WO2010092222A1 - Conjunto de control y mando para aeronave - Google Patents

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WO2010092222A1
WO2010092222A1 PCT/ES2010/070077 ES2010070077W WO2010092222A1 WO 2010092222 A1 WO2010092222 A1 WO 2010092222A1 ES 2010070077 W ES2010070077 W ES 2010070077W WO 2010092222 A1 WO2010092222 A1 WO 2010092222A1
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control
command
aircraft
force
flight
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PCT/ES2010/070077
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French (fr)
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Rafael FRADEJAS PÉREZ
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Airbus Defence and Space SA
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EADS Construcciones Aeronauticas SA
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/04—Initiating means actuated personally
    • B64C13/042—Initiating means actuated personally operated by hand
    • B64C13/0421—Initiating means actuated personally operated by hand control sticks for primary flight controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/04—Initiating means actuated personally

Definitions

  • the present invention relates to a control and command set for aircraft, in particular for the control, operation and control of flight control surfaces in aircraft, as well as for the control of aircraft devices requiring aerodynamic control, such as the refueling mast in refueling operations in flight.
  • aircraft comprise control surfaces that guide the movement of the aircraft.
  • the movements of the aircraft are controlled in terms of pitching, balancing and yaw, while, with the secondary control surfaces, the lift and resistance of the aircraft is acted upon.
  • the positions of these control surfaces are commanded by means of an actuation system, which comprises a joystick on which the pilot of the aircraft typically acts.
  • control of said control surfaces is carried out, in a conventional conventional manner, through the direct action of the pilot of the aircraft, who receives the force directly from the aerodynamic surfaces of the external environment, and interacts by counteracting them through systems Transmission mechanics Assisted control systems of the control surfaces that incorporate hydraulic or electrical devices to assist the force that is performed on the aerodynamic surfaces are also known; in these systems, the pilot does not have to exert force as in traditional control systems, with which said pilot loses the feeling of what he does.
  • systems that include force feedback (force feedback), or haptic systems, that convey a sense of strength to the pilot, comprising these force generating systems of the spring type or elastic systems, or electric motors.
  • An aircraft refueling mast or boom is a sealed fuel lance unit attached at its front end to a tanker aircraft, said mast comprising aerodynamic lift surfaces called depth rudders, used to aerodynamically control the position of the mast in elevation and azimuth, the aforementioned mast providing a passage for the fuel from the tank to the mast nozzle.
  • the receiving aircraft is equipped with a refueling receptacle that couples with the mast nozzle for refueling or refueling operation.
  • the operator or boomer is in charge of commanding the refueling mast in the tanker plane, which is done by means of a joystick, acting through it on the aerodynamic control of the mast of refueling, in particular on the movements of pitch (pitch) and swing (thousand) of the mentioned mast, usually called boom.
  • Control and command sets acting on the control surfaces (primary, secondary or both) of an aircraft are known in the art. There are mainly two types of sets.
  • the first type and simpler, generates the forces in the grip of a joystick on which the operator or the pilot acts by means of springs, adding, in the most sophisticated systems, a small viscous damping by some type of hydraulic cylinder.
  • This tire prevents that, if the lever is released abruptly, it starts bouncing again and again around its center until it stops.
  • the drawback posed by control assemblies with control levers of this type is that they do not have the option of being able to modify the force on the joystick, based on the conditions of the aircraft at any time, while it is not possible to act about the dynamic behavior of such levers.
  • An example of such a control set is described in EP 0718734.
  • control and command assemblies which has begun to develop significantly in recent years, complements or replaces the springs of the first type on the control levers by electric motors that allow greater flexibility when defining The load curve of the handle of the joystick.
  • these control levers only allow a variable force to be applied to the handle (unlike those of the spring), since its dynamic behavior (since it does not have a reading of the force that the operator exerts on the handle of the lever command) is predetermined, as is the case with spring-type levers. That is, having electric motors in the control levers makes it possible to use non-linear curves, as was the case in the first case of control and command systems with spring levers.
  • the present invention aims to solve the aforementioned disadvantages.
  • the present invention provides a control and command assembly of flight control surfaces of an aircraft, as well as control and command of aircraft devices that require aerodynamic control.
  • the invention relates to a control and command assembly for the control of the refueling mast of a tanker in flight refueling operations, specifically for the control of pitch (pitch) and roll (thousand) of said mast.
  • the control and command assembly of the invention comprises: actuation means for moving the flight control surfaces; an automatic flight control system of the aircraft or aircraft device, connected to the actuation means for moving the flight control surfaces; and at least one flight control command on which the operator or pilot acts, and receiving a force applied by said pilot or operator, this flight control command being connected to the automatic flight control system and the means of actuation to move the flight control surfaces.
  • said flight control command on which the operator or pilot acts comprises, in addition to means of generating force on said flight control command and means for detecting the position of said flight control.
  • control means for detecting the force applied to the command and at least one control unit that receives information on the position of the command and the force applied on said command, sending this information to the force generating means of the control command Of flight.
  • the control that the whole of the invention performs on the flight control surfaces of the aircraft is carried out dynamically, taking into account, on the one hand, the load that the external or flight conditions in each The situation is exerted on the flight control command and, on the other hand, the force that the operator or the pilot exerts on said flight control command.
  • control and command set of the invention are the following:
  • the name of Follow-Up in the case of refueling mast or boom is equivalent to the behavior of the flight lever of an aircraft in the case that it has been connected in Ia the autopilot itself;
  • the flight control command comprises an automatic load relief system that moves the mast or boom automatically to lighten the loads that occur in said mast by the fact of being coupled with the receiving plane, these charges being caused by bursts, unexpected movements of the receiving plane, etc .; thus, the movement of the mast or boom is always accompanied by the corresponding movement of the flight control command, there being always agreement between the position of the mast or boom and that of said command);
  • an aspect that differentiates the behavior in the Follow-Up mode with an autopilot is that, if in an airplane flying with the autopilot the pilot or The operator holds the control command, the system detects that the position in which said command should be does not correspond to the one it actually has (since the pilot is preventing its movement), which is interpreted as an emergency action , immediately disconnecting the system; this behavior is not applicable in the case of the mast or boom, since what is intended when the operator acts on the control command, being the mast coupled to the receiving plane, is to superimpose a certain level of command to that applied by the automatic system, not intended, in any case, to cause a disconnection;
  • Another relevant aspect to take into account is that the position of the fixed flight control command The desired position of the mast or boom; this leads to the fact that if, while in coupled mode, the system checks that the control knob is not in the position that has been ordered (and that it is the same as that of the mast) you can never know if it is because the
  • the system can ignore the position values of the command itself, as long as it is not detected that said command is being seized, thus reducing errors due to the system's own delays and a possible fault. of its dynamics.
  • Figure 1 shows a modeled scheme of the control and command assembly of the invention and the external environment in which it is to operate.
  • FIG. 2 shows in diagram the various components of the control and command assembly of the invention. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
  • the invention thus relates to a control and command assembly of flight control surfaces of an aircraft, as well as control and command of aircraft devices that require aerodynamic control.
  • the set of the invention comprises:
  • At least one control unit that receives information on the position of the command 1 and the force 2 applied on the command, sending this information to the means for generating force on the command 1.
  • the automatic flight control system of the aircraft or aircraft device can be an automatic cargo relief system, and this system can also be a system to lighten the loads that occur in the mast or boom and its connections to the tanker plane and to the receiving plane, when the mast is connected to said receiving aircraft, in the case of refueling or supply operations in flight, the aircraft being a tanker aircraft adapted to refuel a receiving aircraft.
  • the force 2 applied by the pilot, boomer or operator (acting on the refueling mast of the tanker plane) on the handle 3 or grip of a flight control command 1 must balance those exerted by the external environment 4, represented by an aerodynamic control in said Figure 1.
  • the previous forces, 2 and 4 must take into account pulley systems, hydraulic actuators or similar elements through which they must interact, such that said systems or actuators provide friction, damping, mass, etc., thus configuring a dynamic behavior of the flight control command assembly 1 and external environment 4, through a transmission system 5.
  • the control knob 1 takes into account all the above parameters (represented schematically in the transmission system 5) to transmit to the operator or pilot's hand the feeling that he is acting on a "real" mechanical / hydraulic system , What generates a feeling of trust and control over something that the operator or pilot subconscious assimilates as natural and known from previous experience.
  • the control command 1 according to the invention does not act on any real system, so that both the generation of the external forces 4, and the modeling of the transmission system 5 is totally fictitious and is carried out by a combination of hardware and software .
  • the generation (or parameterization) of the external forces 4 is tabulated for each position of the control knob 1 in a pre-recorded memory in the transmission system 5.
  • a pre-recorded memory in the transmission system 5.
  • the force 2 that the operator or the pilot makes on the control command 1 so that, known the applied external force 4 (obtained from a data table depending on the position of the handle 3 of the control 1) and the dynamic characteristics of the system (transmission system 5), the command is moved control 1 towards its equilibrium position.
  • control control assembly of the invention comprises means for detecting the force 2 applied on the control 1.
  • These means comprise at least one load cell 6 that is capable of "reading" the force 2 applied by the operator on the handle 3 of the control 1, which makes the behavior I mentioned control 1 completely different from that of the existing controls. , and the following can be highlighted:
  • the operator or pilot does not move the handle 3: it is the system as a whole that moves the motors 7 so that the handle 3 moves to its equilibrium position, making the user believe that it is he who pushes said command 1 ;
  • the means for detecting the force on the control 1 allow to know when the operator or pilot has the grip 3 of the control 1 or not, this being a very important aspect to be able to synchronize two controls 1 in master / slave mode for training, such and as will be detailed later;
  • command 1 acts on two axes simultaneously, the pitching axis 30 ⁇ pitch) and the balancing axis 40 (thousand), which are joined through a mechanical system ( Figure 2) to allow complete control of the position of the refueling mast.
  • both axes 30 and 40 are independent, so, except in what refers to the mechanical part through which they are attached, no distinction will be made, henceforth, between both axes .
  • Figure 2 shows a schematic diagram of the control 1 according to the invention, said control 1 comprising: means for generating force on the control 1, means for detecting the position of the control 1, means for detecting the force on the control 1 and at least one control unit
  • the control and command assembly according to the invention can also comprise second means of generating force on the control (1), these second means comprising elastic devices that allow to pass safely in case of failure of the assembly.
  • the electric motors 7 of the force generating means on the control 1 can be of the DC type (direct current) or without brushes, with a suitable reducer 16, so that the level of force required in the control 1 is reached, which can even be 100 N.
  • the control control unit 1 of the invention in turn comprises, for each axis, 30 and 40, a control module and a monitor module:
  • control module comprises one or more microprocessors, which are responsible for calculations and the speed PID and command the means of generating power on the control 1, preferably an electric motor 7, and the auxiliary circuits necessary for communications ;
  • the monitor module supervises the actions of the control module to detect possible failures and to cancel the system of the control 1 before any damage occurs in it, being this module capable, autonomously, of canceling the means of generating force on command 1, and report system failure, comprising one or several microprocessor and the necessary auxiliary circuits.
  • Both modules both the control module and the monitor module, make up the control unit of command 1, reading, by sensors and independent hardware, the position of 1, as well as the force 2 that the pilot or operator exerts on said command 1.
  • the distribution of sensors in the control and monitor modules is, in the preferred embodiment, the following:
  • Pitch Control Module 30 Solve 8 Pitch 30 Load Cell 6 Pitch 30 Potentiometer 14 Rolling 40
  • Pitch Monitor Module 30 Solve 9 Pitch 30 Load Cell 6 Pitch 30 Potentiometer 15 Rolling 40
  • Balance control module 40 Solve 10 balance 40 Load cell 6 balance 40 Potentiometer 12 pitch 30
  • Rolling monitor module 40 Solve balancing 11 40 Load cell 6 balancing 40 Potentiometer 13 pitching 30
  • the potentiometer reading 12, 13, 14, 15 is crossed between the pitching and balancing axes 30, in order to increase the availability of the control system 1, that is, the fault resistance of the same as, if there were a fault that would cancel the control and monitor of one of the 30 or 40 axes, the system could still continue to operate, because through the other axis it would have valid and redundant position information.
  • the system of the control 1 of the invention has software concealed in the control and monitor modules of the control system to reduce the influence of a failure of the common mode software.
  • control assembly of the invention aims to provide a series of functionalities that until now were not found in the known controls, or were only partially found, in the rest of the market units.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

Conjunto de control y mando para aeronave, en particular de superficies de control de vuelo de una aeronave, as como de control y mando de dispositivos de aeronave que requieren de control aerodinámico, que comprende: -medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; un sistema automático de control de vuelo de la aeronave o dispositivo de aeronave, conectado a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; y -al menos un mando (1) de control de vuelo sobre el que acta el operador o el piloto, y que recibe una fuerza (2) aplicada por el piloto, conectado al sistema automático de control de vuelo y a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo, y que comprende: -medios de generación de fuerza sobre el mando y -medios de detección de la posición del mando; comprendiendo además el mando (1) de control de vuelo: -medios para detectar la fuerza (2) aplicada sobre el mando (1); y al menos una unidad de control que recibe información de la posición del mando (1) y de la fuerza (2) aplicada sobre el mando, enviando esta información a los medios de generación de fuerza sobre el mando (1).

Description

CONJUNTO DE CONTROL Y MANDO PARA AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un conjunto de control y mando para aeronave, en particular para el control, actuación y mando de superficies de control de vuelo en aeronaves, así como para el mando de dispositivos de aeronaves que requieren de control aerodinámico, tales como el mástil de repostaje en operaciones de reabastecimiento en vuelo.
ANTECEDENTES
Típicamente, las aeronaves comprenden superficies de control que guían el movimiento de Ia aeronave. En particular, con las superficies primarias de control se controlan los movimientos de Ia aeronave en cuanto a cabeceo, balanceo y guiñada, mientras que, con las superficies secundarias de control, se actúa sobre Ia sustentación y Ia resistencia de Ia aeronave. Así, las posiciones de estas superficies de control son comandadas mediante un sistema de actuación, que comprende una palanca de mando sobre Ia actúa típicamente el piloto de Ia aeronave.
El mando de las citadas superficies de control se realiza, de forma convencional clásica, a través de Ia acción directa del piloto de Ia aeronave, quien recibe Ia fuerza directamente de las superficies aerodinámicas del medio exterior, e interactúa contrarrestando las mismas a través de sistemas mecánicos de transmisión. Son también conocidos sistemas asistidos de mando de las superficies de control que incorporan dispositivos hidráulicos o eléctricos para asistir Ia fuerza que se realiza sobre las superficies aerodinámicas; en estos sistemas, el piloto no tiene que hacer fuerza como en los sistemas de control tradicional, con Io cual dicho piloto pierde Ia sensación de Io que hace. Existen, además, sistemas que comprenden una realimentación de fuerza (forcé feedback), o sistemas hapticos, que transmiten una sensación de fuerza al piloto, comprendiendo estos sistemas generadores de fuerza del tipo muelle o sistemas elásticos, o bien motores eléctricos.
Un mástil de repostaje de aeronave o boom es una unidad de lanza de combustible estanca unida en su extremo delantero a un avión cisterna, comprendiendo dicho mástil unas superficies de sustentación aerodinámicas llamadas timones de profundidad, empleadas para controlar aerodinámicamente Ia posición del mástil en elevación y azimut, proporcionando el citado mástil un paso para el combustible desde Ia cisterna hasta Ia boquilla del mástil.
El avión receptor está equipado con un receptáculo de repostaje que acopla con Ia boquilla del mástil para Ia operación de repostaje o reabastecimiento.
Para realizar el control del mástil de repostaje anterior, el operador o boomer se encarga de comandar el mástil de repostaje en el avión cisterna, Io cual realiza por medio de una palanca de mando, actuando a través de Ia misma sobre el control aerodinámico del mástil de repostaje, en particular sobre los movimientos de cabeceo (pitch) y balanceo (mil) del citado mástil, habitualmente denominado boom.
Se conocen en Ia técnica conjuntos de control y mando que actúan sobre las superficies de control (primarias, secundarias o ambas) de una aeronave. Existen principalmente dos tipos de conjuntos tales.
El primer tipo, y más sencillo, genera las fuerzas en Ia empuñadura de una palanca de mando sobre Ia que actúa el operador o el piloto mediante muelles, añadiéndose, en los sistemas más sofisticados, un pequeño amortiguamiento viscoso mediante algún tipo de cilindro hidro-neumático que impide que, si Ia palanca se suelta bruscamente, se ponga a rebotar una y otra vez alrededor de su centro hasta pararse. El inconveniente que plantean conjuntos de control con palancas de mando de este tipo es que no presentan Ia opción de poder modificar Ia fuerza sobre Ia palanca de mando, en base a las condiciones de Ia aeronave en cada momento, al tiempo que no es posible actuar sobre el comportamiento dinámico de tales palancas. Un ejemplo de conjunto de control de este tipo se describe en el documento EP 0718734. El segundo tipo de conjuntos de control y mando, que se ha empezando a desarrollar de manera importante en los últimos años, complementa o sustituye los muelles del primer tipo en las palancas de mando por motores eléctricos que permiten una mayor flexibilidad a Ia hora de definir Ia curva de carga de Ia empuñadura de Ia palanca de mando. Sin embargo, estas palancas de mando sólo permiten aplicar una fuerza variable a Ia empuñadura (a diferencia de los de muelle), ya que su comportamiento dinámico (al no disponer de una lectura de Ia fuerza que el operador ejerce sobre Ia empuñadura de Ia palanca de mando) está predeterminado, al igual que Io que ocurre en las palancas de tipo muelle. Es decir, el disponer de motores eléctricos en las palancas de mando hace posible el uso de curvas no lineales, como ocurría en el primer caso de sistemas de control y mando con palancas con muelles. Sin embargo, y al igual que Io que ocurría en el primer caso, no es posible controlar de forma dinámica Ia palanca de mando, de tal modo que, si se lleva Ia palanca a una posición extrema y se suelta, Ia palanca volverá a su posición central en base a sus propias e intrínsecas características mecánicas, siendo esto algo no controlable. Un ejemplo de un conjunto de control de este tipo se describe en el documento WO 03040844.
Existen otros documentos, como por ejemplo el US 2007/0235594, en el que se describe el control de superficies de control primarias y secundarias de una aeronave, en las que los conjuntos de control y mando comprenden palancas de mando, cuyo comportamiento tampoco responde al modelo dinámico anteriormente descrito.
La presente invención pretende resolver las desventajas anteriormente citadas.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención proporciona un conjunto de control y mando de superficies de control de vuelo de una aeronave, así como de control y mando de dispositivos de aeronave que requieren de control aerodinámico. En particular, Ia invención se refiere a un conjunto de control y mando para el control del mástil de repostaje de un avión cisterna en operaciones de reabastecimiento en vuelo, en concreto para el control del cabeceo (pitch) y balanceo (mil) del citado mástil. El conjunto de control y mando de Ia invención comprende: medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; un sistema automático de control de vuelo de Ia aeronave o dispositivo de aeronave, conectado a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; y al menos un mando de control de vuelo sobre el que actúa el operador o el piloto, y que recibe una fuerza aplicada por el citado piloto u operador, estando este mando de control de vuelo conectado al sistema automático de control de vuelo y a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo.
A su vez, el citado mando de control de vuelo sobre el que actúa el operador o el piloto comprende, además de unos medios de generación de fuerza sobre el citado mando de control de vuelo y unos medios de detección de Ia posición de dicho mando de control, unos medios para detectar Ia fuerza aplicada sobre el mando y al menos una unidad de control que recibe información de Ia posición del mando y de Ia fuerza aplicada sobre dicho mando, enviando esta información a los medios de generación de fuerza del mando de control de vuelo.
Así, según Ia invención, el control que el conjunto de Ia invención realiza sobre las superficies de control de vuelo de Ia aeronave se efectúa de forma dinámica, teniendo en cuenta, por un lado, Ia carga que las condiciones externas o de vuelo en cada situación se ejercen sobre el mando de control de vuelo y, por otro lado, Ia fuerza que el operador o el piloto ejerce sobre dicho mando de control de vuelo.
Así, las ventajas y funcionalidades más destacables del conjunto de control y mando de Ia invención son las siguientes:
- un comportamiento dinámico (o Io que es Io mismo, una sensación en Ia mano del operador o del piloto) totalmente ajustable a las necesidades de cada misión o actuación concreta del conjunto de control y mando;
- una mejor dinámica de seguimiento en el modo Follow-Up: Ia denominación de Follow-Up para el caso de mástil de repostaje o boom es equivalente al comportamiento de Ia palanca de vuelo de una aeronave en el caso de que se haya conectado en Ia misma el piloto automático; en este caso de repostaje en vuelo acoplado, el mando de control de vuelo comprende un sistema automático de alivio de cargas que mueve el mástil o boom de manera automática para aligerar las cargas que se producen en el citado mástil por el hecho de estar acoplado con el avión receptor, estando provocadas estas cargas por ráfagas, movimientos inesperados del avión receptor, etc.; así, el movimiento del mástil o boom está siempre acompañado del correspondiente movimiento del mando de control de vuelo, existiendo siempre concordancia entre Ia posición del mástil o boom y Ia del citado mando);
- Ia capacidad de detectar cuándo el operador tiene agarrado el mando de control de vuelo y cuándo no: un aspecto que diferencia el comportamiento en el modo Follow-Up con un piloto automático es que, si en un avión volando con piloto automático el piloto u operador sujetan el mando de control, el sistema detecta que Ia posición en Ia que debería estar dicha mando no se corresponde con Ia que realmente tiene (ya que el piloto está impidiendo el movimiento del mismo), Io cual es interpretado como una actuación de emergencia, desconectándose de inmediato el sistema; este comportamiento no es aplicable en el caso del mástil o boom, ya que Io que se pretende cuando el operador actúa sobre el mando de control, estando el mástil acoplado al avión receptor, es sobreimponer cierto nivel de comando al aplicado por el sistema automático, no pretendiéndose, en ningún caso, provocar una desconexión; otro aspecto relevante a tener en cuenta es que Ia posición del mando de control de vuelo fija Ia posición deseada del mástil o boom; esto conlleva a que si, estando en modo acoplado, el sistema comprueba que el mando de control no está en Ia posición que se Ie ha ordenado (y que es Ia misma que Ia del mástil) nunca podrá saber si es porque el operador está aplicando una corrección, por los retardos del propio sistema, o por un malfuncionamiento del propio mando, que no está cumpliendo su función adecuadamente. Con Ia detección de si el mando de control de vuelo está realmente cogido o no, Io anteriormente planteado desparece, ya que si existe discrepancia de posición, pero se está leyendo fuerza en el mando, no cabe duda de que el operador está actuando sobre el mismo y Ia posición del mando debe considerarse una demanda real que predomine sobre Ia acción del sistema automático. Mediante esta funcionalidad del mando de control según Ia invención, el sistema puede ignorar los valores de posición del propio mando, en tanto no se detecte que dicho mando está siendo agarrado, disminuyendo así los errores debidos a los propios retardos del sistema y a una posible falta de dinámica del mismo.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se explicarán en
Ia siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa de este objeto, con respecto a las figuras que se acompañan.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra un esquema modelizado del conjunto de control y mando de Ia invención y del entorno exterior en el que el mismo ha de funcionar.
La Figura 2 muestra en esquema los diversos componentes del conjunto de control y mando de Ia invención. DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La invención se refiere así a un conjunto de control y mando de superficies de control de vuelo de una aeronave, así como de control y mando de dispositivos de aeronave que requieren de control aerodinámico. El conjunto de Ia invención comprende:
- medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo;
- un sistema automático de control de vuelo de Ia aeronave o dispositivo de aeronave, conectado a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo;
- al menos un mando 1 de control de vuelo sobre el que actúa el operador o el piloto, y que recibe una fuerza 2 aplicada por el piloto, conectado al sistema automático de control de vuelo y a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo, y que comprende a su vez:
- medios de generación de fuerza sobre el mando 1 , preferiblemente motores eléctricos 7;
- medios de detección de Ia posición del mando 1 , comprendiendo estos medios al menos un resolver (8 ó 9) y al menos un potenciómetro (12, 13, 14 ó 15), que garantizan una adecuada medida de Ia posición del mando 1 , incluso ante posibles eventualidades de fallos dobles del conjunto:
- medios para detectar Ia fuerza 2 aplicada sobre el mando 1 ;
- al menos una unidad de control que recibe información de Ia posición del mando 1 y de Ia fuerza 2 aplicada sobre el mando, enviando esta información a los medios de generación de fuerza sobre el mando 1.
El sistema automático de control de vuelo de Ia aeronave o dispositivo de aeronave, puede ser un sistema automático de alivio de cargas, pudiendo además ser este sistema un sistema para aligerar las cargas que se producen en el mástil o boom y sus conexiones al avión tanquero y al avión receptor, cuando el mástil está conectado al citado avión receptor, en el caso de operaciones de repostaje o abastecimiento en vuelo, siendo Ia aeronave un avión tanquero adaptado para reabastecer combustible a un avión receptor.
Según se observa en Ia Figura 1 , Ia fuerza 2 aplicada por el piloto, boomer u operador (que actúa sobre el mástil de repostaje del avión cisterna) sobre Ia empuñadura 3 o gríp de un mando de control de vuelo 1 deben equilibrar las ejercidas por el entorno exterior 4, representadas por un mando aerodinámico en Ia citada Figura 1. Así, las fuerzas anteriores, 2 y 4, han de tener en consideración sistemas de poleas, actuadores hidráulicos o elementos semejantes a través de los cuales han de interactuar, tal que dichos sistemas o actuadores aportan fricciones, amortiguamiento, masa, etc., configurándose así un comportamiento dinámico del conjunto mando de control de vuelo 1 y entorno exterior 4, a través de un sistema de transmisión 5.
El mando de control 1 según Ia invención tiene en cuenta todos los parámetros anteriores (representados esquemáticamente en el sistema de transmisión 5) para transmitir a Ia mano del operador o del piloto Ia sensación de que está actuando sobre un sistema mecánico / hidráulico "real", Io que genera una sensación de confianza y control sobre algo que el subconsciente del operador o piloto asimila como natural y conocido por Ia experiencia previa. Obviamente, el mando de control 1 según Ia invención no actúa sobre ningún sistema real, por Io que tanto Ia generación de las fuerzas externas 4, como el modelado del sistema de transmisión 5 es totalmente ficticia y se realiza mediante una combinación de hardware y software.
La generación (o parametrización) de las fuerzas externas 4 se encuentra tabulada para cada posición del mando de control 1 en una memoria pregrabada en el sistema de transmisión 5. Existen varias de estas tablas pregrabadas, de tal modo que el operador, en el caso de Ia operación que el mismo realiza sobre el mástil de repostaje, pueda seleccionar cualquiera de ellas a su conveniencia. Aparte de las fuerzas externas 4 y del sistema de transmisión 5, es necesario conocer Ia fuerza 2 que el operador o el piloto realizan sobre el mando de control 1 para que, conocidas Ia fuerza exterior 4 aplicada (obtenida de una tabla de datos en función de Ia posición de Ia empuñadura 3 del mando 1 ) y las características dinámicas del sistema (sistema de transmisión 5), se mueva el mando de control 1 hacia su posición de equilibrio. Es por ello que el conjunto de control de mando de Ia invención comprende medios para detectar Ia fuerza 2 aplicada sobre el mando 1. Estos medios comprenden al menos una célula de carga 6 que es capaz de "leer" Ia fuerza 2 aplicada por el operador sobre Ia empuñadura 3 del mando 1 , Io cual hace que el comportamiento I citado mando 1 sea completamente distinto al de los mandos existentes. , pudiendo destacarse a este efecto Io siguiente:
- comportamiento dinámico programable;
- el operador o piloto no mueve Ia empuñadura 3: es el sistema en su conjunto el que mueve los motores 7 de manera que Ia empuñadura 3 se desplaza a su posición de equilibrio, haciendo creer al usuario que es él quien empuja el citado mando 1 ;
- es posible cambiar el origen de fuerzas de Ia tabla de fuerzas externas 4 de manera que, con el mando 1 suelto y mediante un simple comando de los medios de generación de fuerza sobre el mando 1 , Ia empuñadura 3 de dicho mando 1 se mueva a una nueva posición de consigna;
- los medios para detectar Ia fuerza sobre el mando 1 permiten conocer cuándo el operador o piloto tiene cogida o no Ia empuñadura 3 del mando 1 , siendo éste un aspecto muy importante para poder sincronizar dos mandos 1 en modo maestro / esclavo para entrenamiento, tal y como se detallará más adelante;
- al poder programar todos los parámetros del sistema, el operador, en el caso de operaciones de repostaje, puede tener un nivel de precisión y confort muy elevado en Ia operación del mástil de repostaje en operaciones de reabastecimiento. Si bien hasta ahora nos hemos referido de manera simplificada al comportamiento del mando 1 en un solo eje, por simplicidad, el mando 1 actúa sobre dos ejes simultáneamente, el eje de cabeceo 30 {pitch) y el eje de balanceo 40 (mil), que se unen a través de un sistema mecánico(Figura 2) para permitir el completo control de posición del mástil de repostaje. Sin embargo desde el punto de vista funcional, ambos ejes 30 y 40 son independientes, por Io que, salvo en Io que se refiere a Ia parte mecánica a través de Ia cual están unidos, no se hará distinción, en adelante, entre ambos ejes.
La Figura 2 muestra una diagrama esquemático del mando 1 según Ia invención, dicho mando 1 comprendiendo: medios de generación de fuerza sobre el mando 1 , medios de detección de Ia posición del mando 1 , medios de detcción de Ia fuerza sobre el mando 1 y al menos una unidad de control
El conjunto de control y mando según Ia invención puede comprender además segundos medios de generación de fuerza sobre el mando (1 ), comprendiendo estos segundos medios unos dispositivos elásticos que permiten pasar a modo seguro en caso de fallo del conjunto. Los motores eléctricos 7 de los medios de generación de fuerza sobre el mando 1 pueden ser del tipo DC (corriente continua) o sin escobillas, con un reductor 16 adecuado, de tal forma que se alcance el nivel de fuerza requerido en el mando 1 , que puede llegar a ser incluso de 100 N.
La unidad de control de mando 1 de Ia invención comprende a su vez, para cada eje, 30 y 40, un módulo de control y un módulo monitor:
- el módulo de control comprende uno o varios microprocesadores, que se encargan de los cálculos y el PID de velocidad y se comandan los medios de generación de fuerza sobre el mando 1 , preferiblemente un motor eléctrico 7, y los circuitos auxiliares necesarios para las comunicaciones;
- el módulo de monitor supervisa las actuaciones del módulo de control para detectar posibles fallos y anular el sistema del mando 1 antes de que se produzca ningún daño en el mismo, siendo este módulo capaz, de manera autónoma, de anular los medios de generación de fuerza sobre el mando 1 , y notificar el fallo del sistema, comprendiendo uno o varios microprocesador y los circuitos auxiliares necesarios.
Ambos módulos, tanto el módulo de control como el módulo de monitor, conforman Ia unidad de control del mando 1 , leyendo, mediante sensores y hardware independiente, Ia posición del 1 , así como Ia fuerza 2 que el piloto u operador ejerce sobre dicho mando 1. La distribución de sensores en los módulos de control y de monitor es, en el modo preferido de realización, Ia siguiente:
Módulo de control de cabeceo 30 Resolver 8 de cabeceo 30 Célula de carga 6 de cabeceo 30 Potenciómetro 14 de balanceo 40
Módulo de monitor de cabeceo 30 Resolver 9 de cabeceo 30 Célula de carga 6 de cabeceo 30 Potenciómetro 15 de balanceo 40
Módulo de control de balanceo 40 Resolver 10 de balanceo 40 Célula de carga 6 de balanceo 40 Potenciómetro 12 de cabeceo 30
Módulo de monitor de balanceo 40 Resolver 11 de balanceo 40 Célula de carga 6 de balanceo 40 Potenciómetro 13 de cabeceo 30 Como se desprende de Io anterior, Ia lectura de potenciómetros 12, 13, 14, 15 está cruzada entre los ejes de cabeceo 30 y balanceo 40, al objeto de aumentar Ia disponibilidad del sistema del mando 1 , esto es, Ia resistencia a fallos del mismo ya que, si se produjera un fallo que anulara el control y el monitor de uno de los ejes 30 ó 40, el sistema aún podría seguir operando, pues a través del otro eje dispondría de información de posición válida y redundante.
Desde el punto de vista de seguridad, es importante señalar que, independientemente de las redundancias, el sistema del mando 1 de Ia invención dispone de software disimilar en los módulos de control y de monitor del sistema de control para disminuir Ia influencia de un fallo del software en modo común.
En resumen, el nuevo diseño del conjunto de control de Ia invención pretende proporcionar una serie de funcionalidades que hasta ahora no se encontraban en los mandos conocidos, o tan sólo se encontraban en forma parcial, en el resto de unidades del mercado. Entre estas funcionalidades podemos destacar:
- capacidad de seleccionar "on-line" Ia curva de fuerza a aplicar en el mando 1 ;
- capacidad de seleccionar "on-line" el nivel de fuerza a aplicar en el mando 1 ;
- fácil programación en tierra de los parámetros que fijan Ia respuesta del mando 1 , tales como coeficiente viscoso, masa, rozamiento, etc.;
- asignación de distintos coeficientes a las distintas curvas de fuerza;
- capacidad de mover el mando 1 mediante comando Follow-Up; - capacidad de sincronización con otro mando en modo maestro / esclavo para funciones de entrenamiento;
- posibilidad de saber cuándo el operador está actuando el mando 1 ;
- cuádruple redundancia de sensores;
- interfaz digital; y - alimentaciones tolerantes al fallo. Aunque Ia presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir modificaciones comprendidas dentro del alcance de, no considerando éste como limitado por estas realizaciones, los contenidos de las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Conjunto de control y mando de superficies de control de vuelo de una aeronave, así como de control y mando de dispositivos de aeronave que requieren de control aerodinámico, que comprende:
- medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; un sistema automático de control de vuelo de Ia aeronave o dispositivo de aeronave, conectado a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo; y - al menos un mando (1 ) de control de vuelo sobre el que actúa el operador o el piloto, y que recibe una fuerza (2) aplicada por el piloto, conectado al sistema automático de control de vuelo y a los medios de actuación para mover las superficies de control de vuelo, y que comprende: - medios de generación de fuerza sobre el mando y
- medios de detección de Ia posición del mando; caracterizado porque el mando (1 ) de control de vuelo además comprende: medios para detectar Ia fuerza (2) aplicada sobre el mando (1 ); y - al menos una unidad de control que recibe información de Ia posición del mando (1 ) y de Ia fuerza (2) aplicada sobre el mando, enviando esta información a los medios de generación de fuerza sobre el mando (1 ).
2. Conjunto de control y mando según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque los medios para detectar Ia fuerza (2) aplicada sobre el mando (1 ) comprenden al menos una célula de carga (6).
3. Conjunto de control y mando según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el dispositivo de aeronave que requiere de control aerodinámico es un boom de reabastecimiento en vuelo, siendo Ia aeronave un avión tanquero adaptado para reabastecer combustible a un avión receptor.
4. Conjunto de control y mando según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el sistema automático de control de vuelo es un sistema automático de alivio de cargas.
5. Conjunto de control y mando según Ia reivindicación 4 cuando ésta depende de Ia reivindicación 3, caracterizado porque el sistema automático de alivio de cargas es un sistema para aligerar las cargas que se producen en el boom y sus conexiones al avión tanquero y al avión receptor, cuando el boom está conectado al avión receptor.
6. Conjunto de control y mando según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los medios de generación de fuerza sobre el mando (1 ) son motores eléctricos (7).
7. Conjunto de control y mando según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los medios de detección de Ia posición del mando (1 ) comprenden al menos un resolver (8 ó 9) y al menos un potenciómetro (12, 13, 14 0 15).
8. Conjunto de control y mando según Ia reivindicación 6 , caracterizado porque dispone además de segundos medios de generación de fuerza sobre el mando, que comprenden dispositivos elásticos, que permiten pasar a modo seguro en caso de fallo.
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