ES2230898T3 - Procedimiento para la compensacion de vibraciones estructurales de un avion debido a perturbaciones externas. - Google Patents
Procedimiento para la compensacion de vibraciones estructurales de un avion debido a perturbaciones externas.Info
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Abstract
Procedimiento para la compensación de vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por ráfagas y ¿buffeting¿, con un sistema (1) de regulación de vuelo, accionamientos (12, 14, 16) de ajuste para el movimiento de superficies de mando y un sistema (21) de análisis sensorial de inercia, que consta de los pasos siguientes: Registro (16) por técnica de medición de vibraciones estructurales mediante al menos un índice de giro (24, 26, 27) determinado en el sistema (21) de análisis sensorial de inercia, alimentación de al menos un índice (24, 26, 27) de giro al sistema (1) de regulación de vuelo y generación de los movimientos de las aletas de mando, según las fases y las amplitudes, mediante la generación de las correspondientes señales (11, 13, 15) de ajuste para los respectivos accionamientos (12, 14, 16) de ajuste para minimizar las fases y las amplitudes de las vibraciones provocadas.
Description
Procedimiento para la compensación de vibraciones
estructurales de un avión debido a perturbaciones externas.
La invención trata de un procedimiento para la
compensación de vibraciones estructurales de un avión debido a
perturbaciones externas, especialmente ráfagas, turbulencias y
"buffeting", pudiendo ser el avión, especialmente, un avión de
alas rígidas tripulado, un misil o un helicóptero, así como de un
dispositivo para la realización de este procedimiento.
Un punto de vista de la invención es el llamado
"buffeting" o "bataneo", es decir, la respuesta del
comportamiento del avión debido a la corriente desprendida
("buffet") y al estallido de turbulencias en el intervalo alto
del ángulo de ataque. Las cargas dinámicas, producidas en el
proceso de desprendimiento de la corriente, son elevadas y dan
lugar a criterios sobre el diseño de las alas y los timones de los
aviones, especialmente en caso de aviones de combate tripulados.
Por tanto, tiene una gran importancia la reducción del efecto de
estas perturbaciones para el diseño de aviones y para la elevación
y el control de los límites de carga de los aviones.
El comportamiento de un avión en vuelo en una
atmósfera turbulenta debería ser lo más estable posible, pero al
menos debería estar en el marco de las disposiciones conocidas.
Esto se aplica especialmente a los aviones de pasajeros, para los
que existen requisitos especiales respecto al confort de los
pasajeros, también llamado "ride comfort". En este aspecto
actúan perturbaciones externas, especialmente ráfagas y
turbulencias, directamente sobre partes de la estructura del avión,
que crean vibraciones debido a las formas características de la
estructura. Debido a este efecto se perjudica el comportamiento de
vuelo y, especialmente, el confort de los pasajeros y los pilotos,
así como se recarga la estructura del avión.
Hasta este momento, los dispositivos de sensores,
especialmente sensores de aceleración, se disponían en distintos
lugares del avión para reducir los efectos de estas perturbaciones
atmosféricas externas sobre la aeronave. Preferentemente, los
sensores de aceleración se sitúan hasta ahora en las puntas de las
alas, en puntos del fuselaje y en las puntas del timón de
profundidad y del timón de dirección. Sus señales se procesan
después de un tratamiento de la señal en el regulador y se tienen
en cuenta en la determinación de las magnitudes de ajuste para los
accionamientos de ajuste de las superficies de mando. Sistemas de
este tipo se describen, por ejemplo, en los documentos
"Procedings on the 26^{th} Aircraft Symposium", Sendai,
Japón, 19-21 de octubre, "Japan Publications
Trading Company", Tokio, 1988, págs. 160-163 o en
"DGLR Paper" 084-094 de la Sociedad Alemana de
Aeronáutica y Navegación Espacial, sesión anual,
1-3.10.1984, Hamburgo.
Una desventaja de estos dispositivos o sistemas
de sensores es que el gasto en técnica de medición y el gasto de
dispositivos de regulación y ajuste son demasiado elevados.
Especialmente en los aviones con sistemas de regulación, el gasto
se ve incrementado porque en caso de un fallo en estos dispositivos
de sensores hay que prever las correspondientes funciones de
detección de fallos y de reconfiguración de sistemas para limitar
o, también, compensar el efecto de estos errores.
Además, de los documentos US4905934, US5072893,
US5186416 y US4725020 se conocen procedimientos o sistemas para la
compensación de perturbaciones sobre estructuras de aviones, que
deben reducir las cargas estructurales producidas por estas
perturbaciones. Aquí, las señales de aceleración o éstas en
combinación con valores de tensión y ángulos de ataque se usan para
mover las superficies de mando del avión de manera que disminuya la
distribución de la carga en la estructura. Sin embargo, aquí no se
compensan las formas de vibración de mayor frecuencia ni los
acoplamientos estructurales. Los desplazamientos de fase, que
tienen una gran importancia, especialmente, en las vibraciones de
mayor frecuencia, no se tienen en cuenta de modo que estos
procedimientos según el estado de la técnica sólo son adecuados para
frecuencias muy reducidas.
Por consiguiente, la invención tiene el objetivo
de crear un procedimiento y un dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión, producidas por ráfagas y
"buffeting", que resulten apropiados también para la
compensación de vibraciones de menor frecuencia.
Este objetivo se alcanza mediante las
características de las reivindicaciones 1 y 4. Otras formas de
realización se indican en las reivindicaciones secundarias.
En el procedimiento según la invención y el
dispositivo según la invención es extremadamente pequeño el gasto
en aparatos técnicos y consiste, en dependencia del sistema de
regulación de vuelo en cuestión, solamente en la creación de
enlaces adicionales entre el sistema de análisis sensorial de
inercia para el sistema de regulación de vuelo y los verdaderos
sistemas de regulación de vuelo. A esto se añade un gasto funcional
para el procesamiento según la fase de las magnitudes
retroalimentadas por el sistema de análisis sensorial de inercia
para la amortiguación del comportamiento de vuelo. Sin embargo,
este gasto es mucho más elevado en los procedimientos según el
estado de la técnica, pues allí hay que crear dispositivos para
tratar según la fase y vigilar las señales de los sensores de
aceleración. Se parte de que un sistema de análisis sensorial de
inercia y un sistema de regulación de vuelo ya existe a bordo del
avión en cuestión, de modo que sólo se debe adaptar funcionalmente
el sistema de regulación de vuelo a la retroalimentación de
magnitudes adicionales procedentes del sistema de análisis
sensorial de inercia, con el fin de amortiguar el comportamiento de
vuelo.
Sorprendentemente, se ha comprobado que
básicamente sólo con las señales de salida de un sistema de
análisis sensorial de inercia, adecuado para un sistema de
regulación de vuelo, se pueden registrar los efectos de las
perturbaciones atmosféricas sobre el avión en vuelo y se pueden
amortiguar a través de la correspondiente alimentación y el
procesamiento de estas magnitudes en el sistema de regulación de
vuelo.
La invención se describe a continuación mediante
la figura que representa un diagrama de bloques de un circuito de
regulación cerrado con un sistema de regulación de vuelo,
accionamientos de ajuste y un sistema de análisis sensorial de
inercia.
La figura muestra un sistema electrónico 1 de
regulación de vuelo que se une a través de, al menos, un enlace 11
de datos a uno o varios accionamientos 12 de ajuste para los
timones de profundidad, a un enlace 13 de datos con los
accionamientos 14 de ajuste para los alerones y a un enlace 15 de
datos con los accionamientos 16 de ajuste del timón de dirección.
Cada enlace 11, 13, 15 de datos puede comprender a su vez varias
líneas eléctricas analógicas o digitales. Los accionamientos 12,
14, 16 de ajuste determinan el comportamiento 10 del avión. Este
efecto de los accionamientos de ajuste se representa simbólicamente
mediante las líneas 17, 18, 19 de unión. El comportamiento 10 del
avión se registra mediante un sistema de análisis sensorial de
inercia asignado al sistema electrónico 1 de regulación de vuelo,
lo que se representa simbólicamente con la línea 20 de unión. El
sistema 21 de análisis sensorial se une, a su vez, mediante enlaces
de señales análogas o enlaces 22 de datos digitales al sistema
electrónico 1 de regulación de vuelo. En el presente dibujo se
representan como enlaces 22 de señales o datos sólo el enlace para
la aceleración vertical 23, el índice 24 de cabeceo, la aceleración
lateral 25, el índice 26 de balanceo y el índice 27 de guiñada,
teniendo sólo los índices de giro una importancia básica para la
invención.
Estas magnitudes se determinan mediante el
sistema 21 de análisis sensorial de inercia y se consolidan aquí o
en el sistema electrónico de regulación de vuelo, es decir, se
compensan cuando existen datos de varios sensores y, en parte, de
otros sensores. Tanto los sensores 21 de inercia como el sistema
electrónico 1 de regulación de vuelo presentan, preferentemente,
varios componentes redundantes y, concretamente, componentes
similares o no similares que se encuentran, a su vez, en
intercambio mutuo para detectar e identificar la aparición de
fallos y para garantizar los mecanismos funcionales de
reconfiguración adecuados. Aquí, las funciones 21b del sistema 21 de
análisis sensorial de inercia, conectadas funcionalmente a
continuación de los verdaderos componentes 21a del sensor de
inercia, se integran funcionalmente a las funciones del sistema
electrónico 1 de regulación de vuelo en un equipo de procesamiento
de datos o se pueden separar o dislocar funcionalmente de éste. Por
esta razón, los enlaces 22 de señales y datos se pueden realizar
también desde el punto de vista del software.
Según la invención, para la amortiguación,
especialmente, del movimiento longitudinal del avión se alimenta el
índice 24 de cabeceo al sistema 1 de regulación de vuelo que tras
un procesamiento de la técnica de regulación lo tiene en cuenta en
la señal de ajuste para aquellos accionamientos de ajuste
responsables de influir en el movimiento longitudinal del avión, en
dependencia de la configuración de la aeronave. En la mayoría de
los aviones de alas rígidas se trata de los accionamientos 12 de
ajuste del timón de profundidad.
Para la amortiguación del comportamiento del
avión, especialmente respecto al movimiento lateral, se alimentan
al sistema electrónico 1 de regulación de vuelo los valores,
determinados en el sistema 21 de análisis sensorial de inercia, del
índice 26 de balanceo o del índice 27 de guiñada o de la combinación
de estas magnitudes. Allí se procesan estas magnitudes y se tienen
en cuenta para la amortiguación de perturbaciones, que influyen
sobre el movimiento lateral del avión, en las señales de ajuste
para los accionamientos de ajuste responsables del movimiento
lateral del avión. Esto ocurre en la mayoría de los aviones de alas
rígidas a través de líneas correspondientes 13, 15 mediante los
accionamientos 14 de ajuste del alerón y los accionamientos 16 de
ajuste del timón de dirección.
En dependencia del tipo de avión se prevén,
preferentemente, varios accionamientos de ajuste para cada timón de
profundidad dispuesto en éste. Esto también se aplica a los
alerones, los timones de dirección u otras superficies de mando del
avión que existen en éste junto con un accionamiento de ajuste, en
cada caso, en dependencia de la configuración del avión. De manera
correspondiente y adicionalmente en dependencia del concepto de
seguridad del sistema 1 de regulación de vuelo se prevén para cada
accionamiento 12, 14, 16 de ajuste uno o varios enlaces 11, 13, 15
de señales y datos. A cada accionamiento 12 de ajuste se puede
asignar, además, un procesamiento de señales o datos que se prevé
físicamente en el accionamiento de ajuste o alejado de éste en el
avión. Algo análogo ocurre con los accionamientos de ajuste de otras
superficies de mando del avión y sus enlaces pertinentes de señales
y datos.
Los datos 23, 24, 25, 26 y/o 27, alimentados por
el sistema 21 de análisis sensorial de inercia al sistema 1 de
regulación de vuelo, se filtran en el sistema 1 de regulación de
vuelo, preferentemente en etapas de filtrado (no mostradas), entre
otras cosas para evitar la estimulación de frecuencias propias de
la estructura del avión mediante los accionamientos 12, 14, 16 de
ajuste. Para la regulación del avión, estos datos, otros datos de
los sensores y datos almacenados se procesan relacionados entre sí
desde el punto de vista de la técnica de regulación. En referencia
a la amortiguación de perturbaciones atmosféricas, los datos
transmitidos con este fin respectivamente a través de las líneas
23, 24, 25, 26 y/o 27, se comparan con los valores de estos datos
pertenecientes a ciclos de cálculo precedentes y sobre la base de
las respectivas diferencias de fase determinadas allí se envían,
tras la amplificación correspondiente, señales de ajuste a través
de las líneas 11, 13, 15 a los accionamientos 12, 14, 16 de ajuste.
Estas provocan las desviaciones correspondientes de las aletas de
mando que actúan contra las perturbaciones atmosféricas que inciden
en el avión. La amortiguación de las perturbaciones, que inciden en
el avión, se logra cuando los datos 23, 24, 25, 26 y/o 27 se
procesan según la fase en el sistema 1 de regulación de vuelo. En
ese caso se pueden reducir mediante las señales de ajuste adecuadas
los efectos de las perturbaciones atmosféricas sobre el avión en lo
referido a las formas propias de alta frecuencia de la estructura
de la aeronave en el sentido de una amortiguación.
El sistema total del análisis sensorial 21 de
inercia a través del sistema 1 de regulación de vuelo y los
accionamientos 12, 14, 16 tiene que ser suficientemente rápido, es
decir, tiene que presentar un desplazamiento de fase
correspondientemente reducido, y los accionamientos 12, 14, 16 de
ajuste tienen que aportar una potencia adecuada y, especialmente,
velocidades de ajuste para lograr un movimiento suficientemente
rápido de las aletas de mando del avión y una amortiguación
eficiente y en tiempo del efecto de las perturbaciones que inciden
en el avión.
\dotable{\tabskip\tabcolsep#\hfil\+#\hfil\tabskip0ptplus1fil\dddarstrut\cr}{
1 \+ Sistema de regulación\cr 12 \+ Accionamiento de ajuste para
timón de profundidad\cr 14 \+ Accionamiento de ajuste para
alerón\cr 16 \+ Accionamiento de ajuste para timón de dirección\cr
11 \+ Enlace de datos entre el sistema 1 de regulación de vuelo y el
accionamiento 12 de ajuste\cr 13 \+ Enlace de datos entre el
sistema 1 de regulación de vuelo y el accionamiento 14 de ajuste\cr
15 \+ Enlace de datos entre el sistema 1 de regulación de vuelo y
el accionamiento 16 de ajuste\cr 10 \+ Comportamiento del avión
debido a movimientos de las superficies de mando\cr 17 \+ Efecto
del accionamiento 12 de ajuste sobre el comportamiento 10 del
avión\cr 18 \+ Efecto del accionamiento 14 de ajuste sobre el
comportamiento 10 del avión\cr 19 \+ Efecto del accionamiento 16 de
ajuste sobre el comportamiento 10 del avión\cr 20 \+ Registro del
comportamiento 10 del avión mediante el sistema 21 de análisis
sensorial de inercia\cr 21 \+ Sistema 21 de análisis de inercia\cr
21a \+ Componentes de sensor de inercia del sistema 21 de análisis
sensorial de inercia\cr 21b \+ Funciones del sistema 21 de
análisis sensorial de inercia, conectadas a continuación de los
componentes 21a\cr 22 \+ Líneas de señales y datos entre el sistema
21 de análisis sensorial de inercia y el sistema 1 de regulación
de\cr \+ vuelo\cr 23 \+ Transmisión de las aceleraciones
verticales\cr 24 \+ Transmisión de los índices de cabeceo\cr 25 \+
Transmisión de las aceleraciones laterales\cr 26 \+ Transmisión de
los índices de balanceo\cr 27 \+ Transmisión de los índices de
guiñada\cr}
Claims (13)
1. Procedimiento para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", con un sistema (1) de regulación de
vuelo, accionamientos (12, 14, 16) de ajuste para el movimiento de
superficies de mando y un sistema (21) de análisis sensorial de
inercia, que consta de los pasos siguientes: Registro (16) por
técnica de medición de vibraciones estructurales mediante al menos
un índice de giro (24, 26, 27) determinado en el sistema (21) de
análisis sensorial de inercia, alimentación de al menos un índice
(24, 26, 27) de giro al sistema (1) de regulación de vuelo y
generación de los movimientos de las aletas de mando, según las
fases y las amplitudes, mediante la generación de las
correspondientes señales (11, 13, 15) de ajuste para los
respectivos accionamientos (12, 14, 16) de ajuste para minimizar
las fases y las amplitudes de las vibraciones provocadas.
2. Procedimiento para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión, producidas por ráfagas y
"buffeting", según la reivindicación 1, caracterizado
porque los índices de guiñada, determinados por el sistema (21) de
análisis sensorial de inercia, se usan para la generación de los
movimientos de las aletas de mando.
3. Procedimiento para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión, producidas por ráfagas y
"buffeting", según la reivindicación 1 ó 2,
caracterizado porque los índices de cabeceo, determinados por
el sistema (21) de análisis sensorial de inercia, se usan para la
generación de los movimientos de las aletas de mando.
4. Procedimiento para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión, producidas por ráfagas y
"buffeting", según la reivindicación 1, 2 ó 3,
caracterizado porque los índices de balanceo, determinados
por el sistema (21) de análisis sensorial de inercia, se usan para
la generación de los movimientos de las aletas de mando.
5. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", con un sistema (21) de análisis
sensorial de inercia para la determinación de, al menos, un índice
(24, 26, 27) de giro como valor (16) de medición para vibraciones
estructurales que aparecen, con un sistema (1) de regulación de
vuelo relacionado funcionalmente con el sistema (21) de análisis
sensorial de inercia y con accionamientos (12, 14, 16) para el
movimiento de superficies de mando del avión según los comandos del
sistema (1) de regulación de vuelo, caracterizado porque al
sistema (1) de regulación de vuelo se alimenta, al menos, un índice
(24, 26, 27) de giro y porque el sistema (1) de regulación de vuelo
presenta funciones, a través de las que se generan, mediante el
dispositivo para la compensación de vibraciones estructurales de un
avión en vuelo, producidas por ráfagas y "buffeting", las
correspondientes señales (11, 13, 15) de ajuste para los
accionamientos (12, 14, 16) de ajuste con el fin de minimizar las
fases y las amplitudes de las vibraciones producidas, a través de
movimientos de las aletas de mando según la amplitud.
6. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según la reivindicación 5,
caracterizado porque para, al menos, un índice (24, 26, 27)
de giro se usan índices de guiñada determinados por el sistema (21)
de análisis sensorial de inercia.
7. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según la reivindicación 5 ó 6,
caracterizado porque para, al menos, un índice (24, 26, 27)
de giro se usan índices de cabeceo determinados por el sistema (21)
de análisis sensorial de inercia.
8. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según la reivindicación 5, 6 ó 7,
caracterizado porque para, al menos, un índice (24, 26, 27)
de giro se usan índices de balanceo determinados por el sistema
(21) de análisis sensorial de inercia.
9. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizado porque las funciones del sistema
(21) de análisis sensorial de inercia se integran funcionalmente a
funciones del sistema de regulación de vuelo en un dispositivo de
procesamiento de datos.
10. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según una de las reivindicaciones 1 a
8, caracterizado porque las funciones del sistema (21) de
análisis sensorial de inercia se disponen dislocadas de las
funciones del sistema de regulación de vuelo en un dispositivo de
procesamiento de datos.
11. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizado porque el sistema (1) de
regulación de vuelo y/o el sistema (21) de análisis sensorial de
inercia presenta(n) varios componentes redundantes que se
encuentran, a su vez, en intercambio mutuo para detectar e
identificar la aparición de fallos y para garantizar medidas de
reconfiguración adecuadas para el mantenimiento de todas las
funciones de control de vuelo.
12. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizado porque el sistema (1) de
regulación de vuelo y/o el sistema (21) de análisis sensorial de
inercia presenta(n) componentes redundantes similares.
13. Dispositivo para la compensación de
vibraciones estructurales de un avión en vuelo, producidas por
ráfagas y "buffeting", según una de las reivindicaciones
precedentes, caracterizado porque el sistema (1) de
regulación de vuelo y/o el sistema (21) de análisis sensorial de
inercia presenta(n) componentes redundantes no
similares.
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