (figura 3b).

En términos generales, siguiendo este procedimiento una aeronave puede estar provista de cualquier número de alas (1, 1', 1"...) configuradas para pivotar independientemente con respecto a cada una de los largueros (2) alrede dor de un eje que se extiende a lo largo de una línea de envergadura del ala (figura 4).

Las alas (1, 1', 1"...) que tienen una gran relación de aspecto, están fabricadas con materiales estructurales de alta resistencia. Un ala de este tipo puede tener cualquier forma plana conveniente para alcanzar los objetos de la inven ción. El ala puede tener una torsión geométrica de ala estática y/o una torsión aerodinámica de ala, o puede no tener ninguna de las dos. Preferiblemente, pero no necesariamente, el peso del ala debe distribuirse uniformemente sobre la envergadura del ala. También es preferible que el ala se fabrique sin juntas articuladas y que, al doblarse, la de formación del ala se extienda por toda ella de acuerdo con la elasticidad del ala.

En cualquiera de las realizaciones de la aeronave de acuerdo con la presente invención, los largueros (2), o fusela jes, se utilizan para disponer en ellos combinaciones de motor - hélice, un tren de aterrizaje, carga útil, componentes del sistema de control, etc. Además, de acuerdo con posibles realizaciones de la invención, los largueros (2) pueden recibir una cola horizontal y/o una cola vertical, una aleta y estabilizadores.

Cada actuador (4) es accionado por una unidad de accionamiento individual para actuar independientemente de los otros actuadores (4). Los actuadores (4) pueden ser de tipo palanca. Las unidades de accionamiento pueden ser eléctricas, hidráulicas o neumáticas. Las unidades de accionamiento se fabrican en forma de servomotores. Las realizaciones específicas de las unidades de accionamiento y los actuadores son bien conocidas por los expertos en la técnica y no representan un objeto de la presente invención.

Una unidad de potencia de la aeronave comprende al menos un motor que acciona una hélice. En modo de planeo, las palas de la hélice pueden plegarse para reducir la resistencia aerodinámica. Los conceptos de unidad de poten cia y las opciones de disposición son bien conocidos por un experto en la técnica y no representan un objeto de la presente invención.

Cualquiera de las realizaciones descritas de la aeronave de acuerdo con la presente invención puede equiparse además, a elección del diseñador, con uno o más timones y/o alerones estabilizadora montados en paneles de al menos una de las alas (1, 1', 1"...) para realizar un control de guiñada (para cambiar la actitud de guiñada). Las op ciones de configuración y disposición de timones y/o alerones estabilizadora son bien conocidas por un experto en la técnica y no representan un objeto de la presente invención.

Un diseñador puede decidir equipar además la aeronave con deflectores dispuestos en las puntas de la al menos un ala. En este caso, los deflectores actúan sólo como freno de velocidad y no afectan a la sustentación.

La torsión geométrica del ala y las deformaciones del ala se controlan por medio del un sistema de control de la torsión geométrica del ala de la aeronave, que comprende un módulo de optimización de la forma del ala, medios para medir las deformaciones de al menos un ala, un módulo analítico y un módulo de actuación.

El módulo de optimización de la forma del ala está diseñado para definir, en un momento dado, una forma óptima de al menos un ala de la aeronave basándose en las condiciones de vuelo actuales, una misión de vuelo y las deforma ciones máximas permitidas (umbrales) del ala por encima de las cuales se destruirá la aeronave. Las deformaciones umbrales pueden producirse, en particular, bajo el efecto de acciones externas, por ejemplo, al atravesar una zona de turbulencias, corrientes ascendentes, viento fuerte, etc. En general, las deformaciones admisibles del ala están definidas por una configuración del ala, y un experto en la técnica entenderá cómo medir o calcular estos valores. En particular, la misión de vuelo puede requerir cambiar la actitud de la aeronave y los ángulos de balanceo, así como la forma en V del ala.

Los medios para medir las deformaciones son sensores de deformación. Los citados sensores pueden comprender sensores de posición inerciales (indicadores de actitud), varios sensores de deformación. Una de las variantes prefe ridas de los sensores de deformación incluye sensores de deformación de fibra óptica que utilizan una rejilla de Bragg. Los medios para medir las deformaciones pueden incluir dispositivos que analicen las deformaciones por medio de una marca óptica. Por ejemplo, los citados medios pueden ser cámaras de vídeo y marcas específicas dispuestas en el ala. Sin embargo, el diseñador suele elegir el tipo de sensor de deformación que va a utilizar.

Para proporcionar la máxima eficiencia, los sensores de deformación se instalan en aquellas secciones del ala en las que los valores de medición son máximos o se espera que sean máximos, por ejemplo, en una zona de defor mación máxima (esperada), una zona de tensiones máximas (esperadas), una zona de desplazamientos máximos (esperados) que pueden ser predeterminados por medio del cálculo o por medio de pruebas.

Preferentemente, el sistema para controlar la torsión geométrica del ala incluye medios para medir deformaciones de al menos dos sistemas independientes, o tipos. Es importante sobre todo para garantizar la tolerancia a fallos en caso de que fallen los medios de medición de las deformaciones de cualquier tipo. Sin embargo, dependiendo de la tarea, un diseñador puede utilizar los medios para medir deformaciones de un solo tipo, por ejemplo, sólo sensores de deformación o sólo indicadores de actitud.

Para permitir una operación adecuada, se requiere recoger los datos de deformación en una pluralidad de puntos del ala correspondiente, preferiblemente al menos en tres puntos del ala correspondiente.

Los medios para medir las deformaciones están montados en cada una de las alas conectadas a los largueros (2), para pivotar independientemente con respecto a cada uno de los largueros (2) alrededor del eje que se extiende a lo largo de la línea de envergadura del ala.

El módulo analítico está configurado para recibir valores de deformación determinados por los medios para medir deformaciones; para determinar una forma actual de la al menos un ala (1, 1', 1"...) basándose en los valores de deformación recibidos; para comparar la forma actual de la al menos un ala (1, 1', 1"....) con la forma óptima de esta ala determinada por el módulo de optimización de la forma del ala; si la forma actual del ala correspondiente es diferente de la forma óptima de esta ala, enviar al módulo de accionamiento una orden para poner en acción el al menos un actuador de manera que, debido a la redistribución de las fuerzas aerodinámicas, la forma actual del ala tienda a alcanzar la forma óptima. Generalmente, el módulo analítico procesa los datos procedentes de los medios de medición de deformaciones instalados en cada una de las alas (1, 1', 1"...) conectadas a los largueros (2) para pivotar independientemente con respecto a cada uno de los largueros (2) en torno al eje que se extiende a lo largo de la línea de envergadura del ala.

El módulo actuador está configurado para poner en acción los actuadores.

En la presente memoria descriptiva y en lo que sigue, en aras de la simplicidad, cada una de las alas (1, 1', 1"...) puede dividirse condicionalmente en varias partes: una mitad del ala y otra mitad del ala; o una porción de ala iz quierda, una porción de ala central y una porción de ala derecha.

Variar la relación de ángulos de torsión geométricos en diferentes porciones del ala permite controlar la aeronave y cambiar o mantener una deflexión o forma determinada del ala.

El ángulo de paso puede modificarse cambiando la torsión geométrica del ala en toda la envergadura del ala, de modo que el ángulo de ataque del ala en cada punto del ala a lo largo de la envergadura del ala aumente con res pecto al ángulo de ataque inicial, o de modo que el ángulo de ataque del ala en cada punto del ala a lo largo de la envergadura del ala disminuya con respecto al ángulo de ataque inicial.

El ángulo de balanceo puede modificarse cambiando la torsión geométrica del ala de modo que el ángulo de ataque de una mitad del ala disminuya con respecto al ángulo de ataque inicial, o de modo que el ángulo de ataque de la citada mitad aumente con respecto al ángulo de ataque inicial. El número mínimo de secciones controladas (porcio nes) del ala para esta tarea es de dos.

Para controlar la forma en V del ala, la torsión geométrica del ala se modifica de modo que el ángulo de ataque de la porción derecha del ala y el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala se modifiquen con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala. Por ejemplo, para disminuir la forma en V del ala, el ángulo de ataque de la porción derecha del ala y el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala se disminuyen con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala; o para aumentar la forma en V del ala, el ángulo de ataque de la porción derecha del ala y el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala se aumentan con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala. Este control de la forma en V puede realizarse en la aeronave con al menos tres sec ciones de ala controladas (porciones).

Para controlar la distribución de la torsión geométrica del ala de la aeronave de múltiples largueros con el fin de neutralizar las deformaciones en vuelo y la posición espacial de la aeronave por medio del la optimización de la forma del ala, se llevan a cabo los siguientes pasos:

(i) determinar, por medio del módulo de optimización de la forma del ala, la forma óptima de la al menos un ala en función de las condiciones de vuelo actuales y de la misión de vuelo,

(ii) determinar, por medio de los medios de medición de las deformaciones de la al menos un ala, los valores ac tuales de las deformaciones del ala correspondiente,

(iii) enviar de los valores actuales obtenidos de las deformaciones del ala correspondiente al módulo analítico, (iv) determinar la forma actual del ala correspondiente por medio del módulo analítico, basándose en los valores de deformación actuales recibidos para el ala correspondiente,

(v) comparar, por medio del módulo analítico, la forma actual del ala correspondiente con la forma óptima del ala correspondiente determinada previamente, y

si se determina que la forma actual del ala correspondiente es diferente de la citada forma óptima del ala correspon diente, se pone en acción al menos un actuador por medio del módulo actuador para hacer pivotar al menos una porción de al menos una de la citadas alas, de modo que el cambio resultante de la torsión geométrica del ala de al menos el ala correspondiente conduzca a la redistribución del ángulo de ataque de al menos una porción del ala de al menos el ala correspondiente, de modo que, debido a la redistribución de las fuerzas aerodinámicas, el ala con la forma actual del ala tienda a alcanzar la forma óptima.

Si la misión de vuelo incluye cambio de paso, en el paso (v) al menos una porción de al menos una de la citadas alas es pivotada de manera que el ángulo de ataque resultante a lo largo de la envergadura del ala es incrementado con respecto al ángulo de ataque inicial, o de manera que el ángulo de ataque resultante a lo largo de la envergadu ra del ala es disminuido con respecto al ángulo de ataque inicial.

Si la misión de vuelo incluye cambio de balanceo, en la etapa (v) al menos una porción de al menos una de la cita das alas se pivota de modo que el ángulo de ataque de una mitad del ala se incremente con respecto al ángulo de ataque inicial, o de modo que el ángulo de ataque de una mitad del ala disminuya con respecto a un ángulo de ata que inicial.

Si la misión de vuelo incluye cambiar la forma en V del ala, en el paso (v) al menos una porción de al menos una de la citadas alas se hace pivotar de modo que el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala correspondiente y el ángulo de ataque de la porción derecha del ala correspondiente aumenten con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala correspondiente, o de modo que el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala corres pondiente y el ángulo de ataque de la porción derecha del ala correspondiente disminuyan con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala correspondiente.

Los datos de deformación de cada una de las alas se recogen y analizan en un intervalo de tiempo predeterminado. Un diseñador establece una frecuencia a la que se recogen los datos de deformación de cada una de las alas y a la que el sistema de control analiza estos datos y controla los actuadores. Es deseable controlar constantemente la deformación del ala, y el intervalo de tiempo entre dos mediciones consecutivas de la deformación del ala se define basándose únicamente en las características técnicas de los medios, sensores, conexiones, etc. incluidos en el sistema de control de la torsión geométrica del ala.

De manera general, el procedimiento de pilotaje de la aeronave puede adaptarse no sólo a la aeronave de múltiples largueros, sino también a otras disposiciones conocidas de aeronaves, como la "aleta estabilizadora", el "tridem" (aeronave con tres alas dispuestas en paralelo unas a las otras), etc.

En general, los medios de medición de las deformaciones pueden instalarse en cualquier número de alas. El diseña dor es quien decide aplicar o no este enfoque teniendo en cuenta las condiciones operativas específicas de la aero nave. Resulta práctico instalar los medios para medir las deformaciones sólo en el ala más grande; sin embargo, también son posibles otras opciones.

Además, es práctico y en general suficiente conectar sólo un ala a las largueros (2) pivotantemente con respecto a cada uno de los largueros (2) sobre el eje que se extiende a lo largo de la línea de envergadura del ala. En este caso, se recomienda unir rígidamente las otras alas a los largueros (2). Sin embargo, también son posibles otras opciones.

En la práctica, los mejores controles son los siguientes:

• una aeronave de múltiples largueros que tiene una sola ala, estando conectada dicha ala que a los largue ros (2) por medio de actuadores (4) para pivotar independientemente con respecto a cada uno de las lar gueros (2) alrededor de un eje que se extiende a lo largo de una línea de envergadura del ala, y cada uno de las largueros (2) está equipado con una cola horizontal que es un estabilizador sin elevador (figura 2), • una aeronave de múltiples alas en disposición de tándem que tiene un ala delantera y un ala trasera, en la que el ala delantera está conectada a las alas (2) por medio de actuadores (4) para pivotar independiente mente con respecto a cada una de las alas (2) alrededor de un eje que se extiende a lo largo de una línea de envergadura del ala, y el ala trasera está fijada rígidamente, en la que el ala delantera es mayor que el ala trasera (figura 3).

En los citados dos mejores controles, el ala con la torsión geométrica controlada modifica de forma sustancialmente inmediata una fuerza aerodinámica como resultado de la ejecución de una orden del sistema de control de la torsión geométrica del ala y, al entrar y salir de un giro, genera un momento de guiñada en la dirección deseada basado en la diferencia entre las resistencias aerodinámicas de los paneles (porciones extremas del ala). Esto reduce la nece sidad de rodar con los timones y reduce las pérdidas.

La figura 7 es una representación esquemática de otro ejemplo ilustrativo no cubierto por el alcance de las reivindi caciones.

En contraste con las realizaciones que se han descrito más arriba, el ala (1) con una relación de aspecto más alta está montada rígidamente sobre largueros (2), y cada larguero (2) tiene una cola horizontal (3) con elevadores que hace posible ajustar una altitud por medio de los elevadores. Al cambiar una posición de la cola horizontal (3), en particular, controlando una posición de cada uno de los elevadores, una fuerza de control respectiva se transfiere a través del correspondiente larguero (2) a una porción del ala (1) que está rígidamente conectada a este larguero (2). Una deformación generada en esta porción del ala (1) tiende a cambiar un ángulo de ataque de toda el ala (1), lo que sucede porque esta deformación, debido a la naturaleza flexible y elástica del ala (1), se extiende más allá a lo largo del ala (1) hasta zonas (áreas) adyacentes a este punto concreto de conexión del ala (1) con el correspondien te larguero (2), es decir, a la porción dada del ala (1). En consecuencia, se modificará la torsión geométrica del ala, es decir, la distribución de la torsión geométrica a lo largo del ala (1) y, en consecuencia, la distribución del ángulo de ataque a lo largo del ala (1).

De forma similar a las realizaciones que se han descrito más arriba, en la aeronave mostrada en la figura 7 la torsión geométrica del ala y las deformaciones del ala se controlan por medio de un sistema para controlar la torsión geo métrica del ala de la aeronave, que comprende un módulo de optimización de la forma del ala, medios para medir las deformaciones de al menos un ala, un módulo analítico y un módulo de actuación.

El módulo de optimización de la forma del ala está diseñado para definir, en un momento dado, una forma óptima de un ala de la aeronave sobre la base de las condiciones de vuelo actuales, una misión de vuelo y las deformaciones máximas permitidas (umbral) del ala, por encima de las cuales se destruirá la aeronave. En particular, la misión de vuelo puede requerir cambiar la actitud de la aeronave y los ángulos de balanceo, así como la forma en V del ala. Los medios para medir las deformaciones son sensores de deformación, por ejemplo, sensores de posición inerciales, o indicadores de actitud, diversos sensores de deformación, sensores de deformación de fibra óptica que utilizan una rejilla de Bragg, etc. Los medios para medir las deformaciones pueden incluir dispositivos que analizan las de formaciones utilizando una marca óptica, por ejemplo, cámaras de vídeo y marcas específicas en el ala. Al igual que en las realizaciones que se han descrito más arriba, el tipo de sensor de deformación es seleccionado por un dise ñador. Los sensores de deformación se instalan en aquellas secciones (porciones) del ala en las que se espera que los valores de medición sean máximos, por ejemplo, en una zona de posible deformación máxima, una zona de tensiones máximas (esperadas), una zona de desplazamientos máximos (esperados). Para garantizar la tolerancia a fallos del sistema, es preferible que el sistema de control de la torsión geométrica del ala incluya medios para medir las deformaciones de al menos dos sistemas o tipos independientes.

Para permitir un funcionamiento correcto, es preferible recoger los datos de deformación al menos en tres puntos del ala correspondiente.

El módulo analítico está configurado para recibir valores de deformación determinados por los medios para medir deformaciones; determinar una forma actual del ala (1) basándose en los valores de deformación recibidos; compa rar la forma actual del ala (1) con una forma óptima de esta ala determinada por el módulo de optimización de la forma del ala; si la forma actual del ala es diferente de la forma óptima de esta ala, enviar a un módulo de acciona miento una orden para poner en acción al menos un elevador de manera que, debido a la redistribución de las fuer zas aerodinámicas, el ala con la forma actual del ala tienda a alcanzar la forma óptima. Generalmente, el módulo analítico procesa los datos procedentes de los medios de medición de deformaciones instalados en el ala (1) conec tados a los largueros (2).

El módulo de accionamiento está configurado para poner en acción cada uno de los elevadores de colas del largue ro (2).

Del mismo modo, en aras de la simplicidad y la conveniencia, en el ejemplo ilustrativo (figura 7) que se describe a continuación, el ala (1) puede dividirse en varias partes: una mitad del ala y otra mitad del ala; o una porción de ala izquierda, una porción de ala central y una porción de ala derecha.

Variar la relación de los ángulos geométricos de torsión de las diferentes porciones del ala permite controlar la aero nave y cambiar o mantener una determinada deflexión o forma del ala.

El control de la distribución de la torsión geométrica del ala de una aeronave multilarguero con el fin de neutralizar o compensar las deformaciones en vuelo y controlar una actitud espacial de la citada aeronave por medio del la opti mización de la forma del ala se consigue por medio del los siguientes pasos (figura 11):

(i) determinar, por medio del módulo de optimización de la forma del ala, una forma óptima del ala en función de las condiciones de vuelo actuales y de una misión de vuelo,

(ii) determinar, por medio del medios de medición de las deformaciones del ala, los valores actuales de las de formaciones del ala correspondiente,

(iii) enviar los valores actuales obtenidos de las deformaciones al módulo analítico,

(iv) determinar una forma actual del ala por medio del módulo analítico basándose en los valores actuales de deformación recibidos para el ala,

(v) comparar, por medio del módulo analítico, la forma actual del ala con la forma óptima del ala previamente determinada, y

si se determina que la forma actual del ala es diferente de la citada forma óptima del ala, se pone en acción al me nos un elevador por medio del módulo de accionamiento para cambiar la fuerza transmitida por medio del larguero equipado con el citado elevador al ala en un punto de conexión del citado larguero con el ala, y para cambiar respec tivamente la torsión geométrica del ala de al menos una porción del ala, de modo que el cambio resultante de la torsión geométrica del ala de toda el ala conduzca a la redistribución de un ángulo de ataque de al menos una por ción del ala de modo que, debido a la redistribución de las fuerzas aerodinámicas, el ala con la forma actual del ala tienda a alcanzar la forma óptima.

Si la misión de vuelo incluye cambio de paso, en la etapa (v) al menos un elevador es pivotado de manera que el ángulo de ataque resultante a lo largo de la envergadura del ala es incrementado con respecto al ángulo de ataque inicial, o de manera que el ángulo de ataque resultante a lo largo de la envergadura del ala es disminuido con res pecto al ángulo de ataque inicial (figura 7).

Si la misión de vuelo incluye cambio de balanceo, en el paso (v) al menos una porción de un elevador es pivotada de manera que el ángulo de ataque de una mitad del ala es incrementado con respecto al ángulo de ataque inicial, o de manera que el ángulo de ataque de una mitad del ala es disminuido con respecto a un ángulo de ataque inicial. Si la misión de vuelo incluye cambiar la forma en V de un ala, en el paso (v) al menos un elevador se hace pivotar de modo que el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala correspondiente y el ángulo de ataque de la porción derecha del ala correspondiente aumenten con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala correspon diente, o de modo que el ángulo de ataque de la porción izquierda del ala correspondiente y el ángulo de ataque de la porción derecha del ala correspondiente disminuyan con respecto al ángulo de ataque de la porción central del ala correspondiente.

Los datos de deformación del ala se recogen y analizan en un intervalo de tiempo predeterminado. Un diseñador establece una frecuencia a la que se recogen los citados datos de deformación y a la que el sistema de control ana liza estos datos y controla los actuadores. Es deseable controlar constantemente la deformación del ala, y el interva lo de tiempo entre dos mediciones consecutivas de la deformación del ala se define basándose únicamente en las características técnicas de los medios, sensores, conexiones, etc., incluidos en el sistema de control de la torsión geométrica del ala.

Claims (5)

REIVINDICACIONES

1. Un procedimiento de control de la torsión geométrica del ala de al menos una de las alas de una aeronave de largueros múltiples con una torsión geométrica del ala ajustable por medio de un sistema de control de la torsión geométrica del ala de la aeronave de largueros múltiples con una torsión geométrica del ala ajustable, la citada aeronave comprende una primera ala (1) y una segunda ala (1'), la segunda ala (1') está dispuesta de trás y paralela a la primera ala (1), y al menos tres largueros (2) dispuestos transversalmente a cada una de la citada primera ala (1) y de la citada segunda ala (1'), la citada segunda ala (1') está montada rígidamente sobre los citados largueros (2),

en el que cada uno de los largueros (2) incluye al menos un actuador accionado por un servomotor (4), y en la que la primera ala (1) está montada sobre los citados largueros (2) de modo que al menos una parte de la primera ala (1) está configurada para ser pivotada por el citado al menos un actuador (4) alrededor de un eje que se extiende a lo largo de la primera ala (1), y

el citado sistema comprende

un módulo de optimización de la forma del ala configurado para determinar una forma óptima de la primera ala, un sensor de deformación instalado en las secciones de la primera ala (1) en las que las deformaciones son máximas o se espera que lo sean;

un módulo de accionamiento compuesto por servomotores y configurado para accionar el al menos un actuador, un módulo analítico configurado para recibir datos del sensor de deformación de la primera ala (1), determinar, basándose en los citados datos, una forma actual de la primera ala (1), comparar la forma actual de la citada ala con la forma óptima de la citada ala y enviar una orden al módulo de accionamiento para accionar el al menos un actuador con el fin de cambiar una distribución de un ángulo de ataque de al menos una parte de la primera ala (1) cuando la forma actual de la citada ala difiere de la forma óptima de la citada ala,

en el que el procedimiento comprende:

(i) determinar, por medio del módulo de optimización de la forma del ala, la forma óptima de la primera ala (1) en función de las condiciones de vuelo actuales y de una misión de vuelo,

(ii) determinar, por medio del sensor de deformaciones, los valores actuales de las deformaciones del ala correspondiente,

(iii) enviar los valores actuales obtenidos de las deformaciones de la primera ala (1) al módulo analítico, (iv) determinar, por medio del el módulo analítico, una forma actual de la primera ala (1) basándose en los valores actuales recibidos de las deformaciones de la primera ala (1),

(v) comparar, por medio del módulo analítico, la forma actual de la primera ala (1) con la forma óptima de terminada de la primera ala (1), y cuando la forma actual de la primera ala (1) difiera de la forma óptima de la primera ala (1),

(vi) enviar una orden al módulo de accionamiento para que accione el al menos un actuador con el fin de hacer pivotar al menos la porción de la citada primera ala (1) de modo que un cambio resultante de la torsión geométrica del ala de la primera ala (1) conduzca a la redistribución de un ángulo de ataque de al menos la porción de la primera ala (1) de modo que, debido a la redistribución de las fuerzas aerodi námicas, la forma actual de la primera ala (1) tienda a alcanzar la forma óptima.

2. El procedimiento de la reivindicación 1, en el que, para cambiar un paso de la aeronave,

al menos la porción de la citada primera ala (1) se hace pivotar de tal manera que un ángulo de ataque resultan te de la primera ala (1) a lo largo de una envergadura del ala de la primera ala (1) aumenta con respecto a un ángulo de ataque inicial de la primera ala (1), o de tal manera que el ángulo de ataque resultante a lo largo de la envergadura del ala disminuye con respecto al ángulo de ataque inicial de la primera ala (1).

3. El procedimiento de la reivindicación 1, en el que para modificar un paso de la aeronave

al menos la porción de la citada primera ala (1) se hace pivotar de tal manera que un ángulo de ataque de una mitad de la primera ala (1) aumenta con respecto a un ángulo de ataque inicial de la primera ala (1), o de tal manera que el ángulo de ataque de la primera ala (1) disminuye con respecto al ángulo de ataque inicial de la primera ala (1).

4. El procedimiento de la reivindicación 1, en el que para cambiar una forma en V de la primera ala (1), al menos la porción de la primera ala (1) se hace pivotar de tal manera que un ángulo de ataque de una porción izquierda de la primera ala (1) y un ángulo de ataque de una porción derecha de la primera ala (1) se incrementa con respec to a un ángulo de ataque de una porción central de la primera ala (1), o de manera que el ángulo de ataque de la porción izquierda de la primera ala (1) y el ángulo de ataque de la porción derecha de la primera ala (1) dis minuyan con respecto al ángulo de ataque de la porción central de la primera ala (1).

5. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que el sensor de deformación instalado en las secciones de la primera ala (1) en las que las deformaciones son máximas o se espera que sean máximas, se selecciona del grupo que consiste en sensores de deformación; y/o sensores de deformación de fibra óptica repartidos por toda la longitud de la primera ala (1); y/o indicadores de actitud repartidos por toda la longitud de la primera ala (1); y/o cámaras de vídeo.