ES2248709T3 - Aeronave con mandos de vuelo electricos, provista de un fuselaje susceptible de deformarse y de vibrar. - Google Patents
Aeronave con mandos de vuelo electricos, provista de un fuselaje susceptible de deformarse y de vibrar.Info
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Abstract
Aeronave (1) con mandos de vuelo eléctricos, provista de timones (21, 22, 23, 24, 26) aptos para ser desplazados por unos accionadores (16.1 a 16.n) controlados eléctricamente, la cual comporta: - unos órganos de pilotaje (8, 9; 10, 11) y al menos un ordenador de mandos de vuelo (12), estando dichos órganos de pilotaje accionados por un piloto y generando las consignas eléctricas de pilotaje, que son dirigidas a dicho ordenador de mandos de vuelo, generando este último ordenador, a partir de dichas consignas eléctricas de pilotaje y de parámetros de pilotaje, las órdenes de mando en balanceo, en cabeceo y en guiñada, que son dirigidas a dichos accionadores para el desplazamiento de dichos timones correspondientes; - un sistema de referencia inercial que comprende unos elementos (CI) útiles para la navegación y unos elementos (5, 6, 7) útiles para el pilotaje, siendo estos últimos elementos ya sea del tipo girómetro (7) o bien del tipo acelerómetro (5, 6); y - un fuselaje (2) susceptiblede deformarse y de vibrar con formación de panzas y nodos de vibración repartidos a lo largo del eje longitudinal (L-L) de dicha aeronave, caracterizado porque: - dicho sistema de referencia inercial presenta una estructura en explosión, con dichos elementos (5, 6, 7) útiles para el pilotaje separados de dichos elementos (CI) útiles para la navegación; - dichos elementos (5, 6, 7) útiles para el pilotaje están repartidos a lo largo de dicho fuselaje (2); - cada elemento (7) útil para el pilotaje, de tipo girómetro, está dispuesto en un nodo de vibración (4) de dicho fuselaje (2); - cada elemento (5, 6) útil para el pilotaje, de tipo acelerómetro, está dispuesto en una panza de vibración (3AV, 3AR) de dicho fuselaje (2); y - dichos elementos (5, 6, 7) útiles para el pilotaje están conectados a dicho ordenador de mandos de vuelo (12), con el fin de que las señales de medición (NYAV, NZAV, NYAR, NZAR, P, Q, R) que emitan sean utilizadas como parámetros de pilotaje.
Description
Aeronave con manos de vuelo eléctricos, provista
de un fuselaje susceptible de deformarse y de vibrar.
La presente invención se refiere a las aeronaves
con mandos de vuelo eléctricos que comportan un fuselaje susceptible
de deformarse y de vibrar longitudinal y lateralmente, con formación
de panzas y de nodos de vibración repartidos a lo largo del eje
longitudinal de dicha aeronave. Se refiere muy particularmente a los
aviones de gran longitud, que presentan una elevada flexibilidad
longitudinal. Sin embargo, se aplica también ventajosamente a los
aviones de menor longitud y menos flexibles.
Es sabido que una aeronave con mandos de vuelo
eléctricos comporta unos órganos de pilotaje, tales como
palancas, minipalancas, palancas de pedales, etc... equipados con
transductores eléctricos, de modo que generen las consignas
eléctricas de pilotaje representativas de la acción que un piloto
ejerza sobre ellos, ver por ejemplo la solicitud de patente europea
EP-A-0 296 951. Comporta igualmente
un ordenador de mandos de vuelo que elabora, a partir de dichas
consignas eléctricas de pilotaje generadas por dichos órganos de
pilotaje y de parámetros de pilotaje procedentes por ejemplo de
sensores, de las órdenes de mando eléctricas que dicho ordenador de
mandos de vuelo aplica a los accionadores encargados del
desplazamiento de los timones de la aeronave.
Es sabido además que las aeronaves con mandos de
vuelo eléctricos están provistas de un sistema de referencia
inercial (generalmente llamado sistema IRS) que comprende unos
elementos útiles para la navegación, tales como la central de
inercia y los elementos útiles para el pilotaje, tales como los
girómetros y los acelerómetros. Finalmente se sabe que todos estos
elementos, tanto si se refieren a la navegación como al pilotaje, se
reagrupan en una unidad IRS dispuesta en un emplazamiento
determinado de dicha aeronave. Naturalmente, debido a esto, esta
unidad IRS está sometida a la acción de las deformaciones del
fuselaje, que se producen principalmente siguiendo los ejes de
cabeceo y guiñada bajo la acción del desplazamiento de los timones o
de perturbaciones exteriores.
Debido a la constante de tiempos elevada
relacionada con los elementos útiles para la navegación, dichas
deformaciones sólo tienen una acción limitada sobre estos últimos.
Por el contrario, para evitar los problemas de interacción entre las
deformaciones del fuselaje y los elementos útiles para el pilotaje,
es indispensable disponer de los medios de filtrado en las cadenas
de mando de timones.
Sin embargo, para aeronaves que presenten una
flexibilidad longitudinal importante, las deformaciones resultan
mayores, de modo que es entonces necesario filtrar muy intensamente
dichas cadenas de mando, lo que produce desfases importantes en
éstas y perjudica seriamente el rendimiento de dichas cadenas de
mando.
La presente invención tiene por objeto remediar
este inconveniente.
Con este fin, según la invención, la aeronave con
mandos de vuelo eléctricos, provista de timones aptos para ser
desplazados por unos accionadores controlados eléctricamente, la
cual comporta:
- -
- unos órganos de pilotaje y al menos un ordenador de mandos de vuelo, estando dichos órganos de pilotaje accionados por un piloto y generando las consignas eléctricas de pilotaje, que son dirigidas a dicho ordenador de mandos de vuelo, generando este último ordenador, a partir de dichas consignas eléctricas de pilotaje y de parámetros de pilotaje, las órdenes de mando en balanceo, en cabeceo y en guiñada, que son dirigidas a dichos accionadores para el desplazamiento de dichos timones;
- -
- un sistema de referencia inercial que comprende unos elementos útiles para la navegación y unos elementos útiles para el pilotaje, siendo estos últimos ya sea elementos del tipo girómetro o bien del tipo acelerómetro; y
- -
- un fuselaje susceptible de deformarse y de vibrar con formación de panzas y nodos de vibración repartidos a lo largo del eje longitudinal de dicha aeronave,
es notable porque:
- -
- dicho sistema de referencia inercial presenta una estructura en explosión, con dichos elementos útiles para el pilotaje separados de dichos elementos útiles para la navegación;
- -
- dichos elementos útiles para el pilotaje están repartidos a lo largo de dicho fuselaje;
- -
- cada elemento útil para el pilotaje, de tipo girómetro, está dispuesto en un nodo de vibración de dicho fuselaje;
- -
- cada elemento útil para el pilotaje, de tipo acelerómetro, está dispuesto en una panza de vibración de dicho fuselaje; y
- -
- dichos elementos útiles para el pilotaje están unidos a dicho ordenador de mandos de vuelo, con el fin de que las señales de medición que emitan sean utilizadas como parámetros de pilotaje.
Así, dichos acelerómetros permiten medir las
aceleraciones de la aeronave incluyendo en las mismas los
movimientos vibratorios del fuselaje, mientras que los girómetros
permiten medir las velocidades de rotación, sin incorporar a las
mismas los modos estructurales del fuselaje. Estas mediciones
acelerométricas y girométricas son dirigidas al ordenador de mandos
de vuelo, que elabora en consecuencia las órdenes de mando de los
timones.
Las normas de pilotaje, incorporadas en el
ordenador, no necesitan entonces filtrar los movimientos vibratorios
del fuselaje. En efecto, los modos estructurales medidos por los
acelerómetros pueden estar activamente controlados por las normas de
pilotaje, mientras que los girómetros no miden las deformaciones del
fuselaje.
En el caso más frecuente, el fuselaje de la
aeronave se deforma y vibra de modo que comporte una panza de
vibración en cada uno de sus extremos y un nodo de vibración cerca
de su centro de gravedad. En este caso, dicha aeronave comporta:
- -
- al menos un acelerómetro delantero dispuesto en la parte delantera de dicho fuselaje y que facilita una medición de aceleración vertical y una medición de aceleración lateral;
- -
- al menos un acelerómetro trasero dispuesto en la parte trasera de dicho fuselaje y que facilita una medición de aceleración vertical y una medición de aceleración lateral; y
- -
- al menos un girómetro dispuesto cerca de dicho centro de gravedad de dicha aeronave y que facilita las mediciones de la velocidad de balanceo, de la velocidad de cabeceo y de la velocidad de guiñada.
Es entonces ventajoso que:
- -
- dichas mediciones de aceleración vertical, respectivamente generadas por dicho acelerómetro delantero y por dicho acelerómetro trasero, y la medición de la velocidad de balanceo, generada por dicho girómetro, sean utilizadas como parámetros de pilotaje para la elaboración de dichas órdenes de mando en balanceo;
- -
- dichas mediciones de aceleración lateral, respectivamente generadas por dicho acelerómetro delantero y por dicho acelerómetro trasero, y dichas mediciones de la velocidad de cabeceo y de la velocidad de guiñada, generadas por dicho girómetro, sean utilizadas como parámetros de pilotaje para la elaboración de dichas órdenes de mando en cabeceo; y
- -
- dichas mediciones de aceleración lateral, respectivamente generadas por dicho acelerómetro delantero y por dicho acelerómetro trasero, y dichas mediciones de la velocidad de cabeceo y de la velocidad de guiñada, generadas por el girómetro, sean utilizadas como parámetros de pilotaje para la elaboración de dichas órdenes de mando en guiñada.
La aeronave puede entonces comportar:
- -
- unos medios de filtrado de dichas mediciones de aceleración y de la o de las mediciones de velocidad, para eliminar los ruidos de medición en la misma y evitar el repliegue de espectro;
- -
- unos multiplicadores de ganancia para ponderar cada una de dichas mediciones de aceleración o de velocidad filtradas;
- -
- unos medios de control de fase para dichas mediciones de aceleración filtradas y ponderadas; y
- -
- unos medios de adición para sumar dichas mediciones de aceleración filtradas, ponderadas y controladas en fase, dicha o dichas medición(es) de velocidad filtrada(s) y ponderada(s) y la consigna eléctrica de pilotaje correspondiente, con el fin de elaborar la orden de mando correspondiente.
La aeronave puede comportar además, para la
elaboración de las órdenes de mando en cabeceo y en guiñada, medios
de integración de la velocidad de cabeceo, con el fin de crear una
información de ángulo de cabeceo, que es dirigida a dichos medios de
adición tras la ponderación por un multiplicador de ganancia.
Naturalmente, en dicha arquitectura, todas las
ganancias son optimizadas de manera que satisfagan los compromisos
entre el rendimiento y la estabilidad. Se observa, además, que la
arquitectura según la presente invención permite la supresión de
filtros de baja frecuencia, aunque la aeronave pueda ser muy
flexible.
Las figuras del dibujo anexo harán comprender
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 ilustra, de modo esquemático y
general, el sistema de mandos de vuelo eléctricos según la presente
invención, para un ejemplo de avión que presente una elevada
flexibilidad longitudinal.
La figura 2 muestra, en perspectiva esquemática,
un avión de transporte civil, con los emplazamientos de sus
acelerómetros y girómetros.
La figura 3 es el esquema sinóptico del sistema
de mando en balanceo del avión de la figura 2.
La figura 4 es el esquema sinóptico de los
sistemas de mando en cabeceo y guiñada del avión de la figura 2.
El avión 1 con gran flexibilidad a lo largo de su
eje longitudinal L-L, mostrado por la figura 1,
puede deformarse bajo el efecto del desplazamiento de sus timones o
de perturbaciones exteriores, de modo que las deformaciones
principales de su fuselaje 2, según los ejes de cabeceo y guiñada,
son muy importantes en los extremos delantero 3AV y trasero 3AR de
dicho fuselaje 2, mientras que el centro 4 de este último (donde se
encuentra el centro de gravedad del avión 1) se deforma poco.
Además, las velocidades de rotación unidas a las deformaciones del
fuselaje 2 son muy reducidas cerca del centro 4 de dicho
fuselaje.
Como se ilustra esquemáticamente en la figura 1,
dicho avión 1 comporta:
- -
- una central de inercia Ci, destinada a la navegación y dispuesta en cualquier lugar usual y apropiado de dicho fuselaje 2;
- -
- al menos un acelerómetro delantero 5 dispuesto en el extremo delantero 3AV;
- -
- al menos un acelerómetro trasero 6 dispuesto en el extremo trasero 3AR; y
- -
- al menos un girómetro 7 dispuesto cerca del centro 4 de dicho avión 1.
Naturalmente, aunque en la figura 1, los
acelerómetros 5, 6 y el girómetro 7 estén representados en el
exterior del avión 1 por razones de claridad de diseño, están en
realidad alojados en el interior del fuselaje 2, como se esquematiza
en la figura 2.
Los acelerómetros delantero y trasero 5 y 6
permiten medir las aceleraciones del avión 1 incluyendo los
movimientos vibratorios del fuselaje 2, siendo estas aceleraciones
medidas bajo la forma de sus componentes laterales (NYAV para el
acelerómetro delantero 5 y NYAR para el acelerómetro trasero 6) y
verticales (NZAV para el acelerómetro delantero 5 y NZAR para el
acelerómetro trasero 6). Por otra parte, el girómetro 7 permite
medir las velocidades de rotación del fuselaje 2, cerca del centro
de gravedad del avión 1, fuera de la contribución de los modos
estructurales de este último. Estas velocidades de rotación son
descompuestas en sus tres componentes P (velocidad de balanceo), Q
(velocidad de cabeceo) y R (velocidad de guiñada), cerca del centro
de gravedad del avión 1.
Por otra parte dicho avión 1 comporta:
- -
- al menos una palanca 8, por ejemplo del tipo minipalanca, destinada a ser accionada por un piloto (no representado) y asociado a un transductor 9 que genera las consignas de pilotaje en balanceo y en cabeceo representativas de los desplazamientos de dicha palanca 8;
- -
- al menos una palanca de pedales 10 destinada para ser accionada por dicho piloto y asociada a un transductor 11 que genera las consignas de pilotaje en guiñada representativas de los desplazamientos de dicha palanca de pedales 10;
- -
- al menos un ordenador de mandos de vuelo 12 que recibe, de modo usual:
- \bullet
- por las conexiones 13, dichas consignas de pilotaje en balanceo y en cabeceo generadas por los órganos de pilotaje 8, 9;
- \bullet
- por las conexiones 14, dichas consignas de pilotaje en guiñada generadas por los órganos de pilotaje 10, 11; y
- \bullet
- por las conexiones 15, los parámetros de pilotaje procedentes de sensores, de otros ordenadores, etc.
Algunas de dichas conexiones 15 conectan los
acelerómetros 5 y 6 y el girómetro 7 a dicho ordenador de mandos de
vuelo 12, de modo que las mediciones NZAV, NZAR, NYAV, NYAR, P, Q y
R forman parte de dichos parámetros de pilotaje dirigidos a dicho
ordenador 12 por las conexiones 15.
A partir de dichas consignas de pilotaje en
balanceo, en cabeceo y en guiñada y dichos parámetros de pilotaje,
el ordenador de mandos de vuelo 12 genera las órdenes de mando que
son dirigidas a una pluralidad de accionadores 16.1, 16.2, ...,
16.i, ..., 16n cada uno de los cuales desplaza en consecuencia un
timón 17.1, 17.2, ..., 17.i,...,17.n.
Se observa así que los modos de vibración
estructurales, medidos por los acelerómetros 5 y 6, pueden ser
activamente controlados por las normas de pilotaje implantadas en el
ordenador 12, mientras que el girómetro 7 no tiene en cuenta las
deformaciones del fuselaje. No procede por lo tanto filtrar, por
medio de estas normas de pilotaje, los movimientos vibratorios del
fuselaje 2.
Como puede verse en la figura 2, los
acelerómetros 5 y 6 están dispuestos respectivamente en unos
emplazamientos 18 y 19 del extremo delantero 3AV y del extremo
trasero 3AR del avión 1. Por otra parte, este último comporta:
- -
- un timón de profundidad 21, articulado en el borde de fuga de un plano horizontal ajustable 22;
- -
- unos alerones 23 y y unos espoilers 24, articulados en el borde de fuga de las alas 25; y
- -
- un timón de dirección 26, articulado en el borde de fuga del plano fijo de cola vertical 27.
Naturalmente, cada uno estos timones 21 a 24 y 26
corresponde a uno de los timones 17,i (con i= 1 a n) de la figura
1.
En la figura 3 se representa esquemáticamente la
parte 12A del ordenador de mandos de vuelo 12 correspondiente al
mando en cabeceo de conformidad con la presente invención y
destinada al mando del timón de profundidad 21 y del plano
horizontal ajustable 22. Este mando se efectúa a partir de las
mediciones de aceleración verticales delantera y trasera NZAV y NZAR
y de la medición de la velocidad de cabeceo Q cerca del centro 4,
que le son transmitidas por las conexiones 15 correspondientes.
En esta parte 12A del ordenador de mandos de
vuelo 12, cada medición NZAV, NZAR y Q es filtrada por unos medios
de filtrado 28, 29 y 30, respectivamente, y es ponderada por una
ganancia, por los multiplicadores de ganancia 31, 32 y 33,
respectivamente. Dicho filtrado, que tiene por objeto evitar los
ruidos y el repliegue del espectro, se refiere a las frecuencias
elevadas superiores a 10 Hz. Por lo tanto no es perjudicial para las
actuaciones de los mandos en cabeceo. Además, los controladores de
fase 34 y 35 que reciben las mediciones acelerométricas NZAV y NZAR
ponderadas permiten controlar activamente los modos estructurales
del fuselaje 2. Dicho control de fase corresponde a un ajuste de la
norma de mando en cabeceo, siendo dicho ajuste bloqueado en la fase
de dichos modos estructurales, con el fin de aumentar su
amortización. Se suman las señales que salen de los controladores de
fase 34 y 35 y del multiplicador de ganancia 33 en un adicionador
36, para permitir que se obtenga, en la salida de este último, una
orden de mando en cabeceo en función de las tres mediciones NZAV,
NZAR y Q.
Por otro lado, esta parte 12A del ordenador 12
comporta además un dispositivo de tratamiento 37 y un multiplicador
de ganancia 38 para la consigna de pilotaje en cabeceo, generada por
un órgano de pilotaje 8, 9 y dirigida a dicho dispositivo 37 por una
unión 13.
Esta consigna de pilotaje en cabeceo, así tratada
y ponderada por el dispositivo 37 y el multiplicador 38, es dirigida
a un adicionador 39, en el cual se suma a la orden de mando en
cabeceo que aparece a la salida del adicionador 36.
La orden compuesta de mando en cabeceo que
aparece a la salida del adicionador 39 es dirigida a los
accionadores 16.i del timón de profundidad 21 y del plano horizontal
ajustable 22 para el desplazamiento correspondiente de estos
últimos.
La figura 4 representa esquemáticamente las
partes 12B y 12C del ordenador de mandos de vuelo 12, que
corresponde respectivamente al mando en guiñada por medio de los
alerones 23 y de los espoilers 24 y al mando en balanceo por medio
del timón de dirección 26. Estas dos partes 12B y 12C del ordenador
12 reciben, por las conexiones 15 correspondientes, las mediciones
de aceleración lateral NYAV y NYAR facilitadas por los acelerómetros
5 y 6, así como las velocidades de balanceo P y de guiñada R medidas
por el girómetro 7.
En cada una de dichas partes de ordenador 12B y
12C, cada medición NYAV, NYAR, P y R es filtrada por unos medios de
filtrado de alta frecuencia (superior a 10 Hz) 40, 41; 42, 43; 44,
45; 46, 47, respectivamente, que permiten que los mandos
correspondientes queden libres de problemas de ruido y de repliegue
de espectro, sin influencias perjudiciales para las actuaciones de
dichos mandos. Además, dichas mediciones son ponderadas por las
ganancias, gracias a unos multiplicadores de ganancia respectivos
48, 49; 50, 51; 52, 53; 54, 55. Unos controladores de fase
respectivos 56, 57 y 58, 59 - análogos a los controladores 34 y 35
de la parte 12A del ordenador 12-reciben las
mediciones acelerométricas NYAV y NYAR ponderadas para controlar
activamente los modos estructurales de fuselaje 2. Las señales que
salen de los controladores 56 y 58 y de los multiplicadores de
ganancia 52 y 54 son transmitidas a unos adicionadores 60. Asimismo,
las señales que salen de los controladores 57 y 59 y de los
multiplicadores de ganancia 53 y 55 son transmitidas a un
adicionador 61.
Además, en cada parte de ordenador 12B o 12C, la
velocidad de guiñada P filtrada, que aparece en las salidas de los
medios de filtrado 44 ó 45, respectivamente, es integrada por un
integrador 62 ó 63, y a continuación ponderada por un ordenador de
ganancia 64 ó 65. Dichas integraciones permiten crear una
información de ángulo de guiñada, que es dirigida al adicionador 60
ó 61, respectivo.
Así, en las salidas de los adicionadores 60 y 61,
se obtienen respectivamente una orden de mando en guiñada y una
orden de mando en cabeceo que son, cada una, una función de las
cuatro mediciones NYAV, NYAR, P y R y de la información de ángulo de
guiñada resultante de la integración por el integrador 62 ó 63,
respectivamente.
La parte del ordenador de vuelo 12B comporta
además un dispositivo de tratamiento 62 y un multiplicador de
ganancia 64 para la consigna de pilotaje en guiñada, generada por un
órgano de pilotaje 8, 9 y dirigida a dicho dispositivo 62 por una
unión 13. Esta consigna de pilotaje en guiñada, así tratada y
ponderada por el dispositivo 62 y el multiplicador de ganancia 64,
es dirigida a un adicionador 66, en el cual se suma a la orden de
mando en guiñada que aparece a la salida del adicionador 60. La
orden compuesta de mando en guiñada que aparece a la salida del
adicionador 66 es dirigida a los accionadores 16.i de los alerones
23 y de los espoilers 24.
Asimismo, la parte de ordenador 12C comporta
además un dispositivo de tratamiento 63 y un multiplicador de
ganancia 65 para la consigna de pilotaje en balanceo, generada por
un órgano de pilotaje 10, 11 y dirigida a dicho dispositivo 63 por
una conexión 14. Esta consigna de pilotaje en guiñada, así tratada y
ponderada por el dispositivo 63 y el multiplicador de ganancia 65,
es dirigida a un adicionador 67, en el cual es sumada a la orden de
mando en guiñada que aparece a la salida del adicionador 61. La
orden compuesta de mando en guiñada que aparece a la salida del
adicionador 67 es dirigida a los accionadores 16.i del timón de
dirección 26.
Claims (7)
1. Aeronave (1) con mandos de vuelo eléctricos,
provista de timones (21,22,23,24,26) aptos para ser desplazados por
unos accionadores (16.1 a 16.n) controlados eléctricamente, la cual
comporta:
- -
- unos órganos de pilotaje (8, 9; 10, 11) y al menos un ordenador de mandos de vuelo (12), estando dichos órganos de pilotaje accionados por un piloto y generando las consignas eléctricas de pilotaje, que son dirigidas a dicho ordenador de mandos de vuelo, generando este último ordenador, a partir de dichas consignas eléctricas de pilotaje y de parámetros de pilotaje, las órdenes de mando en balanceo, en cabeceo y en guiñada, que son dirigidas a dichos accionadores para el desplazamiento de dichos timones correspondientes;
- -
- un sistema de referencia inercial que comprende unos elementos (CI) útiles para la navegación y unos elementos (5,6,7) útiles para el pilotaje, siendo estos últimos elementos ya sea del tipo girómetro (7) o bien del tipo acelerómetro (5, 6); y
- -
- un fuselaje (2) susceptible de deformarse y de vibrar con formación de panzas y nodos de vibración repartidos a lo largo del eje longitudinal (L-L) de dicha aeronave,
caracterizado porque:
- -
- dicho sistema de referencia inercial presenta una estructura en explosión, con dichos elementos (5, 6, 7) útiles para el pilotaje separados de dichos elementos (CI) útiles para la navegación;
- -
- dichos elementos (5,6,7) útiles para el pilotaje están repartidos a lo largo de dicho fuselaje (2);
- -
- cada elemento (7) útil para el pilotaje, de tipo girómetro, está dispuesto en un nodo de vibración (4) de dicho fuselaje (2);
- -
- cada elemento (5,6) útil para el pilotaje, de tipo acelerómetro, está dispuesto en una panza de vibración (3AV, 3AR) de dicho fuselaje (2); y
- -
- dichos elementos (5,6,7) útiles para el pilotaje están conectados a dicho ordenador de mandos de vuelo (12), con el fin de que las señales de medición (NYAV, NZAV, NYAR, NZAR, P, Q, R) que emitan sean utilizadas como parámetros de pilotaje.
2. Aeronave (1) según la reivindicación 1, en la
que el fuselaje (2) se deforma y vibra de modo que comporte una
panza de vibración en cada uno de sus extremos (3AV, 3AR) y un nodo
de vibración cerca de su centro de gravedad (4),
caracterizado porque comporta:
- -
- al menos un acelerómetro delantero (5) dispuesto en la parte delantera (3AV) de dicho fuselaje (2) y que facilite una medición de aceleración vertical (NZAV) y una medición de aceleración lateral (NYAV);
- -
- al menos un acelerómetro trasero (6) dispuesto en la parte trasera (3AR) de dicho fuselaje (2) y que facilite una medición de aceleración vertical (NZAR) y una medición de aceleración lateral (NYAR); y
- -
- al menos un girómetro (7) dispuesto cerca de dicho centro de gravedad (4) de dicha aeronave y que facilite las mediciones de la velocidad de balanceo (P), de la velocidad de cabeceo (Q) y de la velocidad de guiñada (R).
3. Aeronave (1) según la reivindicación 2,
caracterizada porque dichas mediciones de
aceleración vertical (NZAV y NZAR), respectivamente generadas por
dicho acelerómetro delantero (5) y por dicho acelerómetro trasero
(6), y la medición de la velocidad de cabeceo (Q), generada por
dicho girómetro (7), son utilizadas como parámetros de pilotaje para
la elaboración de dichas órdenes de mando en cabeceo.
4. Aeronave (1) según la reivindicación 2,
caracterizada porque dichas mediciones de
aceleración lateral (NYAV y NYAR), respectivamente generadas por
dicho acelerómetro delantero (5) y por dicho acelerómetro trasero
(6) y dichas mediciones de la velocidad de balanceo (P) y de la
velocidad de guiñada (R), generadas por dicho girómetro (7), son
utilizadas como parámetros de pilotaje para la elaboración de dichas
órdenes de mando en balanceo.
5. Aeronave (1) según la reivindicación 2,
caracterizada porque dichas mediciones de
aceleración lateral (NYAV y NYAR), respectivamente generadas por
dicho acelerómetro delantero (5) y por dicho acelerómetro trasero
(6) y dichas mediciones de la velocidad de balanceo (P) y de la
velocidad de guiñada (R), generadas por el girómetro (7) son
utilizadas como parámetros de pilotaje para la elaboración de dichas
órdenes de mando en cabeceo.
6. Aeronave (1) según una de las reivindicaciones
3, 4 ó 5, caracterizada porque comporta:
- -
- unos medios de filtrado (28,29,30-40,42,44,46-41,43,45,47) de dichas mediciones de aceleración y de la o de las mediciones de velocidad, para eliminar los ruidos de medición y evitar el repliegue del espectro;
- -
- unos multiplicadores de ganancia (31,32,33,-48,50,52,54-49,51,53,55) para ponderar cada una de dichas mediciones de aceleración o de velocidad filtradas;
- -
- unos medios de control de fase (34, 35-56,58-57,59) para dichas mediciones de aceleración filtradas y ponderadas; y
- -
- unos medios de adición (36,39-60,66-61,67) para sumar dichas mediciones de aceleración filtradas, ponderadas y controladas en fase, dicha o dichas medición(es) de velocidad filtrada(s) y ponderada(s) y la consigna eléctrica de pilotaje correspondiente, con el fin de elaborar la orden de mando correspondiente.
7. Aeronave (1) según la reivindicación 6 y una
cualquiera de las reivindicaciones 4 ó 5,
caracterizada porque comporta además unos
medios de integración (62, 63) de la velocidad de balanceo (P), con
el fin de crear una información de ángulo de balanceo, que está
dirigida a dichos medios de adición (60,66-61,67)
tras ponderación por un multiplicador de ganancia
(64-65).
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